封闭式回流通道流场控制方法与流程

本发明涉及高超声速飞行器进排气系统设计领域，尤其涉及一种封闭式回流通道流场控制方法，用于改善高超声速进气道低马赫数下的起动能力从而拓宽进气道工作马赫数范围。

背景技术：

随着各国对信息化作战(通信、监视、侦察、情报、电子战)和空间体系攻防(远程快速高效打击平台、高速可重复使用平台、进出空间的中继平台)的需求与日俱增，发展临近空间高超声速飞行器技术变得愈发重要。美国、俄罗斯、欧洲各国都投入大量经费到临近空间高超声速飞行器技术的研究中。高超声速飞行器技术主要包括总体设计技术、气动力/热技术、高温长时热防护技术、高精度gnc技术和发动机技术等。

目前，各国主要选用超燃冲压发动机作为高超声速飞行器的动力系统，超燃冲压发动机与火箭发动机相比，具有更大的安全性、经济性和灵活性，并能携带更多的有效载荷。超燃冲压发动机主要由进气道、燃烧室和尾喷管三部分构成。进气道作为冲压发动机的重要部件，承担着捕获、压缩自由来流的任务，为燃烧室提供足够高品质的气流，以保证在燃烧室内稳定的燃烧。对于以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器，进气道系统的设计至关重要。如果进气道的效率高，可以显著提高飞行器的有效载荷，若进气道效率低则飞行器的推阻平衡都可能难以实现。因此，高性能的进气道对超燃冲压发动机的高效工作乃至整个飞行器安全稳定的飞行有着决定性的作用。

进气道起动/不起动是高超声速吸气式发动机重要的流动现象。高超声速进气道不起动的主要特征是在进口附近出现强激波系，使得进气道中无法组织正常的超声速流动，此时进气道的流量捕获、总压恢复急剧下降，流场品质变坏。

为了拓宽进气道的工作范围，国内外学者开展了较多研究。目前的措施主要包括以下两种：第一种方案为采用变几何进气道，根据不同的来流条件调节进气道的几何型面(如转动唇口)，使进气道始终处于最佳工作状态，从而使进气道的起动性能显著改善，但变几何进气道在工作过程中结构变动幅度大，且结构复杂，因此存在一系列控制和密封问题；第二种方案为利用进出口间压力差的被动流场控制方法(如溢流槽、抽吸孔等)，此方案能有效消除进气道不起动时分离包，但存在较大的流量损失，导致发动机推力下降、飞行器阻力增大。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种能够改善高超声速进气道低马赫数下的起动能力，拓宽进气道工作马赫数范围的封闭式回流通道流场控制方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种封闭式回流通道流场控制方法，包括以下步骤：

a.根据高超声速飞行器巡航马赫数ma和高度h，以及进气道前缘压缩角δ等设计参数要求，设计高超声速进气道几何型面，模拟分析进气道自起动特性；

b.基于高超声速进气道起动/不起动时进口前压缩面内不同的静压分布规律，利用激波前后的压差分布，在进气道内部开设回流腔对进气道流场进行控制；

c.仿真分析回流通道进口位置、出口位置以及所述回流腔截面参数，优化所述回流通道的几何型面参数；

d.调整回流通道几何型面参数，确定最终进气道结构。

根据本发明的一个方面，在所述a步骤中，监测进气道临界不起动马赫数，分析进气道不起动时分离区位置，以及诱导激波前后的压力分布。

根据本发明的一个方面，当高超声速进气道不起动时，利用诱导激波前后的静压差将分离区内的低能流引出。

根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，基于仿真分析得到的具有特定截面腔体的进气道模型，设计高超声速进气道试验件，制定风洞试验方案并开展典型状态下的风洞试验验证，对回流通道几何参数进行调整，并确定最终的进气道结构。

根据本发明的封闭式回流通道流场控制方法，有效地改善了进气道的起动特性，也就是降低进气道的起动马赫数，提高进气道的自起动能力，扩展了高超声速进气道的工作范围，使其在宽马赫数范围内正常运行。并且本发明是通过简单有效且易实现的流场控制措施来拓宽进气道工作马赫数范围。

附图说明

图1示意性表示了典型进气道起动状态下的马赫数云图；

图2示意性表示了典型进气道不起动状态下的马赫数云图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的封闭式回流通道流场控制方法的流程图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的具有特定截面腔体的回流通道流场控制图；

图5示意性表示根据本发明的一种实施方式的回流通道流场控制流程图；

图6示意性表示根据本发明的一种实施方式的回流通道几何型面结构图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1和图2示意性表示了典型进气道起动和不起动状态下的马赫数云图。如图1和图2所示，起动状态下进气道入口流量捕获面积较大，而不起动状态下进气道入口处存在较大的低马赫数回流区，致使进气道入口处发生壅塞，空气捕获流量显著降低。高超声速飞行器飞行必然要经历低马赫数飞行过程，故要面临低马赫数不起动问题。起动马赫数的大小反映了高超声速进气道的起动能力，起动马赫数越大，进气道的起动能力越差。对于高超声速进气道设计而言，起动马赫数是进气道优化设计的重要性能指标，所以要采取一定的措施来改善进气道的起动特性，也就是降低进气道的起动马赫数，提高进气道的自起动能力，这有利于扩展高超声速进气道的工作范围，使其在宽马赫数范围内正常运行。

基于以上所述，本发明提供一种具有特定截面腔体的封闭式回流通道流场控制方法，用于改善高超声速进气道低马赫数下的起动能力，从而拓宽进气道工作马赫数范围。

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的封闭式回流通道流场控制方法的流程图。如图3所示，根据本发明的封闭式回流通道流场控制方法包括以下步骤：

a.根据高超声速飞行器巡航马赫数ma和高度h，以及进气道前缘压缩角δ等设计参数要求，设计高超声速进气道几何型面，模拟分析进气道自起动特性；

b.基于高超声速进气道起动/不起动时进口前压缩面内不同的静压分布规律，利用激波前后的压差分布，在进气道内部开设回流腔对进气道流场进行控制；

c.仿真分析回流通道进口位置、出口位置以及所述回流腔截面参数，优化所述回流通道的几何型面参数；

d.调整回流通道几何型面参数，确定最终进气道结构。

根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，通过精细化数值模拟分析进气道自起动特性，观察监测进气道临界不起动马赫数，分析进气道不起动时分离区位置，以及诱导激波前后的压力分布。

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的具有特定截面腔体的回流通道流场控制图。上述步骤b中的在进气道内部开设回流腔对进气道流场进行控制即基于如图4中所示的回流腔对进气道流场进行控制。

图5示意性表示根据本发明的一种实施方式的回流通道流场控制流程图。如图5所示，在本实施方式中，当进气道不起动时，利用诱导激波前后的静压差将分离区内的低能流引出，具体可以描述为分离区底层靠近楔体表面的低能流在压差作用下经过回流腔后在激波前压缩楔面重新注入，形成一个封闭式的内循环流动，随着低能流不断被回流通道输运走，分离泡逐渐减小直至消失，通过以上流场控制措施改善了高超声速进气道在低马赫数下的起动特性，达到了降低进气道自起动马赫数的目的。

对进气道加回流通道进行初步的仿真验证，确认其对低马赫数下进气道起动特性的改善作用，并对含回流通道的进气道流场进行初步分析，重点关注进气道喉道附近和回流通道内的流场分布情况。

图6示意性表示根据本发明的一种实施方式的回流通道几何型面结构图。结合图6，在上述c步骤中，针对设计参数要求的进气道，对回流通道典型几何型面参数进行规律性研究，主要针对回流通道进口位置l1、出口位置l2，以及回流腔截面参数s1、s2、s3和d进行仿真分析，对回流通道的几何型面参数进行优化。

其中，回流通道进口位置l1和回流腔宽度d对进气道起动特性影响较大。当回流通道进口紧邻分离泡尾部，则回流通道进口方向与分离区内漩涡流动速度方向几乎一致，引流顺畅，分离泡容易消除，进气道自起动性能改善明显。回流腔宽度d较大时，易于形成气流的低压区，有助于低能流的自抽吸，但过大会使腔体内涡旋作用明显，产生不利影响。通过对具有不同回流通道参数的进气道模型进行仿真分析，提炼出关键型面参数并获取其设计选取范围和最优参数配比，并与不带回流通道进气道的性能进行分析对比。

根据本发明的一种实施方式，在上述d步骤中，基于仿真分析得到的具有特定截面腔体的进气道模型，设计高超声速进气道试验件，制定风洞试验方案并开展典型状态下的风洞试验验证，对回流通道几何参数进行调整，并确定最终的进气道结构。

根据本发明的封闭式回流通道流场控制方法，通过简单有效且易实现的流场控制措施拓宽了进气道工作马赫数范围。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。