一种高超声速进气道的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速进气道，包括进气道主体、进气道唇罩，回流通道，所述回流通道包括回流通道进口、回流通道出口以及联接回流通道进口和回流通道出口的等截面引流管路。本发明高超声速进气道的工作原理是：利用进气道不起动时进口前的大分离泡所诱导产生的激波前后静压差，通过回流通道进口将进气道进口处分离泡中低能流引出，经过引流管路后于回流通道出口重新注入进气道前体形成封闭式循环流动。该回流通道结构可显著降低进气道的自起动马赫数，同时对进气道外流场几乎无干扰。而且高马赫数下回流通道对进气道性能几乎不产生影响，保证了高马赫数下进气道性能。本发明结构简单，易于实现。
【专利说明】一种高超声速进气道
【技术领域】
[0001]本发明属于冲压发动机【技术领域】，特别是一种高超声速进气道。
【背景技术】
[0002]高超声速飞行是指马赫数大于5的飞行。高超声速远程机动飞行器的研究因其重要的战略意义成为当今世界强国竞相开展的热点研究问题。进气道作为高超声速推进系统中的主要部件，是吸气式高超声速推进技术发展的关键技术之一，其性能的优劣往往对整个推进系统性能产生至关重要的影响。然而现阶段高超声速进气道低马赫数下自起动问题往往限制了飞行器的工作范围，进而直接对助推系统及飞行成本产生决定性影响。因此，探究如何有效降低进气道自起动马赫数具有突出的现实意义。
[0003]通常，拓宽进气道工作马赫数范围的技术途径主要有两类:变几何调节方法和定几何型面下流场控制方法。目前采取的变几何进气道方案主要分为以下几类:转动式、平动式、可调斜板等。法国国家航空宇航技术研究中心(ONERA)等机构研究的闻超声速导弹以及美国的X-43A飞行器所采用的进气道均为唇口转动变几何方案。相对于唇口转动方案，收缩唇口式变几何进气道控制难度相对较低，法国的F.Falempin和俄罗斯的M.Goldfeld等对伸缩唇口式变几何进气道的起动过程进行了研究。变几何进气道通过机械方式改变物面参数及喉道截面积，进而对口部波系及收缩比进行调节，故能有效拓宽进气道工作马赫数范围并保证关键状态甚至是不同工作状态下进气道接近最佳性能工作。但其缺点也很突出:重量增加，结构复杂，可靠性下降，且封严、热防护问题较为突出。
[0004]定几何型面下的流场控制方法，大多是通过低马赫数下的溢流以达到降低进气道自起动马赫数的目的，如在进气道内主动抽吸、开设被动溢流槽等。此类调节方法实际上是将喉道截面积“放大”，缓解了低马赫数下进气道喉道截面积显得过小的问题，因此能有效改善进气道低马赫数下自起动性能。但是通过此类定几何型面下的流场控制方法也会带来一些不利影响，如进气道起动后，继续发生的溢流会引起进气道流量损失，导致发动机推力损失。溢流还会对外部流场产生干扰导致进气道乃至整个飞行器的阻力增大。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的问题是提供一种具有回流通道的高超声速进气道，该进气道基于封闭式流场控制技术，通过简易的引流装置使进气道自起动性能明显改善，进气道工作马赫数范围显著拓宽。该引流装置既不会大幅增加原进气道的重量，同时高马赫数下几乎无回流产生，对高马赫数下进气道性能几乎不产生影响。
[0006]本发明公开的一种高超声速进气道，包括进气道主体、进气道唇罩，在进气道主体、进气道唇罩之间形成的进气道内通道，进气道内通道始端为进气道进口，进气道压缩面紧邻进气道进口，进气道进口处有分离区；该高超声速进气道还包括回流通道，所述回流通道包括回流通道进口、回流通道出口以及联接回流通道进口和回流通道出口的引流管路；回流通道进口开设于进气道内通道内，且位于分离区后半部，回流通道出口开设于回流通道进口所处的同一级进气道压缩面内。
[0007]作为上述技术方案的进一步改进，所述回流通道进口和回流通道出口壁面均垂直于进气道压缩面。
[0008]作为上述技术方案的更进一步改进，所述回流通道进口的截面中心线与分离区始发点的距离L1满足:
[0009]0.65Lb ≤ L1 ≤ 0.95b,
[0010]其中，Lb为分离区沿流向的宽度；
[0011]回流通道出口的截面中心线与进气道压缩面始点的距离L2满足:
[0012]0.5b ^ L2 ^ 1.0Ls,
[0013]其中，Ls为回流通道所处的压缩面的始点与分离区始发点间的距离；
[0014]作为上述技术方案的再进一步改进，所述引流管路为等截面管道。
[0015]作为上述技术方案的再进一步改进，引流管路与回流通道进口、回流通道出口之间的联接均通过圆弧过渡。
[0016]作为上述技术方案的再进一步改进，引流管路的截面宽度b满足:
[0017]0.2ff ^ b ^ 0.5W,
[0018]其中，W为进气道内通道的进口宽度；
[0019]引流管路靠近压缩面一侧的内壁面的过渡圆弧半径为R、该内壁面距压缩面的垂直距离为Ld,且满足:
[0020]1.0b ^ R ^ 2.0b,
[0021]1.5R ≤ Ld ≤ 2.0R。
[0022]本发明的有益效果:
[0023]仅通过结构简单的引流装置，显著降低了高超声速进气道的自起动马赫数，拓宽了进气道的工作马赫数范围，且对进气道外流场几乎无干扰。而且高马赫数下该结构对进气道性能几乎不产生影响，保证了高马赫数下进气道性能。并且工作稳定、可靠，易于实现。
【专利附图】
【附图说明】
[0024]图1是本发明高超声速进气道结构示意图；
[0025]图2是本发明高超声速进气道各部件及相对位置示意图；
[0026]图3-1和图3-2是本发明高超声速进气道工作原理图；
[0027]图4是本发明高超声速进气道作用机理示意图；
[0028]图5-1、5-2和5-3是本发明高超声速进气道自起动过程中典型状态下的马赫数等值图；
[0029]图6是原型面进气道(不带回流通道)自起动过程中典型状态下的马赫数等值图；【具体实施方式】
[0030]下面结合附图，对本发明提出的一种高超声速进气道进行详细说明。
[0031]如图1和图2所示，一种高超声速进气道包括进气道主体5、进气道唇罩4，在进气道主体5、进气道唇罩4之间形成的进气道内通道6，进气道内通道6始端为进气道进口 8，进气道压缩面7紧邻进气道进口 8。[0032]低马赫数下进气道不起动时，进气道进口 8处往往形成大的分离区9，分离区9沿流向的宽度为Lb。该高超声速进气道还包括回流通道，所述回流通道包括回流通道进口 1、回流通道出口 2以及联接回流通道进口 I和回流通道出口 2的等截面的引流管路3。
[0033]回流通道进口 I开设于进气道内通道6内，且位于分离区9后半部所覆盖的进气道主体5上。回流通道进口 I的截面中心线与分离区9始发点的距离L1满足:
0.65Lb ^ L1 ^ 0.95Lb。回流通道出口 2开设于回流通道进口 I所处的同一级进气道压缩面7内，且位于分离区9的前方。回流通道进口 I和回流通道出口 2壁面均垂直于进气道压缩面
7。回流通道出口 2的截面中心线与进气道压缩面7始点的距离L2满足:0.5b ^ L2 ^ 1.0Ls,其中，Ls为压缩面7的始点与分离区9始发点间的距离。引流管路3的截面宽度b满足:
0.2W≤b≤0.5W，其中，W为进气道内通道的进口宽度。引流管路3与回流通道进口 1、回流通道出口 2之间的联接均通过圆弧过渡。引流管路3靠近压缩面7的一侧内壁面的过渡圆弧半径为R、该内壁面距压缩面7的垂直距离为Ld，且满足:1.0b≤R≤2.0b,
1.5R ≤ Ld ≤ 2.0R。
[0034]如图1和图3-1、图3-2所示，对于高超声速进气道而言，低马赫数下，当进气道捕获流量不能全部通过喉道时，往往在进气道进口 8处形成大的分离泡，进而产生诱导激波10，气流经过诱导激波10后静压值显著升高，此时利用诱导激波10前后静压差作为动力源，“驱使”分离区中低能流于回流通道进口 I处引出，并由引流管路3引回进气道前体，二次流11形成。回流于回流通道出口 2处重新注入进气道，并于此处形成“鼓包状”气动壁面12。高速外流流经此凸状气动壁面12，诱发产生一系列弱压缩、膨胀波系对楔面压缩波13进行“修饰”，使楔面压缩波13有明显弯曲并往外偏移，导致溢流窗口 14变大，进气道前体超声速溢流增加，进气道捕获流量下降，这显然有利于进气道低马赫数下的起动。同时，如图4所示，低马赫数下，随着引流的开始，分离区中低能流于回流通道进口处引出，分离泡逐渐减小，诱导激波强度随之减弱，导致回流通道进、出口间静压差下降，驱动压差的减小使回流量下降，进气道前体压缩波系所受影响减弱，如此形成“负反馈响应”直至分离泡及诱导激波消失，进气道随即起动。
[0035]应用实例1:
[0036](I)技术指标:
[0037]工作马赫数范围:5.0~7.0，设计工作状态为马赫6.0
[0038](2)方案介绍:
[0039]设计了一个具有三级压缩面的二元高超声速进气道，三道压缩楔面角度分别为5° ,5.4°和5.9°，喉道高度At=18.7mm，进气道隔离段长度为喉道宽度7倍，喉道内收缩比CR=L 6，出于热防护考虑，对压缩面前缘及唇罩前缘都进行了钝化处理。在此原型面进气道内开设回流通道，且回流通道设计参数为=L1 ^ 0.70Lb、b=0.2W、L2=0.5b、R=L Ob、Ld=L 5R。通过数值仿真对带回流通道进气道流场进行二维模拟，从图5-1所示的仿真结果中可以看出进气道于马赫4.2实现自起动。
[0040]应用实例2:
[0041]在应用实例I所述的原型面进气道内开设回流通道，改变实施例1中回流通道的参数，本实施例回流通道设计参数为=L1 ^ 090LB、b=0.4W、L2=1.0Ls,R=L 5b、LD=2.0R。通过数值仿真对带回流通道进气道流场进行二维模拟，从图5-2所示的仿真结果中可以看出进气道于马赫4.2实现自起动。
[0042]应用实例3:
[0043]在应用实例I所述的原型面进气道内开设回流通道，改变实施例1中回流通道的参数，本实施例回流通道设计参数为=L1 ^ 084Lb、b=0.27W、L2=0.33LS、R=L 25b、Ld=L 5R。通过数值仿真对原型面进气道及带回流通道进气道流场进行二维模拟，并将仿真结果进行分析对比。
[0044](I)自起动特性对比:
[0045]定义分离区完全消失时为进气道起动状态。对于原型面进气道而言，如图6所示，低马赫数下进气道进口处形成大分离泡，随着来流马赫数的增加，分离泡一直存在直至马赫5.4才消失,进气道实现自起动,此自起动马赫数已经大幅超出了正常工作范围的下限，缩小了进气道的正常工作马赫数范围。而在进气道内开设回流通道，通过简易的引流装置，从图5-3可以看出，进气道进口处分离泡迅速减小至消失，进气道于马赫3.7即实现自起动。可见，回流通道使进气道自起动马赫数由马赫5.4降低至马赫3.7，进气道自起动性能明显改善，进气道工作马赫数范围显著拓宽。
[0046](2)全马赫数范围内进气道性能对比:
[0047]表1对比了典型状态下原型面进气道与本发明进气道即带回流通道进气道隔离段出口性能，其中σ为进气道总压恢复系数，炉为进气道流量系数。从表中可以看出，马赫
3.5时，二者均未起动，带回流通道进气道的流量系数低于原型面进气道。随着来流马赫数增加至马赫3.7，原型面进气道未起动，而带回流通道进气道起动，此时进气道总压恢复系数、流量系数均大幅升高。而高马赫数下原型面进气道也起动后，从附图5-3可以看出，此时由于进气道进口斜激波入射点位于回流通道进口后方，通道进、出口间静压差很小，回流量很少。如马赫5.5时回流量约为0.004kg/s，约占进气道流量的0.1%，进气道流量系数几乎保持不变，而总压恢复系数还略有升高。可见，回流通道结构对高马赫数下进气道性能几乎不产生影响，保证了进气道高马赫数下的性能。
[0048]表1全马赫数范围内进气道隔离段出口性能对比
【权利要求】
1.一种高超声速进气道，包括进气道主体(5)、进气道唇罩(4)，在进气道主体(5)、进气道唇罩(4)之间形成的进气道内通道(6)，进气道内通道(6)始端为进气道进口(8)，进气道压缩面(7)紧邻进气道进口(8)，进气道进口(8)处有分离区(9);其特征在于:该高超声速进气道还包括回流通道，所述回流通道包括回流通道进口(1)、回流通道出口(2)以及联接回流通道进口(1)和回流通道出口(2)的引流管路(3);回流通道进口(1)开设于进气道内通道(6)内，且位于分离区(9)后半部，回流通道出口(2)开设于回流通道进口(1)所处 的同一级进气道压缩面(7)内。
2.根据权利要求1所述的高超声速进气道，其特征在于:所述回流通道进口(1)和回流通道出口(2)壁面均垂直于进气道压缩面(7)。
3.根据权利要求2所述的高超声速进气道，其特征在于:所述回流通道进口(1)的截面中心线与分离区(9)始发点的距离L1满足:
. 0.65Lb ≤ L1 ≤ 0.95b, 其中，Lb为分离区(9)沿流向的宽度； 回流通道出口(2)的截面中心线与进气道压缩面(7)始点的距离L2满足:
. 0.5b ≤L2 ≤ 1.0s, 其中，Ls为压缩面(7)的始点与分离区(9)始发点间的距离。
4.根据权利要求3所述的高超声速进气道，其特征在于:所述引流管路(3)为等截面管道。
5.根据权利要求4所述的高超声速进气道，其特征在于:引流管路(3)与回流通道进口(1)、回流通道出口(2)之间的联接均通过圆弧过渡。
6.根据权利要求5所述的高超声速进气道，其特征在于:引流管路(3)的截面宽度b满足:
. 0.2ff ^ b ^ 0.5W, 其中，W为进气道内通道的进口宽度； 引流管路(3)靠近压缩面(7) —侧的内壁面的过渡圆弧半径为R、该内壁面距压缩面(7)的垂直距离为LD，且满足:.1.0b ≤ R ≤ 2.0b,
.1.5R ≤ Ld ≤ 2.0R。
【文档编号】F02C7/04GK103953448SQ201410151860
【公开日】2014年7月30日 申请日期:2014年4月15日 优先权日:2014年4月15日
【发明者】谢旅荣, 王建勇, 赵昊, 滕瑜琳 申请人:南京航空航天大学