专利名称：前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种超声速/高超声速气动式可调进气道，尤其是一种用于飞行器上采用前体自循环对前体激波系的气动式整体重构的超声速/高超声速可调进气道。
背景技术：
进气道是冲压发动机的一个重要气动部件，其设计形式和参数对发动机的运行能力、工作性能均存在显著影响。目前，定几何高超声速进气道往往以最高飞行马赫数为设计点，使前体压缩波系汇聚在唇罩前缘附近以获取高的流量捕获能力，然而飞行马赫数较低时，激波倾角增大，经过前体预压缩的部分气流在进气道口部发生溢流，使得进气道流量系
数显著下降，且流溢阻力加大。考虑到在较低飞行马赫数时高超声速飞行器正处于加速阶段，正是需要推力的时候，因此改善高超声速进气道的低马赫数流量捕获能力非常关键。为了解决这一问题，必须使进气道具备一定的气动调节能力，目前主要有变几何调节和定几何调节两类技术途径。其中，针对变几何可调途径已有较多的研究，如HYPR伞状进气道、压缩面轴向可调进气道、ATREX中心锥位置可调进气道、GTK半圆形变几何进气道和多级圆盘可调轴对称进气道等。通过机械方式改变物面几何参数及喉道截面积，此类进气道能够对口部波系及收缩比进行调节，故可在较宽广的马赫数范围内获得高的流量系数及总压恢复性能，但其缺点也很突出重量增加，结构复杂，可靠性下降，且封严、热防护等问题较为突出。除此以外，国际上也在探索各类定几何可调进气道的设计概念。其中磁控进气道概念是目前的一个研究热点。此类进气道首先采用特殊方法使来流部分电离，而后使用可变磁场通过洛伦兹力来对气流方向进行操纵，从而实现对进气道口部波系的控制，故有望显著改善高超声速进气道在低马赫数下的流量捕获能力。然而，由于伴随着附加的总压损失和加热效应，部分状态下该技术所带来的收益并不显著，并且其所需的附属设备较多，强磁场的迭加还可能会给飞行器的制导和通讯带来不可低估的负面影响。因此，需要一种新的技术方案以解决上述问题。
发明内容
为了改进现有的超声速/高超声速气动式可调进气道中采用的流体式激波控制技术必须每级激波分别控制，需要机构较多且激波损失较大的缺点，本发明提出了一种前体自循环的超声速/高超声速气动式可调进气道，可以对多级激波同时控制，结构简单且可降低激波损失。为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案一种前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，其包括进气道主体、安装在进气道主体外侧的进气道唇罩，所述进气道主体及进气道唇罩之间形成进气道内通道，所述进气道主体具有远离进气道内通道的第一级压缩面及靠近进气道内通道的第二级压缩面，所述第一级压缩面及第二级压缩面相接且相接处具有钝角的夹角；所述第一级压缩面上设有第一多缝或多孔板，所述第二级压缩面上设有第二多缝或多孔板；所述第一多缝或多孔板内具有第一稳压腔，第二多缝或多孔板内具有第二稳压腔；所述第一稳压腔及第二稳压腔之间具有引流管道，并且第一稳压腔及第二稳压腔均只连接一个引流管道；弓丨流管道上安装有控制二次流流量的阀门。本发明前体自循环的超声速/高超声速气动式可调进气道不仅能使进气道在较宽的马赫数范围 内保持较高的流量系数，激波损失小，而且第一稳压腔及第二稳压腔均只连接一个引流管道，使得该前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道调节机构少，结构简单，易于实现，另外，不从内通道引气而从第二级压缩面上的第二多缝或多孔板引气一方面可以避免内通道的压力波动对引气量的影响，另一方面也避免因多缝或多孔板对内通道边界层的影响造成的进气道的起动性能及隔离段的耐反压能力的下降。
图I是本发明前体自循环的超声速/高超声速气动式可调进气道的结构示意图。图2是本发明的工作原理图。
具体实施例方式请参阅图I所示，本发明公开了一种前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，其包括进气道主体I、安装在进气道主体I外侧的进气道唇罩2，所述进气道主体I及进气道唇罩2之间形成进气道内通道14，所述进气道主体I具有远离进气道内通道14的第一级压缩面16及靠近进气道内通道14的第二级压缩面17，所述第一级压缩面及第二级压缩面相接且相接处具有钝角的夹角；所述第一级压缩面16上设有第一多缝或多孔板3，所述第一多缝或多孔板3自第一级压缩面16延伸至第一级压缩面及第二级压缩面相接处；所述进气道主体I上还设有位于进气道内通道14内的第二多缝或多孔板7 ;所述第一多缝或多孔板3内具有第一稳压腔4，第二多缝或多孔板7内具有第二稳压腔8 ;所述第一稳压腔4及第二稳压腔8之间具有引流管道6，并且第一稳压腔4及第二稳压腔8均只连接一个引流管道；引流管道6上安装有控制二次流流量的阀门5。请参阅图I及图2所示，利用第一级压缩面16和第二级压缩面17上的压力差，从第二多缝或多孔板7引出少量二次流到第二稳压腔8内，经过引流管道6将二次流输送到第一级压缩面16下的第一稳压腔4中，再从第一多缝或多孔板3注入主流。注入的二次流9会在物面占据一定的流动空间，并且会带来扰动导致总压损失，使得外部主流在壁面附近区域的流通能力不断减弱，其“气动边界”10会向外偏转，并且第一级压缩面16上的气动边界与第二级压缩面17上的边界层交汇，共同形成弯曲的边界层。合理布置注入缝或孔的分布规律可以形成类似于等熵压缩的逐渐变化的“气动边界”10型面。在弯曲的气动边界10上会发出一系列弱压缩波系11，与物面前端的激波13相互干扰，可以使进气道外激波系连续变化且使第二道激波蜕化或者是大大弱化，前体激波系就被重构形成一道弯曲激波12。通过阀门5调整二次流9的流量，就可以实现对两级激波系整体重构。利用激波整体重构技术，该进气道的工作方式与常规定几何进气道有很大不同，若进气道的工作马赫数范围为M1Il2 (M^M2),则可以将此进气道的设计马赫Ms设置在工作马赫数之间，即Mi〈Ms〈M2而不是常规定几何进气道的最高工作马赫数，在马赫数为Ms时配置外压缩面使两道激波交于唇口。在低于封口马赫数Ms时，激波系不需要调节，故阀门关闭，但是其流量系数仍然比常规进气道高且总压恢复也略有提高；在封口马赫数Ms M2之间时，调节阀门使外激波系始终保持贴口，进气道的流量系数均可保持为I。因此该可调进气道可以在马赫数M:M2范围内保持流量系数为I，在马赫数M1Ils范围内的流量系数也大幅提高。在工作马赫数4飞范围内设计了一个具有两级压缩面的高超声速可调进气道，该进气道在马赫数5时设计封口，配置前体激波系。表I对比给出了该可调进气道与一个常规定几何进气道的性能对比，可以看出在马赫数4时，流量系数比常规定几何进气道提高23. 8%且总压恢复系数提高8. 2%，马赫数5时流量系数比常规定几何进气道提高22. 1%且总压恢复高5. 5%，马赫数5. 8是流量系数比常规定几何进气道提高5. 2%且总压恢复提高I. 7%。在马赫数5飞范围内，通过调节调节阀门的开度使外激波均可达到贴口状态，使流量系数均能够保持为1，最高消耗的二次流仅为2. 3%进气道捕获流量，并且这部分二次流并没有消耗，仍然在前体两级压缩面循环流动。可见前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道能够显著提高低马赫数下的流量系数，与两级分别调节的方式相比，所需的管路短，调节系统少；从第二级压缩面引气一方面可以避免内通道的压力波动对引气量的影 响，另一方面也避免因多缝或多孔板对内通道边界层的影响造成的进气道的起动性能及隔离段的耐反压能力的下降。表I应用本发明的流体式可调进气道与常规定几何进气道性能对比
流体式可调进气道
性能参(参考值)__(变化幅度)_
古安押,'士A 封口马赫数为5，喉道放大，应用
7 案 ω述封口马赫数为6
__(! 体激波系整体重构技木
—流量系数一0.951+1.7%
Mo=5, 8---
总压恢复系数0.472η 5.2%
^001流量系数0.810+22. I
1,=5---
总压恢复系数0.559+5.5%
流量系数0.626+23.8%
M0=4---
总压恢复系数0.643+8.2%
备注两进气道捕获高度相同，前体长度相同，两级激波角相同本发明前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道可根据不同的设计需要，对进气道主体外压缩面合理安排以达到最佳的外压缩波系配置，即外压缩锥面根据进气道工作马赫数范围合理选取压缩面级数和压缩角。为获得最佳的调节效果并减小进气道工作时的总压损失。本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
权利要求
1.一种前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，其特征在于其包括进气道主体(I)、安装在进气道主体(I)外侧的进气道唇罩(2)，所述进气道主体(I)及进气道唇罩(2)之间形成进气道内通道(14)，所述进气道主体(I)具有远离进气道内通道(14)的第一级压缩面(16)及靠近进气道内通道(14)的第二级压缩面(17)，所述第一级压缩面及第二级压缩面相接且相接处具有钝角的夹角；所述第一级压缩面(16)上设有第一多缝或多孔板(3)，所述第二级压缩面(17)上设有第二多缝或多孔板(7);所述第一多缝或多孔板(3)内具有第一稳压腔(4)，第二多缝或多孔板(7)内具有第二稳压腔(8);所述第一稳压腔(4)及第二稳压腔(8)之间具有引流管道(6)，并且第一稳压腔(4)及第二稳压腔(8)均只连接一个引流管道；弓I流管道(6 )上安装有控制二次流流量的阀门(5 )。
2.根据权利要求I所述的前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，其特征在于利用第一级压缩面(16)和第二级压缩面(17)上的压力差，从第二多缝或多孔板(7)引出少量二次流到第二稳压腔(8)内，经过引流管道(6)将二次流输送到第一级压缩面(16)下的第一稳压腔(4)中，再从第一多缝或多孔板(3)注入主流。
3.根据权利要求I或2所述的前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，其特征在于所述第一多缝或多孔板(3)自第一级压缩面(16)延伸至第一级压缩面及第二级压缩面相接处。
全文摘要
本发明提供了一种前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，主要由进气道主体、进气道唇罩、引流管路、阀门、稳压腔、引流板、引流腔和多孔或多缝板组成，该进气道能够在较宽的马赫数范围内保持较高的流量系数，激波损失小，而且第一稳压腔及第二稳压腔均只连接一个引流管道，使得该前体自循环的气动式超声速/高超声速可调进气道调节机构少，结构简单，易于实现。
文档编号F02C7/04GK102953825SQ20121047902
公开日2013年3月6日 申请日期2012年11月22日 优先权日2012年11月22日
发明者谭慧俊, 李程鸿, 田方超, 张启帆, 张悦, 杜沫辰 申请人:南京航空航天大学