矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
【技术领域】：
[0001] 本发明涉及一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方 法，其属于航空航天飞行器气动设计领域。
【背景技术】：
[0002] 对于采用超燃冲压发动机推进系统的吸气式高超声速飞行器而言，进气道处于起 动状态对于飞行器至关重要。国外已有的飞行试验，如X-43A和X-51A的飞行试验均曾因 进气道不起动而导致实验未能成功，进气道的起动性能在很大程度上决定了飞行器的整体 性能。特别地，对于宽马赫数范围工作的高超声速飞行器，当处于非设计工作状态时，进气 道能正常起动并且有较小的阻力及流动损失，并为发动机提供足够的、满足一定气流品质 要求的空气流量是评价进气道综合气动性能的重要标准。
[0003] 进气道的起动从性能上定义为"进气道的内流场的流动不影响进气道的流量捕获 能力"。不起动流场的显著特征为进气道入口存在大分离包，分离包前形成后倾激波，使得 进气道的流量系数和总压恢复系数降低，压比升高。美国高超声速进气道专家Van Wie将 不起动分为"硬"不起动和"软"不起动。"硬"不起动主要受限于进气道几何构型的内收缩 比，设计马赫数状态下可以设计较小的内收缩比提高进气道的起动能力，但在低马赫数下 的非设计点时若进气道几何构型不变，进气道将可能进入不起动状态。"软"不起动主要由 唇罩反射激波与附面层干扰引起的大分离所致。大分离包形成的气动边界改变了真实流道 的喉道大小，降低了进气道的起动性能，进气道进入不起动状态。现有的改善起动方法大多 只对"硬"不起动和"软"不起动的一个方面进行改善，且有些调节机构过于复杂，可行性较 差，未见既能做到同时抑制两种不起动状态，且机构简单的设计方案。
[0004] 进气道变几何技术是一种有效提高进气道起动性能的方法，即指利用机械装置等 方式控制进气道在不同飞行条件下的工作状态。对于高超声速飞行器而言，变几何装置的 复杂程度和控制效率将极大地影响飞行器的工作效率。
[0005] 二元高超进气道因其结构简单，易于调节，便于与前体进行一体化设计等优点备 受关注。美国的X-43A，X-51A以及澳大利亚的Hyshot高超声速飞行试验均采用了此构型 的进气道。但此时的二元构型由于一体化设计，低马赫数下前体会发展较厚的边界层，制约 了进气道的起动性能。三种方案分别采用了前/后掠侧板及抽吸来提高进气道的起动性 能，但相应的牺牲了对流量的捕获能力。
[0006] 高超声速进气道设计，为减少激波损失，通常采用多波系设计，这样便增加了前体 长度，同时对于大内收缩比的进气道，还需要考虑内外压比的分配问题，普遍的做法是总压 比不变的前提下，采用较大的外压比，尽量减小内压比从而提高进气道的起动能力。但此时 的进气道在低于设计马赫数下工作时，由于外压比较大，总偏转角大，会造成较大的溢流损 失，同时激波损失也比较大。
[0007]因此，本发明的目的是提出一套更为简单的机构能够在低马赫数时降低损失兼顾 提高流量捕获，同时提高进气道的起动能力，从而提高进气道的综合气动性能。
【发明内容】
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[0008] 本发明的目的是提供一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及 工作方法，其应用于吸气式高超声速飞行器推进系统。在传统矩形截面高超声速进气道结 构基础上设计并安装可转动的可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节可调顶板角度位置。 可调顶板小角度旋转形成前后两处抽吸窗口，前缘设计在可调顶板前缘处，后缘设计在可 调顶板与喉道连接处。在加速过程的低马赫数时利用简单的转动，来抽掉前体发展来的附 面层，转动同时减小了第三级楔角角度，减弱了激波的同时提高了流量捕获，且内收缩段进 口马赫数相对增大，有利于提高起动性能。通过喉道的抽吸提高了进气道内压段的起动性 能。小角度转动的变几何过程更易实现，且提高了低马赫数条件下的性能参数，对流动的控 制更全面，从而综合改善了进气道的起动性能。
[0009] 本发明采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其包括高 超声速飞行器机体，矩形唇罩，可调顶板和作动机构，所述可调顶板为一块设有内部转轴的 实体曲面板或直板，转轴与高超声速飞行器机体连接，所述可调顶板通过作动机构绕转轴 小角度转动，所述可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，所述可调顶板前缘形成前缘抽吸 窗，后缘形成喉道抽吸窗，所述高超声速飞行器机体内部形成有将喉道抽吸窗和前缘抽吸 窗连通的抽吸通道。
[0010] 本发明还采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方 法，其包括如下步骤：
[0011] 第一步：根据多波系进气道的具体情况，可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，转 动后缘取可调顶板与喉道相接处；
[0012] 第二步：根据进气道的具体情况及工作条件确定可调顶板前缘抬高高度H1与可 调顶板后缘下降高度H2的几何尺寸，其中H1取来流附面层厚度的量级，H2由Kantrowiz自 起动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定
[0013] Kantrowiz 公式为
【主权项】
1. 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其特征在于：包括高超声速飞行器机体 (1) ，矩形唇罩（4)，可调顶板（3)和作动机构，所述可调顶板（3)为一块设有内部转轴的实 体曲面板或直板，转轴与高超声速飞行器机体（1)连接，所述可调顶板（3)通过作动机构绕 转轴小角度转动，所述可调顶板（3)前缘为可调顶板（3)的转动前缘，所述可调顶板（3)前 缘形成前缘抽吸窗，后缘形成喉道抽吸窗，所述高超声速飞行器机体（1)内部形成有将喉 道抽吸窗和前缘抽吸窗连通的抽吸通道（7)。
2. -种矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于：包括如下步骤 第一步：根据多波系进气道的具体情况，可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，转动后 缘取可调顶板与喉道相接处； 第二步：根据进气道的具体情况及工作条件确定可调顶板前缘抬高高度H1与可调顶 板后缘下降高度H2的几何尺寸，其中H1取来流附面层厚度的量级，H2由Kantrowiz自起 动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定 Kantrowiz公式为
A。为远场进口面积，M a(l是远场来流马赫数，A 4为喉道面积，调整H 2改变的是A 4面积大 小，实际设计时，由这个公式确定出H2; 第三步：由简单的几何相似关系获得转动轴的位置〇和转动角0，转动小角度时弧长 AA近似等于A化长，等于H :长，同理A 2B2等于H 2, A:A2为原型面，B也为转动后型面，转动 中心即是型面线的交点，小角度时转动角0近似等于sin 0 = H/AiO ; 第四步：通过数值模拟或风洞试验验证变几何后的进气道能否在低于原进气道设计最 低工作马赫数下起动，同时抽吸流量较低，不超过捕获流量的5%，如果能，设计完成；如果 不能，重新选择Hl、H2,重复上述设计步骤。
3. -种矩形进口二元高超声速变几何进气道的工作方法，其特征在于：包括如下步骤 第一步：高超声速飞行器在其他辅助推进系统下完成低马赫数加速过程，此时可调顶 板不需转动，9 : = 〇 ; 第二步：当飞行速度加速到进气道数值仿真或实验得到的预估自起动马赫数附近时， 飞行控制系统发出指令，调节顶板转至确定的0角度位置； 第三步：高超声速飞行器继续加速，当飞行控制系统检测进气道是否进入起动状态，且 冲压发动机正常工作； 第四步：进气道起动并逐渐加速到设计工作状态时，可调顶板转回原位置，前体激波 (2) 交于矩形唇罩（4)前缘，以提高进气道起动后的工作性能； 第五步：当进气道由燃烧室反压脉动等因素使进气道进入不起动状态时，进口处出现 大分离包，因大分离包的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制可调顶板迅速转动，使末 级压缩角减小为〇,增加内压段进口马赫数的同时使内压段的处于起动能力最强的状态，待 大分离包吞入，进气道实现再起动后控制可调顶板转回原位置。
【专利摘要】本发明公开一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法，在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可转动的可调顶板，根据飞行器飞行条件调节可调顶板角度位置。可调顶板小角度旋转形成前后两处抽吸窗口，前缘设计在末级顶板前缘处，后缘设计在可调顶板与喉道连接处。在加速过程的低马赫数时利用简单的转动，抽掉前体发展来的附面层，转动同时减小末级楔角角度，减弱激波的同时提高流量捕获，且内收缩段进口马赫数相对增大，有利于提高进气道的起动性能。通过喉道抽吸提高进气道内压段起动性能。小角度转动的变几何过程更易实现，提高了低马赫数条件下的起动性能，对流动的控制更全面，综合改善了进气道的气动性能。
【IPC分类】F02C7-042
【公开号】CN104806357
【申请号】CN201510181779
【发明人】袁化成, 华正旭, 陈文芳, 姚猛
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年7月29日
【申请日】2015年4月16日