火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)及方法，當(dāng)來流馬赫數(shù)明顯小于進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)時(shí)，可通過該方法實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道正常工作。
【背景技術(shù)】
[0002]火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)(RBCC)，由火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)融合而成，兼顧了這兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，有望在未來成為替代火箭的一種新的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的理想動(dòng)力。高超聲速進(jìn)氣道作為該發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件之一，必然成為需盡快攻克的關(guān)鍵技術(shù)。
[0003]目前高超聲速進(jìn)氣道一般為混壓式?；靿菏竭M(jìn)氣道具有內(nèi)壓段，從而導(dǎo)致其存在起動(dòng)問題。當(dāng)來流馬赫數(shù)小于其自起動(dòng)馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣道不起動(dòng)，流場中存在大面積分離，性能嚴(yán)重下降。起動(dòng)問題限制了進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍。
[0004]隨著RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制的逐步推進(jìn)，要求進(jìn)氣道在極低的馬赫數(shù)下也能正常工作，這就急需一種能有效拓寬進(jìn)氣道工作范圍的方法，從而可使沖壓模塊能在更低的馬赫數(shù)下產(chǎn)生推力，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，確保RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在很大的工作包線內(nèi)具有較高的經(jīng)濟(jì)性。
[0005]目前，高超聲速進(jìn)氣道的工作范圍主要在Ma4?7+內(nèi)，其轉(zhuǎn)級(jí)馬赫數(shù)在Ma4左右，故進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)一般最低工作馬赫數(shù)略低于Ma4。為了實(shí)現(xiàn)Ma4自起動(dòng)，多采用槽向放氣槽(放氣槽和氣流方向垂直)輔助，如文獻(xiàn)1:劉媛，金志光，張堃元，等.高超進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓槽的設(shè)計(jì)參數(shù)分析.航空動(dòng)力學(xué)報(bào).2013.23(6):1313 - 1321.;文獻(xiàn)2:張曉嘉，岳連捷，張新宇.大內(nèi)收縮比二元高超聲速進(jìn)氣道波系配置特性.推進(jìn)技術(shù).2012.33(4):505 —509.;文獻(xiàn)3:賀永杰，馬高建，劉志偉.通過附面層泄除提高定幾何混壓式進(jìn)氣道性能的方法研宄.航空兵器.2010.。這種放氣槽設(shè)置方式應(yīng)用廣泛。不同于這種方式，文獻(xiàn)4:南向軍，張堃元，金志光，李永洲.矩形轉(zhuǎn)圓形進(jìn)氣道馬赫5正8°攻角啟動(dòng)性能分析.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2012，44 (2):146-151.。采用了沿流向的放氣槽(放氣槽和氣流方向平行)，以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道在高馬赫數(shù)，大攻角狀態(tài)的起動(dòng)。
[0006]對于高超聲速進(jìn)氣道，放氣槽一般用于實(shí)現(xiàn)接力點(diǎn)自起動(dòng)及改善流場。隨著RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制的推進(jìn)，要求進(jìn)氣道能在盡可能大的范圍內(nèi)穩(wěn)定高效工作。這就要求高超進(jìn)氣道在接力點(diǎn)以下很大范圍內(nèi)也能正常工作。目前，通過放氣槽來實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道工作下限極大拓展的方法鮮見于公開文獻(xiàn)。
[0007]當(dāng)高超聲速進(jìn)氣道工作于接力點(diǎn)馬赫數(shù)以下至很低的超聲速狀態(tài)，一般不起動(dòng)。內(nèi)壓段頂板一側(cè)產(chǎn)生較大的分離包，流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，性能嚴(yán)重下降。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]要解決的技術(shù)問題
[0009]為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)及方法，通過在內(nèi)壓段分離包可能存在的區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，其長邊和氣流方向平行，放掉分離包以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道通流，從而拓展進(jìn)氣道的工作范圍。
[0010]技術(shù)方案
[0011]一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:在火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)壓段分離包存在區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，矩形放氣槽的長邊與氣流方向平行。
[0012]火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:在火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)壓段分離包存在區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，矩形放氣槽的長邊與氣流方向平行。
[0013]所述矩形放氣槽最前緣對應(yīng)于分離包前緣或唇口激波和頂板相交位置，后緣對應(yīng)于分離包后緣或唇口激波和頂板相交位置。
[0014]所述矩形放氣槽寬度Wb彡1mm,矩形放氣槽數(shù)目η = (0.2?0.5).(ff/ff b)，取整；其中:W為進(jìn)氣道寬。
[0015]所述矩形放氣槽與頂板處夾角α〈90°。
[0016]一種實(shí)現(xiàn)權(quán)所述任一結(jié)構(gòu)的方法，其特征在于步驟如下:
[0017]步驟1:根據(jù)設(shè)計(jì)要求確定的進(jìn)氣道的正常工作范圍，采用數(shù)值模擬分析的方法確定分離包的位置；
[0018]步驟2:在分離包存在區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，矩形放氣槽的長邊與氣流方向平行；所述矩形放氣槽最前緣對應(yīng)于分離包前緣或唇口激波和頂板相交位置，后緣對應(yīng)于分離包后緣或唇口激波和頂板相交位置；所述矩形放氣槽的寬度Wb^ 10mm，矩形放氣槽數(shù)目η = (0.2?0.5).(ff/ff b)，取整；所述矩形放氣槽與頂板處夾角 α〈90。ο
[0019]有益效果
[0020]本發(fā)明提出的一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)及方法，通過在內(nèi)壓段分離包可能存在的區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，其長邊和氣流方向平行，放掉分離包以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道通流，從而拓展進(jìn)氣道的工作范圍。解決當(dāng)高超聲速進(jìn)氣道工作于接力點(diǎn)馬赫數(shù)以下至很低的超聲速狀態(tài)，一般不起動(dòng)。內(nèi)壓段頂板一側(cè)產(chǎn)生較大的分離包，流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，性能嚴(yán)重下降的問題，極大拓寬定幾何混壓式進(jìn)氣道的工作范圍，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道在接力點(diǎn)馬赫數(shù)以下正常工作，并將進(jìn)氣道的最低工作馬赫數(shù)降至2.0以下。
[0021]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是:
[0022]1、沿流向的放氣槽具有很大的適應(yīng)性，能極大降低進(jìn)氣道的最低工作馬赫數(shù)。
[0023]2、該方法不受進(jìn)氣道幾何形狀的限制，可應(yīng)用于各種類型的混壓式進(jìn)氣道。
【附圖說明】
[0024]圖1:為一個(gè)混壓式進(jìn)氣道設(shè)置的沿流向的放氣槽結(jié)構(gòu)示意圖
【具體實(shí)施方式】
[0025]現(xiàn)結(jié)合實(shí)施例、附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步描述:
[0026]本發(fā)明實(shí)施例:
[0027]針對某高超進(jìn)氣道，假設(shè)自起動(dòng)馬赫數(shù)為4.0，向下拓展其工作范圍，最低至Ma2.0o采用CFD預(yù)測進(jìn)氣道在Ma2.0?4.0范圍內(nèi)頂板上分離包存在的區(qū)域或進(jìn)氣道唇口激波和頂板相交位置的區(qū)域(如部分狀態(tài)無分離則采用后者)。
[0028]在該區(qū)域設(shè)置放氣槽，其最前緣對應(yīng)于Ma2.0狀態(tài)分離包前緣或唇口激波和頂板相交位置。其后緣對應(yīng)于Ma4.0狀態(tài)分離包后緣或唇口激波和頂板相交位置。
[0029]確定放氣槽寬度Wb彡10mm，放氣槽數(shù)目η = (0.2?0.5).(W/Wb)，取整。非矩形截面的按曲線尺寸計(jì)算。
[0030]確定放氣槽通道和頂板處夾角α，一般取α〈90°。
[0031 ] 為了實(shí)現(xiàn)放氣量可控，還可設(shè)置放氣槽開關(guān)。在進(jìn)氣道正常工作的前提下，減小放氣槽通道面積，提高進(jìn)氣道性能。調(diào)節(jié)規(guī)律通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定。
[0032]具體實(shí)施例如下:
[0033]圖1為一個(gè)二元定幾何混壓式進(jìn)氣道的應(yīng)用實(shí)例，為方便顯示，僅顯示半寬。I為進(jìn)氣道唇口板，2為進(jìn)氣道頂板，3為設(shè)計(jì)的放氣槽(圖中為3道)，4為放氣通道和頂板的夾角。
[0034]1、針對一個(gè)定幾何二元混壓式進(jìn)氣道，設(shè)計(jì)沿流向的放氣槽。該進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)為Ma6，可在Ma4-7范圍內(nèi)正常工作，自起動(dòng)馬赫數(shù)為4。進(jìn)氣道長1600mm，內(nèi)壓段長390mm，寬度為230mm。側(cè)板為前掠構(gòu)型。
[0035]2、通過數(shù)值模擬分析，當(dāng)來流馬赫數(shù)在Ma2?4范圍時(shí)，進(jìn)氣道不起動(dòng)。分離包位于內(nèi)壓段內(nèi)，在距前緣1300?1600mm區(qū)域。為此在該區(qū)域內(nèi)設(shè)置放氣槽，放氣槽寬度Wb取為10mm，由于進(jìn)氣道寬W為230mm，計(jì)算后確定并排均布6道放氣槽。放氣槽流道和頂板夾角α取為26°。
[0036]數(shù)值模擬表明，設(shè)置放氣槽后，進(jìn)氣道可在Mal.5?4范圍內(nèi)正常工作，從而成功將進(jìn)氣道工作范圍拓寬至Mal.5?7。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:在火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)壓段分離包存在區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，矩形放氣槽的長邊與氣流方向平行。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述矩形放氣槽最前緣對應(yīng)于分離包前緣或唇口激波和頂板相交位置，后緣對應(yīng)于分離包后緣或唇口激波和頂板相交位置。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述矩形放氣槽寬度Wb彡10mm，矩形放氣槽數(shù)目η = (0.2?0.5).(ff/ff b)，取整；其中:W為進(jìn)氣道寬。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述矩形放氣槽與頂板處夾角α〈90°。
5.一種實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1?4所述任一結(jié)構(gòu)的方法，其特征在于步驟如下: 步驟1:根據(jù)設(shè)計(jì)要求確定的進(jìn)氣道的正常工作范圍，采用數(shù)值模擬分析的方法確定分咼包的位置； 步驟2:在分離包存在區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，矩形放氣槽的長邊與氣流方向平行；所述矩形放氣槽最前緣對應(yīng)于分離包前緣或唇口激波和頂板相交位置，后緣對應(yīng)于分離包后緣或唇口激波和頂板相交位置；所述矩形放氣槽的寬度Wb^ 10mm，矩形放氣槽數(shù)目η = (0.2?0.5).(ff/ff b)，取整；所述矩形放氣槽與頂板處夾角 α〈90。ο
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種火箭基組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍的結(jié)構(gòu)及方法，通過在內(nèi)壓段分離包可能存在的區(qū)域的頂板壓縮面上開沿流向的矩形放氣槽，其長邊和氣流方向平行，放掉分離包以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道通流，從而拓展進(jìn)氣道的工作范圍。解決當(dāng)高超聲速進(jìn)氣道工作于接力點(diǎn)馬赫數(shù)以下至很低的超聲速狀態(tài)，一般不起動(dòng)。內(nèi)壓段頂板一側(cè)產(chǎn)生較大的分離包，流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，性能嚴(yán)重下降的問題，極大拓寬定幾何混壓式進(jìn)氣道的工作范圍，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道在接力點(diǎn)馬赫數(shù)以下正常工作，并將進(jìn)氣道的最低工作馬赫數(shù)降至2.0以下。
【IPC分類】F02C7-042, F02K7-18
【公開號(hào)】CN104727944
【申請?zhí)枴緾N201510025619
【發(fā)明人】南向軍, 張 浩, 嚴(yán)俊峰, 張留歡, 呂奇?zhèn)? 王君, 張蒙正, 趙虹, 路媛媛
【申請人】西安航天動(dòng)力研究所
【公開日】2015年6月24日
【申請日】2015年1月19日