[發明專利]一種亞燃超燃沖壓發動機進氣道結構及確定方法

在審

• 申請號: 202310465637.7
• 申請日: 2023-04-26
• 公開（公告）號: CN116658303A
• 公開（公告）日: 2023-08-29
• 發明（設計）人: 魯偉;沈清;陳蘭;薛飛;王譽超;董壘;胡靜;蔣增輝
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;G06F30/15;G06F30/17;F02K7/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 徐曉艷

本發明涉及一種亞燃超燃沖壓發動機進氣道結構及確定方法，進氣道的外壓縮段由外壓縮段水平面、第一面板、第二面板、第三面板構成，內壓縮段下端面的入口處設置有帶偏角的唇口；進氣道結構參數確定時，將亞燃沖壓發動機進氣道設計和超燃沖壓發動機進氣道設計組合起來，只需確定進氣道入口馬赫數，即可自主判定并選擇相應的沖壓發動機進氣道幾何構型確定流程，最終輸出滿足設計要求的最優進氣道幾何構型。本發明能夠快速開展亞燃超燃沖壓發動機二維進氣道結構設計并給出優化外形和性能參數，為后續沖壓發動機整體推進性能分析提供基礎。

技術領域

本發明屬于高速飛行器沖壓發動機設計技術領域，涉及一種亞燃超燃沖壓發動機進氣道結構及確定方法。

背景技術

高超聲速飛行器是指飛行速度超過5Ma的飛行器，既可大大減少人員與貨物跨洲運輸時間，又可作為高超聲速武器快速打擊遠距離目標，是航空航天領域當下和未來的研究熱點。高超聲速巡航飛行器是高超聲速飛行器的一類典型代表，受到世界各國的廣泛重視，研究表明，當馬赫數小于3時，渦輪噴氣發動機性能優于沖壓發動機，當馬赫數大于3時，沖壓發動機性能要明顯優于渦輪噴氣發動機，因而高超聲速巡航飛行器的動力系統一般采用亞燃/超燃沖壓發動機。

作為高超聲速巡航飛行器的主要動力系統，沖壓發動機的技術水平能夠影響高超聲速巡航飛行器的研制進度。沖壓發動機可簡單劃分為進氣道、燃燒室、尾噴管，進氣道用于壓縮空氣，燃燒室用于空氣燃料混合燃燒，尾噴管用于將高能氣體膨脹排出獲取動能。沖壓發動機進氣道可以劃分為由多楔面構成的進氣道外壓縮段、內壓縮段和隔離段。外壓縮段通過幾道斜激波系對來流進行預壓縮，為進氣道提供流場品質足夠好、流量達到要求的預壓縮氣流，內壓縮段也可通過激波對氣流進一步壓縮，使氣流馬赫數、壓力滿足設計指標，同時使氣流方向與發動機軸線平行。

沖壓發動機進氣道的工作性能直接關系發動機能否正常工作并產生足夠的推力，而這些性能又與進氣道的幾何構型緊密相關。作為高超聲速巡航飛行器的重要組件，沖壓發動機進氣道的研究至關重要。

現有沖壓發動機進氣道構型設計多采用數值方法，多倫迭代計算量非常大，耗費機時長，降低了飛行器多學科優化整體設計效率。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提出一種亞燃超燃沖壓發動機進氣道結構及確定方法，在設計入口馬赫數確定之后，通過快速開展亞燃、超燃沖壓發動機二維進氣道外形設計并確定出優化外形和性能參數，為后續沖壓發動機整體推進性能分析提供結構基礎。

本發明解決技術的方案是：一種亞燃超燃沖壓發動機進氣道結構，包括外壓縮段和內壓縮段，外壓縮段背風面為水平面，外壓縮段的迎風面由第一面板、第二面板、第三面板依次拼接而成，第三面板連接到內壓縮段上端面，內壓縮段下端面的入口處設置有帶偏角的唇口；第一面板所在平面與外壓縮段水平面形成的銳角為第一楔面角，第二面板所在平面與第一面板所在平面形成的銳角為第二楔面角，第三面板所在平面與第二面板所在平面形成的銳角為第三楔面角，唇口所在平面與內壓縮段下端面形成的銳角為唇口偏轉角，第三面板所在平面與內壓縮段上端面形成的銳角為第五偏轉角；

來流速度超過馬赫數預設閾值時，氣流經過第一楔面角形成第一道斜激波，經過第二楔面角形成第二道斜激波，經過第三楔面角形成第三道斜激波，經過唇口偏轉角形成第四道斜激波，經過第五偏轉角形成第五道斜激波，對于亞燃沖壓發動機進氣道，第五道斜激波后，經過進氣道內壓縮段還形成一道正激波，使氣流速度減小為亞聲速。

進一步的，當沖壓發動機的進氣道入口馬赫數設計值不大于限定值時，亞燃沖壓模態的進氣道幾何參數的確定方式包括以下流程：

分步一、輸入亞燃沖壓發動機進氣道邊界條件，包括進氣道最小入口馬赫數、進氣道入口馬赫數設計值、第一楔面角最小值、第二楔面角最小值、第三楔面角最小值、唇口偏轉角最小值、第一進氣道總壓恢復系數閾值；任意選定進氣道結構的縱剖面作為第一剖面，給定第一面板、外壓縮段背風面所成交線與第一剖面的交點坐標、唇口的入口邊界與第一剖面的交點坐標；