矩形截面高超聲速變幾何進氣道及設(shè)計方法與工作方式的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道，屬于航空航天飛行器氣動設(shè)計領(lǐng)域。本進氣道中飛行器前體上設(shè)有供唇罩可調(diào)側(cè)板穿過并運動的開縫，唇罩可調(diào)側(cè)板的一端通過轉(zhuǎn)動運動副與矩形截面唇罩的前緣鏈接，另一端穿過開縫與安裝在飛行器前體內(nèi)的側(cè)板作動筒連接，側(cè)板作動筒控制唇罩可調(diào)側(cè)板單自由度轉(zhuǎn)動。本發(fā)明還提供了一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道的設(shè)計方法及工作方式。本發(fā)明通過調(diào)整唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角實現(xiàn)了進氣道由不起動狀態(tài)到進入起動狀態(tài)的調(diào)節(jié)和增大或減小進氣道馬赫數(shù)流量捕獲率，其結(jié)構(gòu)簡單、控制方便，極大地提高吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的工作效率。
【專利說明】 矩形截面高超聲速變幾何進氣道及設(shè)計方法與工作方式
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道及設(shè)計方法與工作方式，屬于航空航天飛行器氣動設(shè)計領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]對于高超聲速吸氣式飛行器而言，進氣道在設(shè)計狀態(tài)下的優(yōu)良氣動性能不能保證其在所有關(guān)鍵的工作狀態(tài)下均能正常穩(wěn)定地工作。特別是對于寬馬赫數(shù)范圍工作的高超聲速吸氣式飛行器，當處于非設(shè)計工作狀態(tài)時，進氣道能否正常起動并且以較小的阻力及流動損失為發(fā)動機提供足夠的、滿足一定氣流品質(zhì)要求的空氣流量將是評價進氣道綜合氣動性能的重要標準。
[0003]進氣道變幾何技術(shù)是指利用進氣道自身機械裝置或者附加流體、電磁等方式控制進氣道在不同飛行環(huán)境下的工作狀態(tài)。對于高超聲速吸氣式飛行器而言，變幾何裝置的復雜程度和控制難度將極大地影響飛行器的工作效率。
[0004]目前，大量已提出的變幾何進氣道的現(xiàn)有技術(shù)中大多只集中解決單一方面的問題，如低馬赫數(shù)流量捕獲率較低或者進氣道再起動問題，無法通過一套變幾何進氣道同時解決低馬赫數(shù)流量捕獲率較低與進氣道再起動的問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)缺陷，提供一種能夠同時解決高超聲速進氣道低馬赫數(shù)流量捕獲不足和進氣道再起動的矩形截面高超聲速變幾何進氣道及設(shè)計方法與工作方式。
[0006]本發(fā)明的工作原理為:在傳統(tǒng)矩形截面高超聲速進氣道結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上設(shè)計并安裝可轉(zhuǎn)動唇罩可調(diào)側(cè)板，根據(jù)飛行器的飛行狀態(tài)實時調(diào)節(jié)唇罩側(cè)板后掠角度，幫助推進系統(tǒng)獲得最佳的推進效率，主要應用于吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)。當進氣道由于來流馬赫數(shù)過低或者燃燒室反壓過高導致進氣道進入不起動狀態(tài)時，進氣道流場的明顯特征為唇罩入口處出現(xiàn)大范圍氣流分離包，分離包使進氣道堵塞導致大量氣流流向進氣道外側(cè)，流入進氣道內(nèi)通道的其流量較小。為了使進氣道起動，轉(zhuǎn)動唇罩可調(diào)側(cè)板，增大唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角使進氣道由不起動狀態(tài)進入起動狀態(tài)；當進氣道起動并正常工作時，如需增大進氣道馬赫數(shù)流量捕獲率，減小唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角度；反之如需較小進氣道馬赫數(shù)流量捕獲率，增大唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角度。
[0007]為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道，包括飛行器前體、矩形截面唇罩、唇罩可調(diào)側(cè)板和側(cè)板作動筒，所述矩形截面唇罩固定在飛行器前體上，所述飛行器前體上設(shè)有供唇罩可調(diào)側(cè)板穿過并運動的開縫，所述唇罩可調(diào)側(cè)板的一端通過轉(zhuǎn)動運動副與矩形截面唇罩的前緣鏈接，另一端穿過開縫與安裝在飛行器前體內(nèi)的側(cè)板作動筒連接，側(cè)板作動筒控制唇罩可調(diào)側(cè)板單自由度轉(zhuǎn)動。
[0008]本發(fā)明中，所述唇罩可調(diào)側(cè)板為兩塊扇形結(jié)構(gòu)片體，分別設(shè)置在矩形截面唇罩的兩側(cè)，貼近矩形截面唇罩的兩內(nèi)側(cè)壁。
[0009]本發(fā)明中，所述飛行器前體為二元楔面壓縮前體、三維曲面壓縮前體或乘波前體。
[0010]本發(fā)明中，在不影響所述唇罩可調(diào)側(cè)板運動的前提下盡量減小開縫的長度和寬度。
[0011]本發(fā)明還提供了一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道的設(shè)計方法，具體包括以下步驟:
1)、根據(jù)飛行器來流條件確定進氣道前體激波封口狀態(tài)時唇罩反射激波角度Θ4 ；
2)、根據(jù)唇罩反射激波角度θ4選擇唇罩固定側(cè)板后傾角θ3，所述唇罩反射激波角θ3小于或等于唇罩固定側(cè)板后傾角度Θ 4 ；
3)、根據(jù)唇罩固定側(cè)板后傾角θ3選擇可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角θ2，所述可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角θ2小于或等于唇罩固定側(cè)板后傾角θ3;
4)、通過風洞試驗或者數(shù)值仿真判斷進氣道能否在最低工作馬赫數(shù)下起動并正常工作；如果能，設(shè)計完成；如果不能，重新選擇唇罩反射激波角度θ4，重復上述設(shè)計步驟。
[0012]作為優(yōu)先，所述步驟2)中唇罩固定側(cè)板后傾角θ3比唇罩反射激波角度04小I。~2。。
[0013]作為優(yōu)先，所述步驟3)中可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角92比唇罩固定側(cè)板后傾角θ3
小I。~2。。
[0014]本發(fā)明提供的一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道的工作方式為:
當飛行器從地面起飛時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為最大值，唇罩可調(diào)側(cè)板完全隱藏于矩形截面唇罩內(nèi)部；
當飛行速度逐漸增加接近接力點馬赫數(shù)流量時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為最大值，唇罩可調(diào)側(cè)板完全隱藏于矩形截面唇罩內(nèi)部；
當飛行速度達到接力點馬赫數(shù)時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為逐漸減小，唇罩可調(diào)側(cè)板轉(zhuǎn)動并向矩形截面唇罩外部展開；
當飛行器速度進一步增加至飛行速度上限時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ 1減小至最小值，唇罩可調(diào)側(cè)板轉(zhuǎn)動至矩形截面唇罩外部最大位置；
當飛行速度下降過低或燃燒室反壓突增導致進氣道不起動時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ !快速增大，直到矩形截面唇罩入口處氣流分離包消失，進氣道起動。
[0015]本發(fā)明的有益效果在于:(I)、通過轉(zhuǎn)動調(diào)整唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Q1，實現(xiàn)進氣道由不起動狀態(tài)到進入起動狀態(tài)的調(diào)節(jié)，當進氣道起動正常后，根據(jù)推進系統(tǒng)對空氣流量的需求調(diào)整唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i可方便增大或減小進氣道馬赫數(shù)流量捕獲率，其同時實現(xiàn)了進氣道馬赫數(shù)流量的捕獲和氣道起動；(2)、本發(fā)明其結(jié)構(gòu)簡單、控制方便，極大地提高吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的工作效率。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0016]圖1為本發(fā)明矩形截面高超聲速變幾何進氣道結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2為唇罩可調(diào)側(cè)板和側(cè)板作動筒示意圖；
圖3為本發(fā)明進氣道前體激波和唇罩反射激波正視圖；
圖4為本發(fā)明矩形截面高超聲速變幾何進氣道設(shè)計流程圖；圖5為本發(fā)明矩形截面高超聲速變幾何進氣道工作方式說明圖。
【具體實施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明。
[0018]如圖1所示，本發(fā)明矩形截面高超聲速變幾何進氣道，包括高超聲速飛行器前體
1、唇罩可調(diào)側(cè)板2、矩形截面唇罩3和側(cè)板作動筒4 ;圖1中所示高超聲速飛行前體I為簡化示意圖，具體形式可以是傳統(tǒng)高超聲速進氣道中的二元楔面壓縮前體、三維曲面壓縮前體和乘波前體等類別中的一種。矩形截面唇罩3固定安裝在高超聲速飛行器前體I的頂部，兩個側(cè)板作動筒4對稱固定安裝在高超聲速飛行器前體I內(nèi)，其作動指令來自飛行器控制系統(tǒng)或推進系統(tǒng)控制器。高超聲速飛行器前體I上與唇罩可調(diào)側(cè)板2的運動干涉處開有開縫，以供唇罩可調(diào)側(cè)板2穿過并運動；其開縫長度由唇罩可調(diào)側(cè)板2運動區(qū)域大小決定、開縫寬度由唇罩可調(diào)側(cè)板4厚度決定，在不影響唇罩可調(diào)側(cè)板運動的前提下盡量減小縫的長度和寬度。唇罩可調(diào)側(cè)板2為兩塊對稱扇形結(jié)構(gòu)片體，分別設(shè)置在矩形截面唇罩3的兩側(cè)，其一端通過一對轉(zhuǎn)動運動副分別連接于矩形截面唇罩3的前緣，鏈接方式可以是鉸接或者鉚接等，鏈接時轉(zhuǎn)動運動副應最大限度保留矩形截面唇罩3的前緣形狀；兩塊扇形結(jié)構(gòu)片體分別貼近矩形截面唇罩3內(nèi)兩邊側(cè)壁，當唇罩可調(diào)側(cè)板2轉(zhuǎn)動時依然保持貼近矩形截面唇罩3內(nèi)側(cè)壁，在不干擾唇罩可調(diào)側(cè)板2轉(zhuǎn)動的前提下盡量減小唇罩可調(diào)側(cè)板2與矩形截面唇罩3內(nèi)側(cè)壁間的距離以避免氣流泄漏；兩塊對稱扇形結(jié)構(gòu)片體的另一端分別穿過高超聲速飛行器前體I的開縫分別與兩個側(cè)板作動筒4連接，兩個側(cè)板作動筒4分別控制兩塊對稱扇形結(jié)構(gòu)片體的唇罩可調(diào)側(cè)板4進行單自由度轉(zhuǎn)動。
[0019]本發(fā)明矩形截面高超聲速變幾何進氣道在設(shè)計狀態(tài)下與常規(guī)高超聲速進氣道的空氣動力學性能一致，唇罩可調(diào)側(cè)板2的加入對設(shè)計來流狀態(tài)下進氣道的空氣動力學性能影響極小。
[0020]如圖2所示，唇罩可調(diào)側(cè)板2由側(cè)板作動筒4控制轉(zhuǎn)動，側(cè)板作動筒4在圖中水平向左伸出，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i減小；側(cè)板作動筒4在圖中水平向右收縮，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i增大，側(cè)板作動筒4控制指令來自飛行器控制系統(tǒng)或推進系統(tǒng)控制器。
[0021]如圖3、4所示，本發(fā)明矩形截面入口高超聲速變幾何進氣道設(shè)計方法具體過程為:
首先，根據(jù)飛行器來流條件確定進氣道前體激波5封口狀態(tài)時唇罩反射激波角度Θ 4 ；其次，根據(jù)唇罩反射激波角度θ4選擇唇罩固定側(cè)板后傾角θ3，確定原則為:唇罩固定側(cè)板后傾角Θ 3 <唇罩反射激波角度Θ 4 ;優(yōu)選唇罩固定側(cè)板后傾角Θ3比唇罩反射激波角度94小1°~2° ；
然后，根據(jù)唇罩固定側(cè)板后傾角θ3選擇可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角θ2，確定原則為:可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角0 2 <唇罩固定側(cè)板后傾角θ 3;優(yōu)選可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角Q2比唇罩固定側(cè)板后傾角93小1-2° ；
最后，通過風洞試驗或者數(shù)值仿真判斷進氣道能否在最低工作馬赫數(shù)下起動并正常工作。如果能，設(shè)計完成；如果不能，重新選擇唇罩反射激波角度θ4，重復上述設(shè)計步驟。
[0022]如圖5所示，本發(fā)明矩形截面入口高超聲速變幾何進氣道工作方式包括以下過程:當飛行器從地面起飛時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為最大值，可調(diào)側(cè)板完全隱藏于矩形截面唇罩3內(nèi)部；
當飛行速度逐漸增加接近接力點馬赫數(shù)時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為最大值，唇罩可調(diào)側(cè)板2完全隱藏于矩形截面唇罩3內(nèi)部；
當飛行速度達到接力點馬赫數(shù)時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ i為逐漸減小，唇罩可調(diào)側(cè)板2轉(zhuǎn)動并向矩形截面唇罩3外部展開；
當飛行器速度進一步增加至飛行速度上限時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ 1減小至最小值，唇罩可調(diào)側(cè)板2轉(zhuǎn)動至矩形截面唇罩3外部最大位置；
當飛行速度下降過低或燃燒室反壓突增導致進氣道不起動時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ !快速增大，唇罩可調(diào)側(cè)板2轉(zhuǎn)動并向矩形截面唇罩3內(nèi)部收縮，直到矩形截面唇罩3入口處氣流分離包消失，進氣道起動。[0023]以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本【技術(shù)領(lǐng)域】的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下還可以做出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道，包括飛行器前體(I)和矩形截面唇罩(3)，所述矩形截面唇罩(3)固定在飛行器前體(I)上，其特征在于:還包括唇罩可調(diào)側(cè)板(2)和側(cè)板作動筒(4)，所述飛行器前體(I)上設(shè)有供唇罩可調(diào)側(cè)板(2)穿過并運動的開縫，所述唇罩可調(diào)側(cè)板(2)的一端通過轉(zhuǎn)動運動副與矩形截面唇罩(3)的前緣鏈接，另一端穿過開縫與安裝在飛行器前體(I)內(nèi)的側(cè)板作動筒(4)連接，側(cè)板作動筒(4)控制唇罩可調(diào)側(cè)板(2)單自由度轉(zhuǎn)動。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道，其特征在于:所述唇罩可調(diào)側(cè)板(2)為兩塊扇形結(jié)構(gòu)片體，分別設(shè)置在矩形截面唇罩(3)的兩側(cè)，貼近矩形截面唇罩(3)的兩內(nèi)側(cè)壁。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道，其特征在于:所述飛行器前體(I)為二元楔面壓縮前體、三維曲面壓縮前體或乘波前體。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道，其特征在于:在不影響所述唇罩可調(diào)側(cè)板(2)運動的前提下盡量減小開縫的長度和寬度。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道的設(shè)計方法，其特征在于包括以下步驟: 1)、根據(jù)飛行器來流條件確定進氣道前體激波封口狀態(tài)時唇罩反射激波角度Θ4 ； 2)、根據(jù)唇罩反射激波角度Θ4選擇唇罩固定側(cè)板后傾角Θ 3，所述唇罩反射激波角Θ3小于或等于唇罩固定側(cè)板后傾角度Θ 4 ； 3)、根據(jù)唇罩固定側(cè)板后傾角Θ3選擇可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角Θ 2，所述可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角Θ 2小于或等于唇罩固定側(cè)板后傾角Θ3; 4)、通過風洞試驗或者數(shù)值仿真判斷進氣道能否在最低工作馬赫數(shù)下起動并正常工作；如果能，設(shè)計完成；如果不能，重新選擇唇罩反射激波角度Θ 4，重復上述設(shè)計步驟。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道的設(shè)計方法，其特征在于:所述步驟2)中唇罩固定側(cè)板后傾角Θ 3比唇罩反射激波角度0 4小1°?2°。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道的設(shè)計方法，其特征在于:所述步驟3)中可轉(zhuǎn)動唇罩側(cè)板后掠角Θ 2比唇罩固定側(cè)板后傾角Θ3小1°?2°。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項所述的矩形截面高超聲速變幾何進氣道的工作方式，其特征在于: 當飛行器從地面起飛時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ I為最大值，唇罩可調(diào)側(cè)板完全隱藏于矩形截面唇罩內(nèi)部； 當飛行速度逐漸增加接近接力點馬赫數(shù)流量時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ I為最大值，唇罩可調(diào)側(cè)板完全隱藏于矩形截面唇罩內(nèi)部； 當飛行速度達到接力點馬赫數(shù)時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ I為逐漸減小，唇罩可調(diào)側(cè)板轉(zhuǎn)動并向矩形截面唇罩外部展開； 當飛行器速度進一步增加至飛行速度上限時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ I減小至最小值，唇罩可調(diào)側(cè)板轉(zhuǎn)動至矩形截面唇罩外部最大位置； 當飛行速度下降過低或燃燒室反壓突增導致進氣道不起動時，唇罩可調(diào)側(cè)板后掠角Θ I快速增大，直到矩形截面唇罩入口處氣流分離包消失，進氣道起動。
【文檔編號】F02C7/042GK103939217SQ201410156815
【公開日】2014年7月23日 申請日期:2014年4月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月18日
【發(fā)明者】滕健, 袁化成, 華正旭, 劉君 申請人:南京航空航天大學