一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道的制作方法

本发明涉及一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，属于组合动力进气道气动设计技术领域。

背景技术：

近年来，超音速飞行器成为各军事强国的“杀手锏”武器。由于单一的吸气式推进系统无法实现从地面起飞到超声速乃至高超声速的宽速域飞行目标，因此涡轮基组合循环(theturbine-basedcombinedcycle,tbcc)发动机是可行方式之一。

进气道作为tbcc发动机主要迎风部件，发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量，其性能的优劣对吸气式推进系统乃至整个飞行器的气动性能均具有重要的影响。

为实现宽速域飞行，解决不同飞行状态下(尤其是低马赫数下)发动机的流量要求，tbcc进气道通常采取几何型面可变措施。美国的sr-71及rattles导弹采用了可移中心锥及旁路放气措施，提升进气道稳定工作范围；美国的“台阶式”进气道及日本的“伞”形、mrd进气道通过移动前体，实现前体压缩面可调以改变激波角，实现低马赫数起动；loisj.weir等人提出了一种喉道面积可调的tccb型轴对称变几何进气道。在低飞行马赫数时，通过转动进气道在中心一周均匀分布三个可以向内偏转的压缩板，扩大喉道面积，使进气道起动。

以上几种常见的变几何方案虽然一定程度上解决了进气道与发动机的流量匹配问题，但由于采取了变几何措施，导致进气道结构较为复杂，且通常要在变几何基础上辅助一些列复杂的流场控制措施，增加了控制的复杂性,且对进气道型面改动较大。

因此，设计一种简单的、对进气道气动型面改动较小的、实现流量匹配目标的进气道设计思路及方案是很有必要的。

技术实现要素：

为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，调节组合动力进气道(tbcc)中涡轮或冲压发动机的流量，实现进气道/发动机流量匹配。

为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：

一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，包括二级中心锥、整流罩、内外涵分流模块和支撑块；所述整流罩的内部设置有通道，作为外涵；所述整流罩内壁与二级中心锥之间设置有通道，作为内涵；所述内外涵分流模块位于整流罩上，用于分隔内涵和外涵的流量，通过控制分流面积进行分流调节，不同来流马赫数下对应不同分流开启的面积；所述外涵连接冲压发动机，内涵连接涡轮发动机；所述支撑块采用周向均匀分布，将二级中心锥与整流罩连接。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所述内外涵分流模块包括旁路活门和旁路挡圈；所述旁路活门设置有若干孔组；所述旁路挡圈通过转动控制所有孔组所露出的孔面积大小。

优选地，所述旁路挡圈通过原地自转控制所有孔组所露出的孔面积大小。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，每组所述孔组中设置有若干个孔。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所述孔均为圆周方向上45°圆角孔，倾斜角度30°。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所有所述孔组呈中心对称分布。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所述二级中心锥中第一级半锥角为10°，第二级半锥角为20.5°。

本发明所达到的有益效果：本技术方案进行调节时相对简单，避免了类似变几何措施的复杂结构；通过移动挡板控制旁路开孔面积，实现不同马赫数下流量匹配目标；旁路气流可以降低涡轮发动机温度；无溢流阻力，进气道阻力小。

附图说明

图1基于内流双涵调节控制的组合动力进气道结构示意图；

图2是基于内流双涵调节控制的组合动力进气道剖面图；

图3是旁路活门示意图；

图4是旁路挡圈示意图；

图5是旁路活门与旁路挡圈组装示意图；

图6是不同飞行马赫数下旁路活门开度变化示意图；

图7是内流双涵调方案节下流量系数示意图。

图中附图标记的含义：

1-二级中心锥，2-整流罩，3-旁路活门，4-旁路挡圈，5-内外涵分流板，6-支撑块，7-冲压发动机，8-涡轮发动机。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

本发明组合动力进气道工作范围0-4马赫，设计马赫数m∞＝4，最小起动马赫数m∞＝2。某涡轮发动机流量需求如附图6中圆点虚线所示。

根据附图1所示，定几何进气道由二级中心锥、带旁路通道的整流罩、旁路活门、旁路挡圈、内外涵分流板、支撑、冲压发动机通道、涡轮发动机通道组成。其中，所述二级中心锥第一级半锥角为10°，第二级半锥角为20.5°；所述旁路活门为圆周方向上45°圆角孔，倾斜角度30°，一圈4个孔，共两排，其旁路活门面积可调；所述支撑为周向均匀分布，共4个，将中心体与整流罩连接；内外涵分流板将主气流分为两路，外涵接冲压发动机，内涵接涡轮发动机组成。

附图2为内流双涵调节控制的组合动力进气道剖面图。

附图3为旁路活门示意图。旁路活门为圆周方向上45°圆角孔，倾斜角度30°，一圈4个孔，共两排，其旁路活门面积可调。

附图4为旁路挡圈示意图。旁路挡圈与旁路活门形状相对应，且可根据流量需求转动调节旁路活门面积。本实施例采用的是原地自转的方式，即旁路挡圈上设置有挡板，可以遮挡旁路活门上的孔，通过自身旋转，调节挡板与孔的交错面积。

附图5位旁路活门与旁路挡圈组装示意图。

某涡轮发动机流量调节方案：由于涡轮发动机流量需求较小，而定几何进气道捕获的流量较多，为实现进/发流量匹配，通过旁路挡圈转动角度的控制来调节旁路活门开度。对于不同马赫数下旁路挡圈的角度控制：通过fluent数值模拟确定不同马赫数下进气道满足涡轮流量需求时的旁路活门开度，进而转化为旋转角度控制。

此实例的旁路活门开度：定义从进气道进口看向出口方向时为顺时针。m∞＝2时，两排旁路活门全打开，设此时转动角度为0°(初始位置)，此时旁路挡圈正好避开旁路活门，旁路活门开度k＝100％(定义旁路活门开度k＝a孔/amax，a孔为不同马赫数下旁路活门打开面积，amax为旁路活门全打开时所对应的面积)；m∞＝4时，旁路挡圈转动到刚好完全封闭两排旁路活门，即顺(或逆)时针转动45°，旁路活门开度k＝0。其他马赫数下：m∞＝1.5，旁路活门开度k＝85.7％，即旁路挡圈从0初位顺(或逆)时针旋转6.4°；m∞＝2.5，旁路活门开度为k＝71.4％，即旁路挡圈从0初位顺(或逆)时针旋转12.8°；m∞＝3，旁路活门开度k＝85.7％，即旁路挡圈从0初位顺(或逆)时针旋转6.4°；m∞＝3.5，旁路活门开度k＝42.8％，即旁路挡圈从0初位顺(或逆)时针旋转25.7°。不同飞行马赫数下的旁路活门开度如图6所示，横坐标为飞行马赫数m∞，纵坐标为旁路活门开度k。在进气道从低马赫数m∞＝1.5变为高马赫数m∞＝4的工作过程中，旁路挡圈工作方式为：旁路挡圈定在0初始位置。m∞＝1.5，旁路挡圈从0初位逆时针旋转6.4°，旁路活门开度k＝85.7％；在之前位置上，m∞＝2，旁路挡圈顺时针旋转6.4°，回复0初位，旁路活门开度k＝100％；在之前位置上，m∞＝2.5，旁路挡圈顺时针旋转12.8°，旁路活门开度k＝71.4％；在之前位置上，m∞＝3，旁路挡圈逆时针旋转6.4°，旁路活门开度k＝85.7％；在之前位置上，m∞＝3.5，旁路挡圈顺时针旋转19.3°，旁路活门开度k＝42.8％；在之前位置上，m∞＝4，旁路挡圈顺时针旋转19.3，完全挡住旁路活门，旁路活门开度k＝0。。

针对给定涡轮发动机流量要求时，采用基于内流双涵调节控制的组合动力进气道方案，通过fluent数值模拟计算不同马赫数下流量系数与定几何计算时的流量系数对比图如附图7，横坐标为飞行马赫数m∞，纵坐标为组合动力进气道内涵出口流量系数(a自由流管为进气道真正捕获的气流流线形成的自留流管所对应的面积，a最大捕获为进气道理论上所能捕获最大流量时流管所对应的面积)。图中圆形虚线为数值模拟的定几何计算时流量系数，倒三角虚线为涡轮发动机要求流量系数上限，正三角虚线为涡轮发动机要求流量系数下限，菱形实线为采用基于内流双涵调节控制的组合动力进气道方案时涡轮流量系数。从图中可看出，采用基于内流双涵调节控制的组合动力进气道方案，通过调节旁路活门开关可实现涡轮流量匹配。

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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。