组合动力轴对称变几何进气道、发动机及进气道控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种组合动力轴对称变几何进气道，包括外罩、中心杆、连接支撑，中心杆与外罩通过连接支撑连接，还包括中心锥，中心锥包括相互独立的两部分：前半锥和后半锥，且前半锥与后半锥的结合处为中心锥的半径最大处，中心杆内置驱动装置，可分别驱动前半锥和后半锥沿中心杆的轴线方向移动，前半锥与后半锥之间的缝隙为附面层吸除槽，附面层吸除槽为周向360度的槽口，中心锥的内部以及连接支撑的内部均为空心。本发明的进气道附面层吸除槽的尺寸是不固定的，它能够随着来流条件的改变而自由调节，并且进气道附面层吸除量在不同来流条件下始终处于最优状态，从而降低了对进气道气动性能的影响。
【专利说明】组合动力轴对称变几何进气道、发动机及进气道控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种组合动力轴对称变几何进气道及其控制方法，特别是设及一种基 于组合动力轴对称变几何进气道几何调节规律下的附面层吸除装置及其控制方法，属于进 气道气动领域。
【背景技术】
[0002] 由于气体粘性的作用，靠近物体表面处的流动薄层内，气流流动速度很低，沿物面 法线方向的速度梯度很大的一层区域叫做附面层。在附面层中，粘性力作用不可忽略。进 气道内附面层的存在极大影响了进气道的气动性能，一方面，其降低了进气道的非粘性流 通面积，研究表明，在来流马赫数2. 65下，轴对称进气道中屯、锥上喉道处的附面层厚度约 占高度的20% ;另一方面，超声速进气道内激波系结构复杂，激波与附面层相互作用，使反 射激波后的附面层增厚，增加了进气道的崎变，严重时可能导致附面层分离，使进气道性能 下降，分离严重时，进气道将无法正常稳定工作。综上所述，进气道设计时，应对附面层的发 展进行适当的控制。
[0003] 对进气道附面层进行控制，不仅可W扩大进气道的稳定工作范围，还可W提高进 气道的某些气动性能（如总压恢复），因此，如何消除或减弱进气道内附面层带来的负面影 响成为进气道设计中的一个研究重点。附面层控制主要可分为被动控制与主动控制两种， 方法主要有；附面层吸除、吹除，或用祸流发生器。研究表明，附面层吸除效果较好，且可适 应不同的工况，附面层吸除的原理就是利用进气道内表面当地静压与外界环境静压之差， 通过隔道或抽吸装置将低能的附面层气流排到外界环境或有效加W利用的一种技术。
[0004] 实践证明，通过合理的附面层流量吸除，能够较好地改善进气道的综合性能，对于 提高飞行器的整体性能来说意义重大，因此，国内外大部分进气道均配备附面层吸除装置。 如美国SR-71轴对称变几何进气道中屯、锥壁面开设了附面层抽吸孔，日本的ATREX轴对称 变几何进气道也在中屯、体及唇罩上设置了抽吸多孔板W排走附面层。
[0005] 从已有资料分析发现，附面层吸除量存在最优状态，若吸除量过小，没有达到最理 想的效果；若吸除量过大，则部分主流也随之损失，不仅对总压恢复的提高无益，还使得进 气道流量损失过大，对发动机推力造成不利影响。对于组合发动机而言，其工作马赫数范围 十分宽广。由于来流条件的变化导致雷诺数不同，从而附面层发展状态也有所差异，至吸除 位置处的附面层相对厚度也不同。不同来流条件下均有对应的最佳吸除量，而对一般的进 气道而言，不同来流马赫数下最佳吸除量所对应的附面层吸除槽尺寸也不同，因此，若要在 不同状态下均能达到最佳的附面层吸除效果，则要求吸除槽尺寸能够随来流条件的改变而 调节。目前国内外进气道上附面层吸除装置的尺寸均是固定的，并不能实现上述效果。
【发明内容】
[0006] 本发明所要解决的技术问题是；提供一种组合动力轴对称变几何进气道，该进气 道中屯、锥壁面设置的附面层吸除槽的尺寸能够随着来流马赫数的不同自由调节，使不同来 流条件下进气道均有较优的气动性能。
[0007] 本发明为解决上述技术问题采用W下技术方案：
[000引一种组合动力轴对称变几何进气道，包括外罩、中屯、杆、连接支撑，所述中屯、杆与 外罩通过连接支撑连接，还包括中屯、锥，所述中屯、锥包括相互独立的两部分；前半锥和后半 锥，且前半锥与后半锥的结合处为中屯、锥的半径最大处，所述中屯、杆内置驱动装置，可分别 驱动前半锥和后半锥沿中屯、杆的轴线方向移动，前半锥与后半锥之间的缝隙为附面层吸除 槽，所述附面层吸除槽为周向360度的槽口，所述中屯、锥的内部W及连接支撑的内部均为 空屯、，连接支撑与后半锥连接，并且中屯、锥内部与连接支撑内部连通后通向所述外罩的外 部。
[0009] 优选的，所述附面层吸除槽与中屯、杆指向来流方向的夹角为13. 2度。
[0010] 优选的，所述附面层吸除槽的宽度范围为2. 3-4. 5mm。
[0011] 一种组合动力轴对称变几何进气道的控制方法，当所述组合动力轴对称变几何 进气道的来流马赫数保持不变，所述后半锥位于中屯、杆上最靠近所述连接支撑的位置，所 述驱动装置驱动前半锥沿中屯、杆轴线方向移动，并停止在使外压激波交汇于外罩唇口的位 置；当来流马赫数减小，前半锥和后半锥均在中屯、杆上沿远离所述连接支撑的方向移动，且 所述附面层吸除槽的宽度增大；当来流马赫数增大，前半锥和后半锥均在中屯、杆上沿靠近 所述连接支撑的方向移动，且所述附面层吸除槽的宽度减小。
[0012] 一种发动机，包括进气道，所述进气道为上述组合动力轴对称变几何进气道。
[0013] 本发明采用W上技术方案与现有技术相比，具有W下技术效果：
[0014] 1、本发明的进气道附面层吸除槽的尺寸是不固定的，它能够随着来流条件的改变 而自由调节。
[0015] 2、本发明的进气道附面层吸除量在不同来流条件下始终处于最优状态，从而降低 了对进气道气动性能的影响。
【专利附图】
【附图说明】
[0016] 图1是本发明组合动力轴对称变几何进气道的整体架构图。
[0017] 图2是本发明组合动力轴对称变几何进气道中屯、锥的示意图。
[0018] 图3是本发明组合动力轴对称变几何进气道中屯、锥附面层吸除槽的示意图。
[0019] 图4是图3中区域I的局部放大图。
[0020] 图5是不同来流条件下轴对称变几何进气道气动性能随附面层吸除槽尺寸变化 的曲线图。
[0021] 其中；1为前半锥，2为外罩，3为中屯、杆，4为后半锥，5为连接支撑，6为附面层吸 除槽。
【具体实施方式】
[0022] 下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始 至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参 考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
[0023] 本发明针对组合动力变几何进气道工作范围广，来流参数变化剧烈而导致进气道 附面层最佳吸除量变化幅度较大的问题，提出了一种基于组合动力轴对称变几何进气道几 何调节规律下的附面层吸除装置及控制方法，结合组合动力轴对称变几何进气道本身变几 何调节规律，实现不同来流条件下进气道附面层吸除槽尺寸的调节。
[0024] 本发明的工作原理如下；组合动力轴对称变几何进气道在不同的马赫数时需要通 过调整中屯、锥的轴向位置W保证进气道稳定高效地工作。组合发动机工作在较高马赫数 时，为确保进气道压缩性能，进气道中屯、锥的后半锥位于最靠近连接支撑的一端，能够使进 气道拥有较大的内收缩比，中屯、锥的前半锥位于合适位置使外压激波交汇于唇口；随着来 流马赫数的减小，为确保进气道能够正常起动工作，中屯、锥的后半锥前移W增大喉道面积。 而根据总体性能要求，低马赫数下进气道所需流量较小，故中屯、锥的前半锥前移W改变外 压激波与唇罩的相对位置，从而增大唇口处超声速溢流，减小进气道捕获流量。
[0025] 来流马赫数减小的过程中，进气道工作高度也逐渐降低，根据格兰维尔提出的平 5 0.0598 板端流附面层厚度经验公式，;二|。^。-3 1 了0，其中:5为附面层动量厚度，X为附面层 发展距离，Rc、为当地雷诺数，P为密度，化为气流速度，y为动力粘性系数。随着 来流速度的降低，飞行高度也下降，当地雷诺数反而增大，因此进气道附面层厚度减小。但 此时进气道对来流压缩的减小，附面层吸除槽处的压差也变小，所需吸除槽尺寸反而变大。
[0026] 结合中屯、锥的调节规律，可实现进气道在不同来流条件下中屯、锥附面层吸除槽尺 寸的控制。其尺寸调节规律如下：根据上述平板端流附面层厚度经验公式可知，对于特定的 进气道而言，随着来流马赫数的增大，进气道附面层厚度也随之增大，但进气道飞行高度也 随之升高，加之对来流压缩的增大，附面层吸除槽处的压差也增大，所需吸除槽尺寸反而减 小。本进气道在来流马赫数减小时，中屯、锥的前半锥需要相对于后半锥前移W溢除多余的 流量，此过程中，位于前半锥与后半锥之间的附面层吸除槽尺寸也随之增大，与上文所描述 的需要相化。
[0027] 如图1所示，本发明组合动力轴对称变几何进气道由外罩、中屯、锥、中屯、杆、连接 支撑构成，中屯、锥包括前半锥和后半锥，图中1为前半锥，2为外罩，3为中屯、杆，4为后半锥， 5为连接支撑，6为附面层吸除槽。前半锥可沿中屯、杆相对后半锥前后移动，其压缩面的具 体形式由相应的型号设计任务或飞行任务给定；中屯、杆内部设置驱动装置，可驱使前半锥 和后半锥各自前后运动；后半锥可沿进气道轴向运动，移动时可改变进气道喉道面积，进气 道喉道面积指进气道沿程各截面中面积最小的截面的面积；连接支撑连接中屯、锥和外罩， 支撑内部为空屯、，用于排出吸除的附面层低能流；附面层吸除槽位于前半锥和后半锥两部 分结合处，在解决前后部分连接问题的同时巧妙地作为附面层吸除装置排除中屯、锥近壁面 的低能流。
[002引如图2所示，为本发明组合动力轴对称变几何进气道中屯、锥的示意图，分别标出 了中屯、锥位于最低和最高马赫数斜激波的位置，当进气道工作在巡航状态时，中屯、锥的后 半锥位于最靠近连接支撑的一端，中屯、锥的前半锥处于合适位置使得外压激波交汇于唇 口。当来流马赫数减小时，中屯、锥的后半锥前移调节进气道内收缩比，中屯、锥的前半锥前移 W增大唇罩处超声速溢流，满足进气道流量要求。自由来流经过图中进气道两道斜激波的 压缩后压力升高，而中屯、锥内部气体经连接支撑与外界相通，因此中屯、锥内部气体的压力 较低，自由来流与中屯、锥内部气体之间形成压差，在压差的作用下将附面层的低能流从附 面层吸除槽吸到中屯、锥内部，并通过连接支撑排到进气道外。
[0029] 如图3所示，为本发明组合动力轴对称变几何进气道中屯、锥附面层吸除槽的示意 图，图4为图3中区域I的局部放大图。
[0030] 不同来流条件下，变几何进气道喉道截面总压恢复系数0随附面层吸除槽尺寸 Uiwd/H。的变化曲线如图5所示。其中，虚线代表来流马赫数为3. 0时，喉道截面总压恢复系 数0，随附面层吸除槽尺寸Lbiwd/H。的变化曲线；实线代表来流马赫数为2. 5时，喉道截面 总压恢复系数0，随附面层吸除槽尺寸Lbiwd/H。的变化曲线。进气道总压恢复系数是进气道 重要的性能参数之一，总压恢复系数越高表示进气道性能越好，进气道附面层吸除，一方面 是为了防止进气道进入不稳定的工作状态；另一方面可W提高进气道的总压恢复系数。从 图5可W看出，来流马赫数越高，进气道在附面层吸除状态下性能最优点所对应的吸除槽 尺寸越小，给前面提到的附面层吸除槽尺寸随来流马赫数的调节规律提供了依据。
[0031] W上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能W此限定本发明的保护范围，凡是 按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围 之内。
【权利要求】
1. 一种组合动力轴对称变几何进气道，包括外罩、中心杆、连接支撑，所述中心杆与外 罩通过连接支撑连接，其特征在于：还包括中心锥，所述中心锥包括相互独立的两部分：前 半锥和后半锥，且前半锥与后半锥的结合处为中心锥的半径最大处，所述中心杆内置驱动 装置，可分别驱动前半锥和后半锥沿中心杆的轴线方向移动，前半锥与后半锥之间的缝隙 为附面层吸除槽，所述附面层吸除槽为周向360度的槽口，所述中心锥的内部以及连接支 撑的内部均为空心，连接支撑与后半锥连接，并且中心锥内部与连接支撑内部连通后通向 所述外罩的外部。
2. 如权利要求1所述组合动力轴对称变几何进气道，其特征在于：所述附面层吸除槽 与中心杆指向来流方向的夹角为13. 2度。
3. 如权利要求1所述组合动力轴对称变几何进气道，其特征在于：所述附面层吸除槽 的宽度范围为2. 3-4. 5mm。
4. 一种如权利要求1所述组合动力轴对称变几何进气道的控制方法，其特征在于：当 所述组合动力轴对称变几何进气道的来流马赫数保持不变，所述后半锥位于中心杆上最靠 近所述连接支撑的位置，所述驱动装置驱动前半锥沿中心杆轴线方向移动，并停止在使外 压激波交汇于外罩唇口的位置；当来流马赫数减小，前半锥和后半锥均在中心杆上沿远离 所述连接支撑的方向移动，且所述附面层吸除槽的宽度增大；当来流马赫数增大，前半锥和 后半锥均在中心杆上沿靠近所述连接支撑的方向移动，且所述附面层吸除槽的宽度减小。
5. -种发动机，包括进气道，其特征在于：所述进气道为如权利要求1所述组合动力轴 对称变几何进气道。
【文档编号】F02C7/042GK104481700SQ201410498544
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年9月25日 优先权日:2014年9月25日
【发明者】袁化成, 王亚岗, 刘君, 章欣涛 申请人:南京航空航天大学