本發(fā)明涉及航空器的高超聲速進(jìn)氣道，尤其是涉及高超聲速三通道進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

在國際競爭日趨激烈的今天，航空器也將迎來由亞聲速、跨聲速、超聲速發(fā)展到高超聲速的技術(shù)革命，鑒于高超聲速飛行器在國防安全及低成本進(jìn)入太空等方面的應(yīng)用價(jià)值，世界各大航空航天強(qiáng)國都在大力推行高超聲速飛行器的研制計(jì)劃，而對(duì)于目前處在世界第二大經(jīng)濟(jì)體的我國來說，在高超聲速飛行器的研究上取得進(jìn)展也將成為令我國在大國博弈中占據(jù)優(yōu)勢的重要一步。在目前單一模式的發(fā)動(dòng)機(jī)無法滿足高超聲速飛行器大跨度飛行馬赫數(shù)范圍的條件下，出現(xiàn)了基于渦輪和火箭的兩種組合循環(huán)動(dòng)力裝置，而基于渦輪的組合動(dòng)力裝置(TBCC)由于其可重復(fù)使用、發(fā)射與著陸點(diǎn)靈活、飛行成本低等特點(diǎn)具有很大的發(fā)展?jié)摿?[1]王占學(xué),劉增文,王鳴.渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展趨勢和應(yīng)用前景[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2013,39(3):12-17)。

進(jìn)氣道需要為發(fā)動(dòng)機(jī)提供符合要求進(jìn)氣量的高壓低速均勻來流，是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的重要部件，早期一種典型的TBCC推進(jìn)系統(tǒng)采用內(nèi)并聯(lián)雙通道進(jìn)氣道使氣流進(jìn)入進(jìn)氣道后通過喉道分別流入渦輪通道和沖壓通道，并通過控制分流板的位置實(shí)現(xiàn)由渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換。然而這種方案在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)馬赫數(shù)較高的前提下對(duì)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍提出了很高的要求，而現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍并不能完全覆蓋超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)馬赫數(shù)，所以在分流板的位置由雙通道全開調(diào)節(jié)至關(guān)閉渦輪通道即模態(tài)轉(zhuǎn)換的過程中，會(huì)由于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降而出現(xiàn)推力不足的情況([2]Adam Siebenhaar,Thomas J.Bogar,Integration and Vehicle Performance Assessment of The Aerojet“TriJet”Combined-Cycle Engine,16th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2009)，這將導(dǎo)致推進(jìn)系統(tǒng)在此過程中的加速性能受影響而無法順利完成模態(tài)轉(zhuǎn)換。

為彌補(bǔ)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中推力不足的缺陷，考慮在原有內(nèi)并聯(lián)雙通道進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上，在低速渦輪通道和高速?zèng)_壓通道之間增加引射火箭通道，同樣通過可調(diào)分流板來實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換，這種進(jìn)氣道對(duì)應(yīng)的組合式發(fā)動(dòng)機(jī)稱為三通道組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TriJet)，其包含三種推進(jìn)系統(tǒng)，即在渦輪和超燃沖壓基礎(chǔ)上，以引射火箭來代替模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的作用，提供更大的推力，確保發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)階段的正常運(yùn)行。但由于TriJet進(jìn)氣道較TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道還要多出一個(gè)火箭通道，可用空間相當(dāng)有限，結(jié)構(gòu)布局及不同模態(tài)之間轉(zhuǎn)換的控制難度很大，故對(duì)三通道進(jìn)氣道的研究對(duì)高超聲速飛行器的發(fā)展具有深遠(yuǎn)而重要的意義。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的旨在提供可提高模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能的高超聲速三通道進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

本發(fā)明包括以下步驟：

1)設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝3～4.5之間的沖壓通道；

在步驟1)中，所述設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝3～4.5之間的沖壓通道的具體方法可為：

(1)設(shè)計(jì)三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道的壓縮型面：以沖壓通道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)作為來流馬赫數(shù)，根據(jù)要求的來流馬赫數(shù)、喉道馬赫數(shù)及初始楔角，得到ICFD流場中的一條壁面型線；再運(yùn)用特征線法求解軸對(duì)稱內(nèi)收縮基本流場，得到內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的入射激波和基本流場的反射激波，然后根據(jù)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道初始類矩形出口截面，在得到的基本流場中運(yùn)用逆向流線追蹤得出的流線形成進(jìn)出口截面均為類矩形的進(jìn)氣道壓縮型面，最后按照進(jìn)出口截面投影圖上進(jìn)氣道前緣至設(shè)計(jì)橢圓出口截面的流線與進(jìn)氣道前緣至初始類矩形出口截面的流線投影長度之比，將基本流場內(nèi)對(duì)應(yīng)的流線放大，得到出口截面為橢圓的三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道壓縮型面；

(2)設(shè)計(jì)沖壓通道的隔離段：沖壓通道隔離段按等截面設(shè)計(jì)，將步驟(1)得出的壓縮型面的肩部型線向后等直拉伸得到?jīng)_壓通道隔離段，后根據(jù)要求的沖壓通道出口截面面積與生成的隔離段出口截面面積的比值對(duì)型面進(jìn)行整體縮放。

2)設(shè)計(jì)分流板，因?yàn)檫M(jìn)入渦輪通道和引射火箭通道的氣流都通過分流板的轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行調(diào)配，所以分流板應(yīng)按對(duì)應(yīng)于火箭通道和對(duì)應(yīng)于渦輪、火箭通道這兩個(gè)部分進(jìn)行設(shè)計(jì)；

在步驟2)中，所述設(shè)計(jì)分流板的具體方法可為：

(1)設(shè)計(jì)分流板位置：考慮分流板位于中間位置時(shí)，即只有火箭通道和沖壓通道共同工作的情況，為保證火箭通道整體型面的光順，可將給定位置的火箭通道出口的下壁面向前拉伸與進(jìn)氣道壓縮型面相交，獲得分流板末端邊線；為提高引射火箭和沖壓通道共同工作時(shí)進(jìn)氣道的啟動(dòng)性能，分流板前緣的轉(zhuǎn)軸位置應(yīng)盡量貼近唇罩點(diǎn)在壓縮型面上對(duì)應(yīng)的位置以提供較小的內(nèi)收縮比，可在上述位置附近取一點(diǎn)作為分流板轉(zhuǎn)軸的端點(diǎn)，再按照以下步驟(2)確定旋轉(zhuǎn)角度后作出分流板位于中間位置時(shí)的型面并測定內(nèi)收縮比，調(diào)整至滿足啟動(dòng)要求；

(2)設(shè)計(jì)分流板旋轉(zhuǎn)角度：根據(jù)渦輪通道出口和火箭通道出口的面積和擴(kuò)張比要求，分別獲得渦輪通道擴(kuò)張段進(jìn)口和火箭通道擴(kuò)張段進(jìn)口的面積，再測量分流板末端邊線的長度，分別計(jì)算得到分流板位于中間位置與初始位置時(shí)末端點(diǎn)間的距離，及位于極限位置與中間位置時(shí)末端點(diǎn)間的距離，由此得到分流板繞轉(zhuǎn)軸由初始位置到中間位置的旋轉(zhuǎn)角度，及由中間位置到極限位置的旋轉(zhuǎn)角度；

(3)設(shè)計(jì)分流板旋轉(zhuǎn)方式：為保證進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，氣流能夠均勻穩(wěn)定的流向渦輪通道、火箭通道和沖壓通道，分流板的運(yùn)動(dòng)方式采用勻速轉(zhuǎn)動(dòng)；

3)設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴(kuò)張段；

在步驟3)中，所述設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴(kuò)張段的具體方法可為：

為保證整個(gè)渦輪通道型面的光滑過渡，根據(jù)設(shè)計(jì)的擴(kuò)張段進(jìn)口與給定位置的擴(kuò)張段出口的尺寸與水平、垂直方向的投影距離，以兩端分別與進(jìn)出口相切設(shè)置端點(diǎn)處斜率，使用三次多項(xiàng)式生成連接擴(kuò)張段進(jìn)出口的型線，后使用面積均勻過渡的方式生成渦輪通道擴(kuò)張段型面。

4)設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴(kuò)張段。

在步驟4)中，所述設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴(kuò)張段的具體方法可為：

由于分流板末端邊線直接由火箭通道出口下壁面拉伸后與進(jìn)氣道壓縮型面相交得到，因此火箭通道擴(kuò)張段能基本保持平直過渡，可直接利用擴(kuò)張段進(jìn)口和通道出口的邊線用面積均勻過渡的方式生成火箭通道擴(kuò)張段型面。

本發(fā)明對(duì)現(xiàn)有的內(nèi)并聯(lián)式雙通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行改進(jìn)，提出一種三維內(nèi)轉(zhuǎn)式高超聲速三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：三維內(nèi)轉(zhuǎn)式高超聲速三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，其結(jié)構(gòu)包括三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道的壓縮型面、高速?zèng)_壓通道隔離段、引射火箭通道擴(kuò)張段、低速渦輪通道擴(kuò)張段和分流板。其中三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道的壓縮型面采用特征線法和逆向流線追蹤方法產(chǎn)生型面，其余部分使用面積均勻過渡的方式生成型面。

本發(fā)明具有以下優(yōu)點(diǎn)：三維內(nèi)轉(zhuǎn)式高超聲速三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法，同時(shí)兼顧了渦輪、沖壓組合動(dòng)力進(jìn)氣道和引射火箭的優(yōu)點(diǎn)，僅使用分流板這一種幾何變形裝置來實(shí)現(xiàn)模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換，渦輪模態(tài)下三通道同時(shí)打開，轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)分流板緩慢關(guān)閉渦輪通道，轉(zhuǎn)由引射火箭提供推力，解決了TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)推力不足的缺陷，至沖壓模式關(guān)閉火箭通道僅留下沖壓通道，由矩形進(jìn)氣道進(jìn)口過渡的橢圓形沖壓通道能得到更好的燃燒室性能。發(fā)動(dòng)機(jī)布局采用內(nèi)并聯(lián)型可減小迎風(fēng)面積和外部阻力。

附圖說明

圖1是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道基本流場示意圖。

圖2是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道入口截面和初始出口截面二維投影圖。

圖3是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道沖壓通道設(shè)計(jì)原理圖。

圖4是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道引射火箭通道設(shè)計(jì)原理圖。

圖5是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道渦輪通道設(shè)計(jì)原理圖。

圖6是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道半剖結(jié)構(gòu)示意圖。

圖7是三維內(nèi)轉(zhuǎn)式三通道渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道總體結(jié)構(gòu)示意圖。

在圖1～7中，各標(biāo)記為：1表示進(jìn)氣道壓縮型面前端初始楔角、2表示內(nèi)收縮基本流場的壁面型線、3表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道前緣點(diǎn)所在位置、4表示基本流場流線的有效部分、5表示反射激波、6表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道唇罩點(diǎn)、7表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波、8表示基本流場回轉(zhuǎn)中心線、9表示流線與反射激波的交點(diǎn)、10表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道初始類矩形出口截面、11表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道前緣捕獲型線、12表示逆向流線追蹤法追蹤出的流線、13表示基本流線有效部分離散成的點(diǎn)集、14表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)橢圓出口截面、15表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)錐切面上的流線、16表示三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道初始錐切面上的流線、17表示進(jìn)氣道沖壓通道、18表示沖壓通道隔離段、19表示沖壓通道隔離段出口、20表示分流板、21表示設(shè)計(jì)馬赫數(shù)自由來流、22表示火箭通道第一道斜激波、23表示火箭通道位于唇罩點(diǎn)的反射激波、24表示分流板初始位置、25表示分流板由初始位置到中間位置的旋轉(zhuǎn)角度、26表示分流板中間位置、27表示引射火箭通道擴(kuò)張段、28表示引射火箭通道出口、29表示模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的自由來流、30表示引射火箭通道、31表示渦輪通道第一道斜激波、32表示渦輪通道位于唇罩點(diǎn)的反射激波、33表示分流板由中間位置到極限位置的旋轉(zhuǎn)角度、34表示分流板極限位置、35表示渦輪通道擴(kuò)張段、36表示渦輪通道出口、37表示低馬赫數(shù)自由來流、38表示渦輪通道、39表示進(jìn)氣道壓縮型面、40表示進(jìn)氣道肩部型線、41表示分流板末端邊線、42表示分流板轉(zhuǎn)軸、43表示分流板轉(zhuǎn)軸端點(diǎn)、44表示渦輪通道擴(kuò)張段進(jìn)口、45表示火箭通道擴(kuò)張段進(jìn)口、46表示渦輪通道擴(kuò)張段型線。

具體實(shí)施方式

以下實(shí)施例將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的說明。

本發(fā)明實(shí)施例包括以下步驟：

一、設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝3～4.5之間的沖壓通道17，主要包括：

1、設(shè)計(jì)三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道的壓縮型面39。以沖壓通道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)作為來流馬赫數(shù)，根據(jù)要求的來流馬赫數(shù)、喉道馬赫數(shù)及初始楔角1，可以得到ICFD流場中的一條壁面型線2，再運(yùn)用特征線法求解軸對(duì)稱內(nèi)收縮基本流場，得到內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的入射激波7和基本流場的反射激波5，然后根據(jù)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道初始類矩形出口截面10，在上述得到的基本流場中運(yùn)用逆向流線追蹤得出的流線12形成進(jìn)出口截面均為類矩形的進(jìn)氣道壓縮型面，最后按照進(jìn)出口截面投影圖上進(jìn)氣道前緣至設(shè)計(jì)橢圓出口截面的流線15與進(jìn)氣道前緣至初始類矩形出口截面的流線16投影長度之比，將基本流場內(nèi)對(duì)應(yīng)的流線放大，得到出口截面14為橢圓的三維方轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道壓縮型面39。

2、設(shè)計(jì)沖壓通道的隔離段18。沖壓通道隔離段18按等截面設(shè)計(jì)，將步驟1得出的壓縮型面的肩部型線40向后等直拉伸得到?jīng)_壓通道隔離段18，后根據(jù)要求的沖壓通道17出口截面面積與生成的隔離段出口19截面面積的比值對(duì)型面進(jìn)行整體縮放。

二、設(shè)計(jì)分流板，由于進(jìn)入渦輪通道38和引射火箭通道30的氣流都通過分流板20的轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行調(diào)配，所以分流板應(yīng)按對(duì)應(yīng)于火箭通道和對(duì)應(yīng)于渦輪、火箭通道這兩個(gè)部分進(jìn)行設(shè)計(jì)，主要步驟為：

1、設(shè)計(jì)分流板20位置。考慮分流板位于中間位置26時(shí)，即只有火箭通道30和沖壓通道17共同工作的情況，為保證火箭通道30整體型面的光順，可將給定位置的火箭通道出口28的下壁面向前拉伸與進(jìn)氣道壓縮型面39相交，獲得分流板末端邊線41；為提高引射火箭30和沖壓通道17共同工作時(shí)進(jìn)氣道的啟動(dòng)性能，分流板前緣的轉(zhuǎn)軸42位置應(yīng)盡量貼近唇罩點(diǎn)在壓縮型面上對(duì)應(yīng)的位置以提供較小的內(nèi)收縮比，可在上述位置附近取一點(diǎn)作為分流板轉(zhuǎn)軸的端點(diǎn)43，按照步驟2確定旋轉(zhuǎn)角度后作出分流板位于中間位置26時(shí)的型面并測定內(nèi)收縮比，調(diào)整至滿足啟動(dòng)要求。

2、設(shè)計(jì)分流板旋轉(zhuǎn)角度。根據(jù)渦輪通道出口36和火箭通道出口28的面積和擴(kuò)張比要求，可分別獲得渦輪通道擴(kuò)張段進(jìn)口44和火箭通道擴(kuò)張段進(jìn)口45的面積，再測量分流板末端邊線41的長度，分別計(jì)算得到分流板位于中間位置26與初始位置24時(shí)末端點(diǎn)間的距離，及位于極限位置34與中間位置26時(shí)末端點(diǎn)間的距離，由此便可得到分流板繞轉(zhuǎn)軸由初始位置到中間位置的旋轉(zhuǎn)角度25，及由中間位置到極限位置的旋轉(zhuǎn)角度33。

3、設(shè)計(jì)分流板旋轉(zhuǎn)方式。為保證進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，氣流能夠均勻穩(wěn)定的流向渦輪通道38、火箭通道30和沖壓通道17，分流板20的運(yùn)動(dòng)方式采用勻速轉(zhuǎn)動(dòng)。

三、設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴(kuò)張段35。為保證整個(gè)渦輪通道38型面的光滑過渡，根據(jù)設(shè)計(jì)的擴(kuò)張段進(jìn)口44與給定位置的擴(kuò)張段出口36的尺寸及水平、垂直方向的投影距離，以兩端分別與進(jìn)出口相切設(shè)置端點(diǎn)處斜率，使用三次多項(xiàng)式生成連接擴(kuò)張段進(jìn)出口的型線46，后使用面積均勻過渡的方式生成渦輪通道擴(kuò)張段35型面。

四、設(shè)計(jì)工作馬赫數(shù)范圍為馬赫數(shù)Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴(kuò)張段27。由于分流板末端邊線41直接由火箭通道出口28下壁面拉伸后與進(jìn)氣道壓縮型面39相交得到，則火箭通道擴(kuò)張段27能基本保持平直過渡，可直接利用擴(kuò)張段進(jìn)口45和通道出口28的邊線用面積均勻過渡的方式生成火箭通道擴(kuò)張段27型面。

實(shí)施例：考慮三維內(nèi)轉(zhuǎn)式高超聲速三通道進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，本例采用設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Ma＝4作為來流馬赫數(shù)，設(shè)計(jì)如圖7所示的工作馬赫數(shù)范圍為0～4.5，過渡馬赫數(shù)范圍由Ma＝1.8～3的渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力進(jìn)氣道，所述進(jìn)氣道由高速?zèng)_壓通道17、引射火箭通道30、低速渦輪通道38和分流板20構(gòu)成。經(jīng)測定，該進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)條件下能實(shí)現(xiàn)三維激波貼口及全流量捕獲。