双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道的制作方法

本发明提出的是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，涉及的是一种全三维式基于变截面内乘波进气道的高速几何形状可变的进气道技术，可用于涡轮基组合循环发动机，其设计技术属于吸气式飞行器高速进气道领域。该通道无尖角内乘波式变几何进气道基于变截面内乘波高速进气道进行变几何设计，继承了内乘波进气道的优势，且该变几何方案适用于异形压缩面，能保证TBCC进气道的气流密封性。进气系统在全马赫数范围内能起动工作，流量捕获能力强、压缩效率高、出口气流品质好。

背景技术：

随着航空航天技术的快速发展，以及各国在空天领域的军备竞争呈不断增加趋势，对高空高速飞行器的需求日益强烈，例如能进行远距离快速打击的且集情报、监视、侦察（ISR）及于一体的高速战斗机、可重复使用的空间运载器等。而要实现这些飞行器宽广的飞行范围的关键在于其推进系统。不同类型的发动机均只能在某一飞行范围内高效工作，可将其中几种动力组合起来，结合它们在低速或者高速飞行条件下的优势，以满足飞行器宽广工作范围的动力需求。目前用于高速飞行器的组合动力系统中以涡轮基组合循环动力系统和火箭基组合循环动力系统(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)的研究应用更为广泛。

TBCC较RBCC不同在于其低速工作状态采用涡喷发动机，较火箭发动机具有更大的比冲，且能重复使用，在经济性和续航能力等方面均有较大优势。且TBCC可以实现飞行器与常规飞机一样水平起降，可利用普通机场，起飞和着陆地点灵活、耐久性高、安全性好，适合高速飞行器的远距离巡航任务需求。TBCC是高速巡航导弹、高速/高超声速侦察机、轨道飞行器一级推进系统的理想选择。

根据TBCC发动机的布局方式，可分为串联式和并联式两类，串联式TBCC组合发动机采用涡轮发动机与冲压发动机前后排列的结构形式，结构紧凑、发动机基线尺寸小、重量轻、附加阻力小，但需要对传统的涡轮发动机进行较大的改动。并联式TBCC组合发动机采用涡轮发动机与冲压发动机上下并列的结构形式，对两种发动机的改造少，避免了串联式TBCC在模态转换过程中发动机不稳定工作的问题，其主要的技术难点在于进排气系统的设计和集成。

并联式TBCC进气道不仅要满足下游涡轮机的压气机及冲压燃烧室对气流的品质要求，而且在模态转换过程中，要尽量实现推进系统的流量与推力的平滑过渡，使得TBCC进气道的设计更加复杂，需要在不同飞行状态下改变自身形状来实现动力系统处于不同模态的稳定工作。因此，高速进气道的设计技术及与之对应的变几何方案被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。美、日及欧洲各国均在此领域开展了大量的研究，中国对TBCC进气道的研究起步较晚，还存在很多关键技术亟需解决。

目前，国内外TBCC组合推进系统大多采用二元式或轴对称式进气道，进行变几何调节时相对简便，但其在压缩效率、来流捕获能力和外部阻力等方面均有待提高。近年来提出的一种新型三维内收缩进气道，解决了常规进气道存在的不足，流量系数高、流动损失小、外阻低，且能更好地与飞行器前体进行一体化设计。国内外关于该类进气道均进行了一定研究，如Busemann进气道、NASA Langley的REST进气道、Jaws进气道等，国内的黄国平、尤延铖、梁德旺等于2004年首次提出了一类命名为内乘波式进气道的新型三维内收缩式进气道，具有设计状态基本无溢流，三维压缩能力强，压缩效率高等优点。

将三维内收缩进气道应用于并联式TBCC上，继承其优点，对于提高TBCC进气系统的总体性能是一种新的思路，国外在此方向已经先行展开了研究，例如：美国新一代高超声速SR-72概念飞行器也采用了三维内收缩进气道的TBCC动力系统；美国Aerojet公司基于Busemann进气道提出了一种三通道的内并联TBCC并进行了实验验证，这是目前可见到公开报道的兼顾了三维内收缩进气道设计与变几何能力的前沿技术；而国内在该方面还未见展开具体研究。但是，Aerojet公司的设计方案为了实现几何变形，在进气道内的高速压缩段设置了几个近似三棱柱的突出物，在大多数马赫数（非最高马赫数）下，这种设计使得高速压缩段出现了角区流动、增加了复杂的激波结构、也增大了气流浸润面积，因此其性能仍不够理想。改进优化设计提高变截面内乘波进气道性能，提出适用于异形压缩曲面的进气道变几何调节方案，使TBCC进气系统满足全马赫数工作的要求，为我国TBCC发动机的研制奠定基础和提供技术储备，具有重大意义。

技术实现要素：

本发明提出的是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，是基于变截面内乘波高速进气道的一种全三维的并联式涡轮基组合循环进气系统，其目的是为了将三维内收缩进气道的优势应用于TBCC设计技术中，使其进气系统具有流量系数高（设计态接近100%，低马赫数态明显高于其它类进气道）、压缩能力强（喉道增压比高）、总压损失小等特点。本发明中提出了一种适用于异形压缩曲面的进气道变几何设计方法，在最高马赫数设计态，内乘波进气道保持其初始流道，未进行变几何作动，进气道通过三维压缩面对气流减速增压，首道曲面激波贴口，几乎无溢流；随来流马赫数降低，首道激波偏离下唇口点，进气道出现溢流，此时需要调节进气系统自身形状来放大喉道面积从而保证进气道起动，同时也需要控制喉道马赫数不太大，以减小喉道后扩张段内结尾激波带来的总压损失。

本发明的技术解决方案：双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其结构是包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好；

所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机包括：在最高马赫数状态飞行时，内乘波进气道收缩比最大，可动压缩面保持设计点的初始状态，高速气流经压缩后通过结尾激波降为亚音速流，进一步在扩张段内减速增压，由分流机构将气流导入供给冲压发动机；在较低马赫数状态飞行时，进气道收缩比减小，可动压缩面旋转至某一位置，喉道面积放大以适应低马赫数来流；在低于过渡马赫数为Ma2-3状态飞行时，分流机构将减速增压了的气流导入涡轮通道供给涡轮发动机。

本发明的优点：该涡轮基组合循环进气系统在三维变截面内乘波进气道的基础型面上进行变几何设计，继承了内乘波进气道高流量捕获优点的同时能够在全马赫数范围保持起动状态，进气道出口气流品质好（如：总压恢复系数高、动能效率高、增压比高等），对于提升涡轮基组合循环推进系统具有十分重要的增益。双吻切轴对称流进气道设计方法使得进气道在进出口形状选择上具有一定程度的自由度，更利于进气道与飞行器前体及与下游发动机流道进行匹配设计。绕双轴旋转-密封式变几何设计方法能保证进气道在变几何时的气流密封，若采用类圆形（研究表明圆形或椭圆形燃烧室对冲压发动机更有利）喉道截面形状，那么低马赫数状态下通过变几何作动后的喉道形状仍然保持曲率连续无尖角，可避免喉道处出现角区流动。

附图说明

附图1是双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道结构图。

附图2是双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道变几何设计方法示意图。

附图3是改进的变截面内乘波进气道吻切面排布方式示意图。

附图4是改进的变截面内乘波进气道吻切面排布方式三维图。

附图5是改进吻切面排布的变截面内乘波进气道在对称面与左右首个吻切面内的压缩型线及波系结构示意图。

图中1表示的是改进吻切面排布的变截面内乘波进气道，2表示的是变几何进气道绕双轴旋转-密封变几何方案包括的可动进气道型面，3表示的是分流机构，4表示的是定几何扩张通道，5表示的是左右内乘波压缩面之间的过渡压缩面，6表示的是定几何内乘波压缩面，7表示的是可动内乘波压缩面，8表示的是左右可动压缩面旋转所绕的转轴，9表示的是定几何密封板，10表示的是可动密封板，11表示的是与可动压缩面固接的过渡曲面，12表示的是可动扩张段中与过渡曲面铰接的直板，13表示的是可动扩张段中与定几何扩张段铰接的直板，14表示的是分流板，15表示的是定几何扩张段中的冲压通道，16表示的是定几何扩张段中的涡轮通道。A表示的是可动内乘波压缩面绕轴旋转时的转轴铰链，B和C表示的是空间位置可动的铰链，D表示的是固定在定几何扩张通道上的铰链，E表示的是连接分流板的铰链。O表示的是内乘波进气道下唇口点，O₁和O₂表示的是左右吻切面排布中心，P表示的是进气道对称面进口前缘点，N和Q表示的是左右首个吻切面内进气道进口前缘点，m表示的是左右吻切面排布中心偏离对称面的距离。a与a’表示的是进气道可动压缩面的前端点，c与c’表示的是进气道肩点，b表示的是进气道对称面内两段二元压缩直线的交点。其中，ac段为曲线，a’b’和b’c’均为直线，17表示的是进气道首道入射激波（贴于下唇口点），18表示的是进气道一内压缩波，19表示的是对称面内二元压缩型线产生的激波，20表示的是进气道反射激波（交于肩点）。

具体实施方式

双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道1、绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机2、分流机构3、定几何扩张通道4，所述变截面内乘波进气道1的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好；

所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机2包括：在最高马赫数状态飞行时，内乘波进气道收缩比最大，可动压缩面保持设计点的初始状态，高速气流经压缩后通过结尾激波降为亚音速流，进一步在扩张段内减速增压，由分流机构将气流导入供给冲压发动机；在较低马赫数状态飞行时，进气道收缩比减小，可动压缩面旋转至某一位置，喉道面积放大以适应低马赫数来流；在低于过渡马赫数为Ma2-3状态飞行时，分流机构将减速增压了的气流导入涡轮通道供给涡轮发动机。

所述的变截面内乘波进气道，其作为进气系统中压缩面的基础型面。依据轴对称吻切流理论，在原高外压比的变截面内乘波进气道基础上，将吻切面排布中心偏离进气道对称面左右一段距离m，在左右两部分沿流向为曲线的压缩面之间布置一过渡压缩型面5，其对称面上为沿流向的二元压缩型线，逐渐向左右曲线压缩型线过渡。

所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机2，包括：可动内乘波压缩面的选取、进气道变几何作动过程中密封板的布置、喉道后变几何扩张段的作动；该变几何设计方法通过旋转压缩曲面调节进气道的收缩比，能保证进气系统在全马赫数范围内顺利起动工作；若设计态的基础内乘波进气道喉道为圆形或椭圆形，则采用该变几何设计方法使得在任一马赫数状态工作时的进气道几何喉道截面形状曲率连续无尖角，有利于壁面喉道处的角区流动，提高进气道的总压恢复水平和动能效率。

所述的变截面内乘波进气道压缩面分为定几何压缩面6与可动压缩面7，在设计点的内乘波进气道三维压缩基础型面上，沿流向在进气道下唇口点前某一位置的平面及沿周向的某两个吻切面截取出可动压缩面，将其按对称面一分为二，各自绕相应的转轴8旋转；转轴位于前述沿流向的截取平面内，轴点位于可动压缩面前缘曲线的拐点处，转轴矢量方向与可动压缩面前缘线切线方向间有夹角；左右可动内乘波压缩面在绕轴旋转过程中关于对称面对称。

所述随来流马赫数变化改变喉道面积，将可动压缩面绕轴旋转后，由密封板对增压气流进行密封，包括定几何密封板9和可动密封板10；定几何密封板是可动压缩面非对称面处的边缘线围绕前述转轴旋转的运动轨迹平面；可动密封板是左右可动压缩面位于最大旋转角度状态时原对称面边缘线所形成的平面；可动密封板在施加于其上的外力的约束下一直保持与可动压缩面的接触并在三维空间中运动。

所述进气道喉道后为一与可动压缩面固接的过渡曲面11，由可动压缩面后缘曲边过渡到与前述转轴平行的直边；在该直边处有B铰链，连接一直板12，直板后缘有C铰链，连接直板13，直板13后缘铰接在定几何涡轮扩张通道上；在进气道变几何作动过程中，仍有定几何密封板与可动密封板对增压气流进行密封，直板13绕铰链旋转，运动规律由伺服机构根据前述可动压缩面的旋转运动规律而定，直板12为长度可调的伸缩板，其位置由与之铰接的前后可动板而定。

所述分流机构3中分流板14前缘为三段折边，左右两折边前缘长度较分流截面中两侧直边要短，防止在涡轮模态下的分流板与进气道侧壁发生机械干涉；分流板铰接于定几何扩张段上，绕平行于其前缘中间折线的矢量旋转，将70%-95%的增压气流根据需要导入下游冲压通道或涡轮通道，另5%-30%的分流量通过分流板与进气道侧壁间的窗口流入另一通道，可排移附面层内的部分低能流，在涡轮基组合循环排气系统中发挥气流引射作用，可降低喷管底部阻力。

所述定几何扩张通道4包括冲压通道15与涡轮通道16；在冲压通道进口形状中上部为匹配分流板后缘的三段折线，下部为曲率连续的弧边及直边，由该进口根据一定的面积扩张规律与中心线变化规律过渡到圆形冲压通道出口截面；涡轮通道为大S弯扩张段，进口形状为匹配可动扩张段与分流板后缘的多边形，出口形状为圆形，通过控制大S弯流道的面积扩张率及中心线变化，在较短的流向距离内完成进出口形状过渡和对气流高效的减速增压。

本发明乃是根据双吻切轴对称流理论，改进变截面内乘波进气道的吻切面排布，其作为进气系统中压缩面的基础型面。在原高外压比的变截面内乘波进气道基础上，将吻切面排布中心偏离进气道对称面左右一段距离m，在左右两部分沿流向为曲线的压缩面之间布置一过渡压缩型面，其对称面上为沿流向的二元压缩型线，逐渐向左右曲线压缩型线过渡。

根据绕双轴旋转-密封式变几何设计方案，首先选取可动内乘波压缩面、布置进气道变几何作动过程中的密封板后可对变几何扩张段进行作动操作。该变几何设计方法通过旋转压缩曲面调节进气道的收缩比，能保证进气系统在全马赫数范围内顺利起动工作。若设计态的基础内乘波进气道喉道为圆形或椭圆形，则采用该变几何设计方法使得在任一马赫数状态工作时的进气道几何喉道截面形状曲率连续无尖角，有利于壁面喉道处的角区流动，可提高进气道的总压恢复水平和动能效率。

在设计点的内乘波进气道三维压缩基础型面上，选取可动压缩面，具体方法为：沿流向在进气道下唇口点前某一位置的平面及沿周向的某两个吻切面可截取压缩面，将其按对称面一分为二，各自绕相应的转轴旋转；转轴位于前述沿流向的截取平面内，轴点位于可动压缩面前缘曲线的拐点处，转轴矢量方向与可动压缩面前缘线切线方向间具有一定夹角；左右可动内乘波压缩面在绕轴旋转过程中关于对称面对称。

随来流马赫数变化改变喉道面积，将可动压缩面绕轴旋转后，由密封板对增压气流进行密封，包括定几何密封板和可动密封板。定几何密封板是可动压缩面非对称面处的边缘线围绕前述转轴旋转的运动轨迹平面；可动密封板是左右可动压缩面位于最大旋转角度状态时原对称面边缘线所形成的平面；可动密封板在施加于其上的力的约束下一直保持与可动压缩面的接触并在三维空间中运动。

在进气道喉道后有一与可动压缩面固接的过渡曲面11，由可动压缩面后缘曲边过渡到与前述转轴平行的直边；在该直边处有铰链B，连接一直板12，直板后缘有铰链C，连接直板13，直板13后缘铰接在定几何涡轮扩张通道上；在进气道变几何作动过程中，仍有定几何密封板与可动密封板对增压气流进行密封，其特征及可变密封板的运动同权利要求5中的密封板的描述；直板13绕铰链旋转，运动规律由伺服机构根据前述可动压缩面的旋转运动规律而定，直板12为长度可调的伸缩板，其位置由与之铰接的前后可动板确定。

分流机构中分流板的设计：前缘为三段折边，左右两折边前缘长度较分流截面中两侧直边要短，防止在涡轮模态下的分流板与进气道侧壁发生机械干涉；分流板铰接于定几何扩张段上，绕平行于其前缘中间折线的矢量旋转，将大部分（约70%-95%）增压气流根据需要导入下游冲压通道或涡轮通道，另一小部分流量通过分流板与进气道侧壁间的窗口流入另一通道，可排移附面层内的部分低能流，在涡轮基组合循环排气系统中发挥气流引射作用，可降低喷管底部阻力。

设计定几何扩张通道，包括冲压通道与涡轮通道。在冲压通道进口形状中上部为匹配分流板后缘的三段折线，下部为曲率连续的弧边及直边，由该进口根据一定的面积扩张规律与中心线变化规律过渡到圆形冲压通道出口截面；涡轮通道为大S弯扩张段，进口形状为匹配可动扩张段与分流板后缘的多边形，出口形状为圆形，通过控制大S弯流道的面积扩张率及中心线变化，在较短的流向距离内完成进出口形状过渡和对气流高效的减速增压。

实施例

针对马赫数工作范围从0-4.0且过渡马赫数为2.5的并联式TBCC进气系统，首先根据双吻切流理论按照改进的吻切面排布方式设计得到变截面内乘波进气道，其设计状态为来流马赫数4.0，喉道马赫数约为1.5；进气道宽高比1.8，左右吻切面排布中心偏离对称面0.1，进口形状呈上方下圆形、喉道截面为椭圆形。在设计态的进气道基础型面上截取左右对称的两块可动压缩曲面；当来流速度降低时，采用绕双轴-密封式变几何方法对其进行机械作动，以放大喉道面积且使得喉道马赫数保持在1.3-1.5之间；根据各模态工作时下游发动机的流量需求合理设计定几何扩张通道，变几何扩张通道由相应变几何机构作动确定。在来流马赫数4.0的亚燃冲压工作模态，首道曲面激波贴于进气道唇口，流量系数高达0.997，喉道马赫数1.490，喉道处总压恢复系数0.765，冲压通道出口马赫数0.339，出口总压恢复系数0.432，出口平均压比为59.62倍来流静压。

另外，本发明也可适用于串联式TBCC进气道。此外，冲压通道的出口形状没有规定。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。