矩形截面高超聲速變幾何進氣道的制作方法
【專利摘要】本實用新型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計領域。本進氣道中飛行器前體上設有供唇罩可調側板穿過并運動的開縫，唇罩可調側板的一端通過轉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的側板作動筒連接，側板作動筒控制唇罩可調側板單自由度轉動。本實用新型通過調整唇罩可調側板后掠角實現了進氣道由不起動狀態(tài)到進入起動狀態(tài)的調節(jié)和增大或減小進氣道馬赫數流量捕獲率，其結構簡單、控制方便，極大地提高吸氣式高超聲速飛行器推進系統的工作效率。
【專利說明】矩形截面高超聲速變幾何進氣道
【技術領域】
[0001] 本實用新型涉及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 設計領域。
【背景技術】
[0002] 對于高超聲速吸氣式飛行器而言，進氣道在設計狀態(tài)下的優(yōu)良氣動性能不能保證 其在所有關鍵的工作狀態(tài)下均能正常穩(wěn)定地工作。特別是對于寬馬赫數范圍工作的高超聲 速吸氣式飛行器，當處于非設計工作狀態(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有技術中大多只集中解決單一方面的問 題，如低馬赫數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 解決低馬赫數流量捕獲率較低與進氣道再起動的問題。 實用新型內容
[0005] 本實用新型所要解決的技術問題在于克服現有技術缺陷，提供一種能夠同時解決 高超聲速進氣道低馬赫數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。
[0006] 本實用新型的工作原理為：在傳統矩形截面高超聲速進氣道結構基礎上設計并安 裝可轉動唇罩可調側板，根據飛行器的飛行狀態(tài)實時調節(jié)唇罩側板后掠角度，幫助推進系 統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。當進氣道由于來流 馬赫數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， 流入進氣道內通道的其流量較小。為了使進氣道起動，轉動唇罩可調側板，增大唇罩可調側 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 氣道馬赫數流量捕獲率，減小唇罩可調側板后掠角度；反之如需較小進氣道馬赫數流量捕 獲率，增大唇罩可調側板后掠角度。
[0007] 為了解決上述技術問題，本實用新型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、唇罩可調側板和側板作動筒，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有供唇罩可調側板穿過并運動的開縫，所述唇罩可 調側板的一端通過轉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 器前體內的側板作動筒連接，側板作動筒控制唇罩可調側板單自由度轉動。
[0008] 本實用新型中，所述唇罩可調側板為兩塊扇形結構片體，分別設置在矩形截面唇 罩的兩側，貼近矩形截面唇罩的兩內側壁。
[0009] 本實用新型中，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] 本實用新型中，在不影響所述唇罩可調側板運動的前提下盡量減小開縫的長度和 覽度。
[0011] 本實用新型的有益效果在于：（1)、通過轉動調整唇罩可調側板后掠角θ i，實現進 氣道由不起動狀態(tài)到進入起動狀態(tài)的調節(jié)，當進氣道起動正常后，根據推進系統對空氣流 量的需求調整唇罩可調側板后掠角θ i可方便增大或減小進氣道馬赫數流量捕獲率，其同 時實現了進氣道馬赫數流量的捕獲和氣道起動；（2)、本實用新型其結構簡單、控制方便，極 大地提高吸氣式高超聲速飛行器推進系統的工作效率。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012] 圖1為本實用新型矩形截面高超聲速變幾何進氣道結構示意圖；
[0013] 圖2為唇罩可調側板和側板作動筒示意圖；
[0014] 圖3為本實用新型進氣道前體激波和唇罩反射激波正視圖；
[0015] 圖4為本實用新型矩形截面高超聲速變幾何進氣道設計流程圖；
[0016] 圖5為本實用新型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] 下面結合附圖對本實用新型作進一步詳細說明。
[0018] 如圖1所示，本實用新型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、唇罩可調側板2、矩形截面唇罩3和側板作動筒4 ;圖1中所示高超聲速飛行前體1 為簡化示意圖，具體形式可以是傳統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1的 頂部，兩個側板作動筒4對稱固定安裝在高超聲速飛行器前體1內，其作動指令來自飛行 器控制系統或推進系統控制器。高超聲速飛行器前體1上與唇罩可調側板2的運動干涉處 開有開縫，以供唇罩可調側板2穿過并運動；其開縫長度由唇罩可調側板2運動區(qū)域大小 決定、開縫寬度由唇罩可調側板4厚度決定，在不影響唇罩可調側板運動的前提下盡量減 小縫的長度和寬度。唇罩可調側板2為兩塊對稱扇形結構片體，分別設置在矩形截面唇罩 3的兩側，其一端通過一對轉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 形結構片體分別貼近矩形截面唇罩3內兩邊側壁，當唇罩可調側板2轉動時依然保持貼近 矩形截面唇罩3內側壁，在不干擾唇罩可調側板2轉動的前提下盡量減小唇罩可調側板2 與矩形截面唇罩3內側壁間的距離以避免氣流泄漏；兩塊對稱扇形結構片體的另一端分別 穿過高超聲速飛行器前體1的開縫分別與兩個側板作動筒4連接，兩個側板作動筒4分別 控制兩塊對稱扇形結構片體的唇罩可調側板4進行單自由度轉動。
[0019] 本實用新型矩形截面高超聲速變幾何進氣道在設計狀態(tài)下與常規(guī)高超聲速進氣 道的空氣動力學性能一致，唇罩可調側板2的加入對設計來流狀態(tài)下進氣道的空氣動力學 性能影響極小。
[0020] 如圖2所示，唇罩可調側板2由側板作動筒4控制轉動，側板作動筒4在圖中水平 向左伸出，唇罩可調側板后掠角Θ i減?。粋劝遄鲃油?在圖中水平向右收縮，唇罩可調側 板后掠角Θ i增大，側板作動筒4控制指令來自飛行器控制系統或推進系統控制器。
[0021] 如圖3、4所示，本實用新型矩形截面入口高超聲速變幾何進氣道設計方法具體過 程為：
[0022] 首先，根據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 θ4；
[0023] 其次，根據唇罩反射激波角度Θ 4選擇唇罩固定側板后傾角Θ 3，確定原則為：唇罩 固定側板后傾角θ3<唇罩反射激波角度θ4;優(yōu)選唇罩固定側板后傾角θ 3比唇罩反射激 波角度94小Γ?2° ;
[0024] 然后，根據唇罩固定側板后傾角θ3選擇可轉動唇罩側板后掠角θ2，確定原則為： 可轉動唇罩側板后掠角唇罩固定側板后傾角θ 3;優(yōu)選可轉動唇罩側板后掠角92比 唇罩固定側板后傾角93小1°?2° ;
[0025] 最后，通過風洞試驗或者數值仿真判斷進氣道能否在最低工作馬赫數下起動并正 常工作。如果能，設計完成；如果不能，重新選擇唇罩反射激波角度θ 4，重復上述設計步驟。
[0026] 如圖5所示，本實用新型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：
[0027] 當飛行器從地面起飛時，唇罩可調側板后掠角Θ i為最大值，可調側板完全隱藏于 矩形截面唇罩3內部；
[0028] 當飛行速度逐漸增加接近接力點馬赫數時，唇罩可調側板后掠角Θ i為最大值，唇 罩可調側板2完全隱藏于矩形截面唇罩3內部；
[0029] 當飛行速度達到接力點馬赫數時，唇罩可調側板后掠角Θ i為逐漸減小，唇罩可調 側板2轉動并向矩形截面唇罩3外部展開；
[0030] 當飛行器速度進一步增加至飛行速度上限時，唇罩可調側板后掠角Θ i減小至最 小值，唇罩可調側板2轉動至矩形截面唇罩3外部最大位置；
[0031] 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，唇罩可調側板后掠 角Θ i快速增大，唇罩可調側板2轉動并向矩形截面唇罩3內部收縮，直到矩形截面唇罩3 入口處氣流分離包消失，進氣道起動。
[0032] 以上所述僅是本實用新型的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本【技術領域】的普通技 術人員來說，在不脫離本實用新型原理的前提下還可以做出若干改進，這些改進也應視為 本實用新型的保護范圍。
【權利要求】
1. 一種矩形截面高超聲速變幾何進氣道，包括飛行器前體（1)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（1)上，其特征在于：還包括唇罩可調側板（2)和側 板作動筒（4)，所述飛行器前體（1)上設有供唇罩可調側板（2)穿過并運動的開縫，所述唇 罩可調側板（2)的一端通過轉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（1)內的側板作動筒（4)連接，側板作動筒（4)控制唇罩可調側板（2) 單自由度轉動。
2. 根據權利要求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 調側板（2)為兩塊扇形結構片體，分別設置在矩形截面唇罩（3)的兩側，貼近矩形截面唇罩 ⑶的兩內側壁。
3. 根據權利要求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（1)為二元楔面壓縮前體、三維曲面壓縮前體或乘波前體。
【文檔編號】F02C7/042GK203892023SQ201420189975
【公開日】2014年10月22日 申請日期:2014年4月18日 優(yōu)先權日: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