專利名稱：一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器二元混壓式進氣道的性能優(yōu)化技術(shù)，具體地說，涉及一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法。
背景技術(shù)：
二元混壓式進氣道以其結(jié)構(gòu)簡單、迎角特性和升阻特性較好的優(yōu)勢被各種飛行器廣泛采用?，F(xiàn)有公開的文獻“寬馬赫數(shù)固沖二元進氣道設(shè)計與研究”(《宇航學報》，Vol. 29，No. 5，2008，1577-1582)、“典型二元高超聲速進氣道的側(cè)壓式進氣道的性能比較”(《航空動力學報》，Vol. 23，No. 9，2008，1553-1560)和 “Optimum Design for 2_D InletWorking in Condition of Large Angle of Attack”(AIAA 2009-36，2009)等文中描述了 在不同工作狀態(tài)下適用的定幾何二元混壓式進氣道。不同的定幾何二元混壓式進氣道由于喉道面積的限定都有其確定的起動馬赫數(shù)，而盡可能低的起動馬赫數(shù)對于飛行器的整個推進系統(tǒng)是很有幫助的。通常，定幾何二元混壓式進氣道采用的提高起動能力的方法是采用內(nèi)部開孔或槽的抽吸方法。而本發(fā)明的方法則是在設(shè)計完成的定幾何二元混壓式進氣道基礎(chǔ)上，適當改變唇口的形狀，通過損失較少的流量，有效地將起動能力以較大的提高。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是從進氣道設(shè)計和起動能力的方法創(chuàng)新相結(jié)合的研究思路出發(fā)，在完成的定幾何二元混壓式進氣道設(shè)計的基礎(chǔ)上，適當改變唇口的形狀，通過損失很少的流量將其起動能力提高；這種方法簡單易行，機械加工容易實現(xiàn)，不僅能有效地降低進氣道的起動馬赫數(shù)，而且可以帶來工作過程中更小的總壓損失。本發(fā)明定幾何二元混壓式進氣道的基本構(gòu)型是包括外壓段、內(nèi)壓段、喉道段、隔離段、唇口 ；其中唇口作為內(nèi)壓段的一部分，為帶有一定楔角的尖板結(jié)構(gòu)。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法，其特點是包括以下步驟第一步，確定進氣道的幾何參數(shù)，以定幾何二元混壓式進氣道構(gòu)型為基礎(chǔ)，選定所用進氣道合理的設(shè)計要點、確定流量和起動馬赫數(shù)，據(jù)此確定進氣道的高度和寬度；第二步，確定馬赫數(shù)值，適當將二元混壓式進氣道選定的起動馬赫數(shù)提高到一定值，相對提高值不超過10%;第三步，將唇口剪切掉一部分或多部分，剪切掉的面積大小由起動馬赫數(shù)的期望降低值決定，但不超過進氣道唇口面積的一半，通過唇口缺口處的額外溢流將起動馬赫數(shù)有效地降低，帶來進氣道起動能力較大的提升；第四步，剪切掉的部分均以唇口前緣的某一點或者某兩點為起點和終點。有益效果本發(fā)明提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法的特點包括以下幾方面第一，方法簡單易行，只需要在設(shè)計完成的進氣道基礎(chǔ)上對唇口進行少許改動即可，機械加工容易實現(xiàn)。第二，唇口被剪切掉一定的面積，可以在進氣道起動過程中通過唇口缺口處的額外溢流將起動馬赫數(shù)有效地降低。第三，由于唇口剪切后增加的額外溢流，進氣道壓縮過程中的激波強度會有所減弱，從而使總壓恢復系數(shù)有所提高，更高的總壓為發(fā)動機總體性能的提升提供了條件。第四，唇口剪切處造成的流量損失很小，在進氣道的整個起動過程中損失的流量最多不超過捕獲流量的3%，卻可以帶來進氣道起動能力較大的提升。


下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法作進一步詳細說明。圖I為本發(fā)明二元混壓式進氣道的基本構(gòu)型。圖2為本發(fā)明二元混壓式進氣道的俯視圖。 圖3為本發(fā)明進氣道起動能力的方法優(yōu)化得到的二元混壓式進氣道俯視圖。圖4為本發(fā)明改變形狀后的進氣道唇口示意圖。圖5為唇口形狀改變前后的進氣道起動過程中總壓恢復系數(shù)的變化曲線。圖中I.外壓段2.內(nèi)壓段3.喉道段4.隔離段5.唇口
具體實施例方式本實施例是一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法，包括外壓段I、內(nèi)壓段2、喉道段3、隔離段4、唇口 5。參閱圖I、圖2、圖3，本發(fā)明提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法，在設(shè)計定幾何二元混壓式進氣道時，根據(jù)飛行器的總體要求確定進氣道的幾何參數(shù)，選定所用進氣道合理的設(shè)計要點、確定流量和起動馬赫數(shù)，并據(jù)此確定進氣道的高度及寬度。本實例選取的是一種亞燃沖壓發(fā)動機用的進氣道，設(shè)計要點為飛行高度為10km，設(shè)計馬赫數(shù)為
3.O ;捕獲流量為4kg/s ;起動馬赫數(shù)為2. 2。據(jù)此設(shè)計要點，本實例選定進氣道的捕獲高度為72mm,寬度為150mm。利用氣體動力學原理,基于激波前后的氣動關(guān)系建立一維模型,結(jié)合遺傳算法以進氣道總壓恢復系數(shù)最大為目標進行優(yōu)化，得到二元進氣道的總壓縮角以及各級壓縮角分別為14. 5°、7. 3°、7. 2°、6.9°、7.6°，總收縮比為2. O。經(jīng)過數(shù)值模擬修正，本實例選取進氣道的喉道段3長高比為2. 0，隔離段4采用擴張形式，單側(cè)擴張角為3度，擴張比為2. O。完成基本幾何構(gòu)型設(shè)計后，將唇口 5適當?shù)丶羟械粢徊糠只蚨嗖糠?，剪切掉的面積大小由起動馬赫數(shù)的期望降低值來決定，但不超過進氣道唇口面積的一半，通過唇口缺口處的額外溢流將起動馬赫數(shù)有效地降低；剪切掉的部分均以唇口前緣的某一點或者某兩點為起點和終點，帶來進氣道起動能力較大的提升。本實例按照圖4中的唇口 5形狀進行剪切，即剪切掉兩個三角形部分，剪切掉的總面積大約占唇口 5板面積的50%，使唇口 5形成頂角為120°的等腰三角形，剪切掉的每部分都分別以唇口 5前緣的中點和端點作為起點和終點。即完成定幾何二元混壓式進氣道的性能優(yōu)化設(shè)計。圖5是通過數(shù)值模擬獲得的唇口形狀改變前后的進氣道起動過程中總壓恢復系數(shù)的變化曲線?？倝夯謴拖禂?shù)的突然增大時對應的來流馬赫數(shù)Ma就是進氣道的起動馬赫數(shù)。據(jù)此得到基準進氣道和改變唇口形狀后的二元進氣道的起動馬赫數(shù)分別為2. 17和1.94?？梢钥吹?，由于唇口形狀的改變，確切說是唇口面積的減小，定幾何二元混壓式進氣道僅通過不到2. 5%的流量損失就可使其起動馬赫數(shù)有效地降低了 10. 6%，且進氣道起動過程中的總壓恢復系數(shù)也得到了較大的提高，從而獲得了起動能力的明顯提升。本發(fā)明一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法，簡單易行，機械加工容易實現(xiàn)，通過適當改變唇口形狀，以很少的流量損失來獲得二元混壓式進氣道更優(yōu)的起 動性能以及總壓恢復系數(shù)，有較好的應用價值。
權(quán)利要求
1.一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法，其特征在于包括以下步驟 第一步，確定進氣道的幾何參數(shù)，以定幾何二元混壓式進氣道構(gòu)型為基礎(chǔ)，選定所用進氣道合理的設(shè)計要點、確定流量和起動馬赫數(shù)，據(jù)此確定進氣道的高度和寬度； 第二步，確定馬赫數(shù)值，適當將二元混壓式進氣道選定的起動馬赫數(shù)提高到一定值，相對提高值不超過10% ； 第三步，將唇口剪切掉一部分或多部分，剪切掉的面積大小由起動馬赫數(shù)的期望降低值決定，但不超過進氣道唇口面積的一半，通過唇口缺口處的額外溢流將起動馬赫數(shù)有效地降低，帶來進氣道起動能力較大的提升； 第四步，剪切掉的部分均以唇口前緣的某一點或者某兩點為起點和終點。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種提高定幾何二元混壓式進氣道起動能力的方法,在設(shè)計完成的定幾何二元混壓式進氣道基礎(chǔ)上，對唇口的形狀進行適當?shù)母淖儯稍谶M氣道起動過程中通過唇口缺口處的額外溢流將起動馬赫數(shù)有效地降低。通過損失較少的流量將其起動能力提高,方法簡單易行，機械加工容易實現(xiàn)，不僅能有效地降低進氣道的起動馬赫數(shù)，而且可以帶來工作過程中更小的總壓損失；由于唇口形狀改變后增加的額外溢流，進氣道壓縮過程中的激波強度會有所減弱，從而使總壓恢復系數(shù)有所提高，更高的總壓為發(fā)動機總體性能的提升提供了條件。以較少的流量損失獲得二元混壓式進氣道更優(yōu)的起動性能以及總壓恢復系數(shù)，具有非常好的應用價值。
文檔編號F02C7/04GK102828832SQ201210288548
公開日2012年12月19日 申請日期2012年8月14日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月14日
發(fā)明者石磊, 何國強, 秦飛, 劉佩進 申請人:西北工業(yè)大學