一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本實(shí)用新型涉及一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其屬于航空航天飛行 器氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】：
[0002] 對(duì)于采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的吸氣式高超聲速飛行器而言，進(jìn)氣道處于起 動(dòng)狀態(tài)對(duì)于飛行器至關(guān)重要。國(guó)外已有的飛行試驗(yàn)，如X-43A和X-51A的飛行試驗(yàn)均曾因 進(jìn)氣道不起動(dòng)而導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)未能成功，進(jìn)氣道的起動(dòng)性能在很大程度上決定了飛行器的整體 性能。特別地，對(duì)于寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作的高超聲速飛行器，當(dāng)處于非設(shè)計(jì)工作狀態(tài)時(shí)，進(jìn)氣 道能正常起動(dòng)并且有較小的阻力及流動(dòng)損失，并為發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠的、滿足一定氣流品質(zhì) 要求的空氣流量是評(píng)價(jià)進(jìn)氣道綜合氣動(dòng)性能的重要標(biāo)準(zhǔn)。
[0003] 進(jìn)氣道的起動(dòng)從性能上定義為"進(jìn)氣道的內(nèi)流場(chǎng)的流動(dòng)不影響進(jìn)氣道的流量捕獲 能力"。不起動(dòng)流場(chǎng)的顯著特征為進(jìn)氣道入口存在大分離包，分離包前形成后傾激波，使得 進(jìn)氣道的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)降低，壓比升高。美國(guó)高超聲速進(jìn)氣道專家VanWie將 不起動(dòng)分為"硬"不起動(dòng)和"軟"不起動(dòng)。"硬"不起動(dòng)主要受限于進(jìn)氣道幾何構(gòu)型的內(nèi)收縮 比，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)狀態(tài)下可以設(shè)計(jì)較小的內(nèi)收縮比提高進(jìn)氣道的起動(dòng)能力，但在低馬赫數(shù)下 的非設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)若進(jìn)氣道幾何構(gòu)型不變，進(jìn)氣道將可能進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。"軟"不起動(dòng)主要由 唇罩反射激波與附面層干擾引起的大分離所致。大分離包形成的氣動(dòng)邊界改變了真實(shí)流道 的喉道大小，降低了進(jìn)氣道的起動(dòng)性能，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)?，F(xiàn)有的改善起動(dòng)方法大多 只對(duì)"硬"不起動(dòng)和"軟"不起動(dòng)的一個(gè)方面進(jìn)行改善，而且有些調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)過(guò)于復(fù)雜，可行性 差，未見(jiàn)既能做到同時(shí)抑制兩種不起動(dòng)狀態(tài)，且機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單的設(shè)計(jì)方案。
[0004] 進(jìn)氣道變幾何技術(shù)是一種有效提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能的方法，即指利用機(jī)械裝置等 方式控制進(jìn)氣道在不同飛行條件下的工作狀態(tài)。對(duì)于高超聲速飛行器而言，變幾何裝置的 復(fù)雜程度和控制效率將極大地影響飛行器的工作效率。
[0005] 二元高超進(jìn)氣道因其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于調(diào)節(jié)，便于與前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)備 受關(guān)注。美國(guó)的X-43A，X-51A以及澳大利亞的Hyshot高超聲速飛行試驗(yàn)均采用了此構(gòu)型 的進(jìn)氣道。但此時(shí)的二元構(gòu)型由于一體化設(shè)計(jì)，低馬赫數(shù)下前體發(fā)展了較厚的邊界層，更制 約了進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。三種方案分別采用了前/后掠側(cè)板及泄流來(lái)提高進(jìn)氣道的起動(dòng)性 能，但相應(yīng)的犧牲了對(duì)流量的捕獲能力。
[0006] 目前，國(guó)內(nèi)外已提出的變幾何進(jìn)氣道方案，如唇罩平移和轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)氣道喉道放大均 能改善進(jìn)氣道的起動(dòng)性能，其基本原理在于改變進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比。高性能的進(jìn)氣道為了 在設(shè)計(jì)點(diǎn)獲得較好的壓縮性，進(jìn)氣道具有較大的內(nèi)收縮比，此時(shí)若通過(guò)改變內(nèi)收縮比實(shí)現(xiàn) 進(jìn)氣道的再起動(dòng)，幾何機(jī)構(gòu)就需要有較大的位置變化。對(duì)于進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)的高超聲速飛 行器，快速地實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)刻不容緩，因此要求變幾何機(jī)構(gòu)要結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且能快速響應(yīng)。已有的 變幾何方案雖然能夠改善進(jìn)氣道的起動(dòng)性能，但在再起動(dòng)時(shí)存在時(shí)效性方面的限制。
[0007] 因此，本實(shí)用新型的目的是提出一套更為簡(jiǎn)單的機(jī)構(gòu)能夠提高進(jìn)氣道的起動(dòng)性 能，并在更短的時(shí)間解決進(jìn)氣道的再起動(dòng)問(wèn)題，同時(shí)又可以改善流動(dòng)品質(zhì)，提高進(jìn)氣道的綜 合氣動(dòng)性能。 【實(shí)用新型內(nèi)容】：
[0008] 本實(shí)用新型的目的是提供一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其應(yīng)用于吸 氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)。在傳統(tǒng)矩形截面高超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)并安裝可 部分轉(zhuǎn)動(dòng)的部分可調(diào)頂板，根據(jù)飛行器的飛行條件調(diào)節(jié)頂板位置，頂板小角度旋轉(zhuǎn)形成前 后兩處泄流窗口，前緣設(shè)計(jì)在進(jìn)口截面附近，后緣設(shè)計(jì)在頂板與喉道連接處。利用簡(jiǎn)單的轉(zhuǎn) 動(dòng)，來(lái)排掉部分前體發(fā)展來(lái)的附面層或不起動(dòng)形成的大分離包，通過(guò)喉道的泄流提高進(jìn)氣 道的起動(dòng)能力。加速起動(dòng)過(guò)程中進(jìn)氣道只需經(jīng)過(guò)兩次轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)節(jié)即可顯著改善進(jìn)氣道的起動(dòng) 性能。小角度轉(zhuǎn)動(dòng)的變幾何過(guò)程更易實(shí)現(xiàn)，再起動(dòng)控制時(shí)效性更強(qiáng)，對(duì)進(jìn)氣道的流動(dòng)的控制 更全面，從而綜合改善進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。
[0009] 本實(shí)用新型采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其包 括高超聲速飛行器機(jī)體、矩形唇罩、末級(jí)頂板和作動(dòng)機(jī)構(gòu)，所述末級(jí)頂板上包括部分可調(diào)頂 板，所述部分可調(diào)頂板為一塊設(shè)有內(nèi)部轉(zhuǎn)軸的實(shí)體曲面板或直板，轉(zhuǎn)軸與高超聲速飛行器 機(jī)體連接，所述部分可調(diào)頂板通過(guò)作動(dòng)機(jī)構(gòu)繞轉(zhuǎn)軸小角度轉(zhuǎn)動(dòng)，所述矩形唇罩進(jìn)口截面與 末級(jí)頂板的交線位置為部分可調(diào)頂板的轉(zhuǎn)動(dòng)前緣，所述部分可調(diào)頂板前緣形成前緣泄流 窗，后緣形成喉道泄流窗，所述高超聲速飛行器機(jī)體內(nèi)部形成有將喉道泄流窗和前緣泄流 窗連通的泄流通道。
[0010] 本實(shí)用新型還采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的設(shè) 計(jì)方法，其包括如下步驟：
[0011] 第一步：根據(jù)部分可調(diào)頂板末級(jí)連接喉道的具體情況選取部分可調(diào)頂板可轉(zhuǎn)動(dòng)部 分，轉(zhuǎn)動(dòng)前緣取矩形唇罩進(jìn)口截面與末級(jí)頂板的交線位置，轉(zhuǎn)動(dòng)后緣取部分可調(diào)頂板與喉 道相接處；
[0012] 第二步：根據(jù)進(jìn)氣道的具體情況及飛行條件確定部分可調(diào)頂板前緣抬高高度H1 與部分可調(diào)頂板后緣下降高度H2的幾何尺寸，其中H1取來(lái)流附面層厚度的量級(jí)，H2由 Kantrowiz自起動(dòng)邊界收縮比估算出的折合喉道高度確定；
[0013]
[0014]
[0015]心為遠(yuǎn)場(chǎng)進(jìn)口面積，Ma(l是遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流馬赫數(shù)，A4為喉道面積，調(diào)整H2改變的是A4面 積大小，實(shí)際設(shè)計(jì)時(shí)，由這個(gè)公式確定出H2;
[0016] 第三步：由簡(jiǎn)單的幾何相似關(guān)系獲得轉(zhuǎn)動(dòng)軸的位置〇和轉(zhuǎn)動(dòng)角0，小角度時(shí)弧長(zhǎng) AA近似等于A化長(zhǎng)，等于H:長(zhǎng)，同理A2B2等于H2,A:A2為原型面，B也為轉(zhuǎn)動(dòng)后型面，轉(zhuǎn)動(dòng) 中心即是型面線的交點(diǎn)，小角度時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)角0近似等于sin0 =H/AiO;
[0017] 第四步，通過(guò)數(shù)值模擬或風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證變幾何后的進(jìn)氣道能否在低于原進(jìn)氣道設(shè) 計(jì)最低工作馬赫數(shù)下起動(dòng)，同時(shí)泄流量較低，不超過(guò)捕獲流量的5%，如果能，設(shè)計(jì)完成；如 果不能，重新選擇Hl、H2,重復(fù)上述設(shè)計(jì)步驟。
[0018] 本實(shí)用新型又采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的工 作方法，其包括如下步驟：
[0019] 第一步：高超聲速飛行器在其他輔助推進(jìn)系統(tǒng)下完成低馬赫數(shù)加速過(guò)程，此時(shí)部 分可調(diào)頂板不需轉(zhuǎn)動(dòng)，9i= 0 ;
[0020] 第二步：當(dāng)飛行速度加速到進(jìn)氣道數(shù)值仿真或?qū)嶒?yàn)得到的預(yù)估自起動(dòng)馬赫數(shù)附近 時(shí)，飛行控制系統(tǒng)發(fā)出指令，調(diào)節(jié)頂板轉(zhuǎn)至確定的0角度位置；
[0021] 第三步：高超聲速飛行器繼續(xù)加速，當(dāng)飛行控制系統(tǒng)檢測(cè)進(jìn)氣道是否進(jìn)入起動(dòng)狀 態(tài)，且沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作；
[0022] 第四步：高超聲速飛行器繼續(xù)加速到進(jìn)氣道設(shè)計(jì)工作狀態(tài)時(shí)，前體激波交于矩形 唇罩前緣位置，調(diào)節(jié)部分可調(diào)頂板轉(zhuǎn)回原位置，以提高進(jìn)氣道起動(dòng)后的工作性能；
[0023] 第五步：當(dāng)高超聲速飛行器由燃燒室反壓脈動(dòng)等因素使進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài) 時(shí)，進(jìn)口處出現(xiàn)大分離包及后傾激波，進(jìn)氣道性能參數(shù)急劇下降，當(dāng)因大分離包的自持特 性，無(wú)法恢復(fù)到起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，控制部分可調(diào)頂板迅速轉(zhuǎn)動(dòng)，吸出大分離包，使進(jìn)氣道再起動(dòng)， 其中吸出的氣流通過(guò)泄流通道流出，待監(jiān)測(cè)系統(tǒng)監(jiān)測(cè)到進(jìn)氣道再起動(dòng)后控制部分可調(diào)頂板 轉(zhuǎn)回原位置。
[0024] 本實(shí)用新型具有如下有益效果：變幾何調(diào)節(jié)后降低了高超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)馬赫 數(shù)，改善了進(jìn)氣道低馬赫數(shù)的起動(dòng)性能，拓寬了進(jìn)氣道的工作范圍和飛行器的飛行包線；進(jìn) 氣道進(jìn)入反壓等引起的不起動(dòng)時(shí)，擾動(dòng)條件消除后由于遲滯效應(yīng)，進(jìn)氣道不能恢復(fù)到起動(dòng) 狀態(tài)，變幾何調(diào)節(jié)可消除不起動(dòng)時(shí)入口的大分離包，分離包消除后可實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)，且相對(duì)與 已有的變幾何調(diào)節(jié)具有機(jī)構(gòu)更簡(jiǎn)單、相應(yīng)速度更快，效率更高的特點(diǎn)。
【附圖說(shuō)明】：
[0025] 圖1為本實(shí)用新型矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的主視圖（包含前體激 波）。
[0026] 圖2為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道中部分可調(diào)頂板轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)的 示意圖。
[0027] 圖3為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道中部分可調(diào)頂板工作狀態(tài)的 示意圖（包含前體激波）。
[0028] 圖4為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道由于出口壓力脈動(dòng)等原因進(jìn) 入不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)的示意圖（包含前體激波和入口大分離包及后傾激波）。