一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法与流程

本发明涉及高超声速飞行器，尤其是涉及一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法。

背景技术

各类航空器现有的动力系统，包括活塞发动机、涡轮类喷气发动机、冲压发动机和火箭发动机，均有各自的工作范围和性能优劣。综合以上几种发动机的特性，为得到更广泛的工作范围和更出色的性能，研究者针对不同的研究目标，提出了涡轮基组合循环发动机(简称tbcc)、空气涡轮火箭/冲压组合循环发动机(简称atr)及火箭基组合循环发动机(简称rbcc)等多种组合循环动力系统，并进行了大量的研究和试验(张蒙正,李平,陈祖奎.组合循环动力系统面临的挑战及前景[j].火箭推进,2009,35(1):1-8)。

组合循环发动机工作范围广、可重复使用、经济性强，因此在未来的国防和空间商业化应用中具有日益重要的地位。tbcc动力由涡轮类喷气发动机和冲压发动机组合而成，典型的双通道tbcc进气道采用并联布局，气体进入进气道后，通过调节挡板实现涡轮和冲压模态的转变。但是，涡轮模态向冲压模态转换过程中，存在推力不足的问题，即“推力鸿沟”现象。另外，工作模态转换过程中涡轮和冲压通道的相容与匹配性加大了推进系统的复杂性和进气系统的设计难度。(张华军,郭荣伟,谢旅荣.内并联型tbcc进气道方案设计及验证[j].航空动力学报,2012,27(11):2475-2483.)

rbcc动力由火箭发动机和冲压发动机组合而成，考虑到火箭发动机较好的加速特性和较大的推重比(黄伟,罗世彬,王振国.火箭基组合循环(rbcc)发动机性能分析[j].火箭推进,2007,33(5):6-10.)，结合tbcc和rbcc两种方案的优点，可在涡轮和冲压双通道进气道的基础上增加一个火箭通道，组成三通道进气道，帮助解决涡轮和冲压模态的转换与衔接问题，对应的发动机称为trijet。trijet发动机虽然能有效解决双通道tbcc的接力难题，但是其固有的三通道结构布局增加了结构复杂度，不同模态之间的进气控制增加了设计难度。因此，进一步优化三通道结构、增强进气可控性，意义重大。

技术实现要素：

本发明的目的旨在提供一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计高超声速内并联三通道进气道内隔板的形状和位置；

在步骤1)中，所述设计高超声速内并联三通道进气道内隔板的形状和位置的具体方法可为：在进气道尾部区域内部，根据不同模态下的进气量在适当的位置安装两块隔板，所述隔板采用光顺的平板，形成涡轮通道、火箭通道和冲压通道；在进气道唇口处的壁面上安装转轴，在进气道分流段与涡轮通道交界处开一挡板槽，使转轴到涡轮通道与火箭通道的隔板头部的距离等于转轴到挡板槽中心线的距离，转轴到火箭通道和冲压通道之间的隔板头部的距离等于转轴到挡板槽中心线的距离，形成一个以转轴为轴线，转轴到挡板槽中心线的距离为半径的圆柱，其圆柱面经过进气道内两块隔板的头部。

2)设计分流板的形状和长度；

在步骤2)中，所述设计分流板的形状和长度的具体方法可为：分流板包括主分流板和副分流板，设计主分流板采用光顺的平板，副分流板采用涡轮通道与火箭通道的隔板相同的形状；设计主分流板的长度等于转轴到挡板槽中心线的距离，设计副分流板的长度大于进气道内两块隔板的距离，小于火箭通道的长度。

3)设计主动齿条、从动齿条和挡板；

在步骤3)中，所述设计主动齿条、从动齿条和挡板的具体方法可为：在步骤1)得到的圆柱上，从主分流板的自由端(分流板运动的一端称为自由端，固定的一端称固定端)逆时针出发，选取一段弧，该弧向进气道侧面拉伸并赋以挡板槽的宽度形成挡板，对该弧适当加厚以满足强度要求形成主动齿条，在主动齿条左侧布满与圆柱齿轮相同的齿，右侧下部光滑无齿，所述主动齿条、挡板与主分流板的自由端连接固定，从动齿条采用主动齿条相同的形状和大小，从动齿条左侧布满与主动齿条相同的齿，从动齿条右侧光滑无齿，所述从动齿条与副分流板的自由端连接固定。

4)设计调节机构在进气道中的具体位置和固定方式；

在步骤4)中，所述设计调节机构在进气道中的具体位置和固定方式的具体方法可为：在进气道唇口处，设计主分流板的固定端用转轴与进气道壁面连接固定，主分流板的自由端与主动齿条和挡板连接，其初始位置位于进气道挡板槽处，具体位置由飞行器工作模态确定；设计副分流板的固定端用回转弹簧和涡轮与火箭通道之间的隔板连接，副分流板的自由端初始位置位于涡轮与火箭通道之间的隔板头部，具体位置由飞行器工作模态确定。

5)设计调节机构的动力方案和分流板转动方式。

在步骤5)中，所述设计调节机构的动力方案和分流板转动方式的具体方法可为：采用电机驱动，齿轮啮合传动，电机安装在进气道分流段壁面外靠近挡板槽；在转级过程中，分流板旋转由齿轮传动带动，根据模态需要调节电机转速，进而控制分流板的转动速度和位置。

本发明具有以下突出技术效果：所述飞行器有涡轮、火箭和冲压三个工作模态，空气来流需分别进入不同的通道以满足对应的工作模态，本发明通过电机驱动齿轮，然后带动分流板转动以调节模态之间的转换，解决了宽马赫数下的起动问题，结构简单实用，重量轻。分流板分为主分流板和副分流板，转级时，挡板起到支撑主动齿条的作用，同时防止气流进入主分流板上方的死区；副分流板保证了气流在火箭通道的自然过渡，气流较为光顺，损失较小。另外，在涡轮模态和火箭模态时，可根据具体需要，调节主分流板和挡板的位置，以达到调节喉道面积的要求。

附图说明

图1是高超声速内并联三通道进气道的总体结构示意图。

图2是高超声速内并联三通道进气道的半剖结构示意图。

图3是高超声速内并联三通道进气道调节机构的示意图。

图4是高超声速内并联三通道进气道调节机构涡轮模态位置示意图。

图5是高超声速内并联三通道进气道调节机构火箭模态位置示意图。

图6是高超声速内并联三通道进气道调节机构冲压模态位置示意图。

图中的标记为：1表示进气来流、2表示外压段、3表示转轴、4表示分流段、5表示涡轮通道与火箭通道之间的隔板、6表示火箭通道与冲压通道之间的隔板、7表示冲压通道、8表示火箭通道、9表示涡轮通道、10表示回转弹簧、11表示主分流板、12表示电机、13表示挡板、14表示主动齿条、15表示从动齿条、16表示副分流板、17表示圆柱齿轮、18表示挡板槽、19表示挡板槽中心线。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

如图1和2所示，所述高超声速内并联三通道进气道包括外压段2、转轴3、分流段4、涡轮通道9、火箭通道8、冲压通道7、涡轮通道与火箭通道之间的隔板5、火箭通道与冲压通道之间的隔板6、进气道壁面上的挡板槽18。如图3所示，高超声速内并联三通道进气道调节机构包括转轴3、主分流板11、电机12、挡板13、主动齿条14、从动齿条15、副分流板16和回转弹簧10，其中，主分流板11、主动齿条14和挡板13连接，副分流板16和从动齿条15连接。

以下给出高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法的具体步骤：

(1)设计高超声速内并联三通道进气道内隔板的形状和位置；

设计进气道分流段4的壁面为光顺的平板，在进气道尾部区域的内部，根据不同模态下的进气量在进气道内部的适当位置安装涡轮通道与火箭通道之间的隔板5和火箭通道与冲压通道之间的隔板6，两块隔板采用光顺的平板以降低气流损失，形成涡轮通道9、火箭通道8和冲压通道7。在进气道唇口处的壁面上安装转轴3，在进气道分流段与涡轮通道交界处开一挡板槽18，槽深至火箭通道与冲压通道之间的隔板6头部。并且，使转轴3到涡轮通道与火箭通道的隔板5头部的距离等于转轴3到挡板槽中心线19的距离，转轴3到火箭通道与冲压通道之间的隔板6头部的距离等于转轴3到挡板槽中心线19的距离，这样形成一个以转轴3为轴线，转轴3到挡板槽中心线19的距离为半径的圆柱，其圆柱面经过涡轮通道与火箭通道之间的隔板5和火箭通道与冲压通道之间的隔板6的头部。

(2)设计分流板的形状和长度；

设计主分流板11采用光顺的平板形状以减少气流损失，副分流板16采用涡轮通道与火箭通道之间的隔板5相同的形状。设计主分流板11的长度等于转轴3到挡板槽中心线19的距离，保证主分流板11自由端在工作中正好经过隔板5和火箭通道与冲压通道之间的隔板6的头部，避免漏气现象。设计副分流板的长度大于涡轮通道与火箭通道之间的隔板5和火箭通道与冲压通道之间的隔板6的距离，小于火箭通道的长度，副分流板16的长度略小于火箭通道8的长度。

(3)、设计主动齿条、从动齿条和挡板。

设计主动齿条14，在步骤(1)得到的圆柱上，测量挡板槽中心线19到火箭通道与冲压通道之间的隔板6的弧长，然后从主分流板11的自由端逆时针出发，选取一段长度略大于挡板槽中心线19到火箭通道与冲压通道之间的隔板6的弧长的弧，该弧向进气道侧面拉伸并赋以挡板槽的宽度形成挡板13，该弧适当加厚以满足强度要求作为主动齿条14。在主动齿条14左侧布满与圆柱齿轮17相同的齿，右侧下部选取与挡板槽中心线19到涡轮通道与火箭通道之间的隔板5头部等长的弧，光滑无齿，右侧上部布满与左侧相同的齿，并且，主动齿条14和挡板与主分流板11的一端连接固定。设计从动齿条15，从动齿条15采用与主动齿条14相同的形状和大小，从动齿条15左侧布满与主动齿条14相同的齿，右侧光滑无齿，并且，从动齿条15与副分流板16的一端连接固定。

(4)、设计调节机构在进气道中的具体位置和固定方式

所述高超声速飞行器分涡轮模态、火箭模态和冲压模态三个工作状态，启动时为涡轮模态，使飞行器从0加速到2马赫，然后转入火箭模态，使飞行器继续加速到3.5马赫，最后转入冲压模态。在进气道唇口处，主分流板11的一端用转轴3与进气道壁面连接固定，该端称为固定端；另一端与主动齿条14和挡板13连接，该端称为自由端。涡轮模态时，调节机构在进气道的初始位置如图4所示，此时主分流板11紧贴进气道分流段壁面，副分流板16紧贴涡轮通道与火箭通道之间的隔板5。涡轮模态向火箭模态转级完成时，即火箭模态下，主分流板11与主动齿条14和挡板13连接的一端恰好抵近涡轮通道与火箭通道之间的隔板5的端点，如图5所示；火箭模态向冲压模态转级完成时，即冲压模态下，主分流板11与主动齿条14和挡板13连接的一端恰好抵近火箭通道与冲压通道之间的隔板6的端点，如图6所示。设计副分流板16的固定端用回转弹簧和涡轮通道与火箭通道之间的隔板5连接，自由端初始位置位于涡轮通道与火箭通道之间的隔板5的头部。在涡轮通道与火箭通道之间的隔板5上，副分流板16的固定端用回转弹簧10和涡轮通道与火箭通道之间的隔板5连接；自由端与从动齿条15连接，其初始位置位于涡轮通道与火箭通道之间的隔板5的头部，如图4所示。

(5)、设计调节机构的动力方案和分流板转动方式。

采用电机12驱动，齿轮啮合传动。电机12安装在进气道分流段壁面外、靠近挡板槽18，电机12转轴上连接一个圆柱齿轮17，使圆柱齿轮17与主动齿条14啮合，当电机12转动时，该圆柱齿轮17带动主动齿条14、挡板13以及主分流板11转动。在转级过程中，根据模态需要调节电机转速，进而控制分流板的转动速度和位置。当涡轮模态向火箭模态转级时，主动齿条14在圆柱齿轮17的啮合作用下，带动主分流板11和挡板13转动，主分流板11和挡板13可采用匀速转动的方式，以保证流道内的气流均匀稳定；主动齿条14和从动齿条15无啮合作用，副分流板16在回转弹簧10的作用下紧贴涡轮通道与火箭通道之间的隔板5。当火箭模态向冲压模态的转级时，主动齿条14在圆柱齿轮17的啮合作用下，带动主分流板11和挡板13转动，同时，主动齿条14与从动齿条15啮合，带动副分流板16转动。