一種改善tbcc用sern的組合流動控制方法及結構的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，本發(fā)明在SERN的上膨脹斜面加入無源腔結構，同時在SERN的下斜板開設收斂形二次流噴口；在不明顯增加所需控制能量的前提下，采用簡單的無源腔結構及二次流噴射裝置實現過膨脹狀態(tài)時斜激波位置的控制，進而改善噴管在單斜面上的壓力分布，提高SERN在過膨脹狀態(tài)下的推力系數，改善吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)在跨聲速階段的推力性能。
【專利說明】
一種改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構
技術領域
[0001]本發(fā)明涉及航空發(fā)動機技術領域，尤其涉及一種應用于吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)(禍輪沖壓發(fā)動機，TBCC)的單斜面膨脹噴管(Single Expans1n Ramp Nozzle，SERNM^a控制方法及結構，具體地說是提高SERN過膨脹狀態(tài)下推力系數的組合流動控制技術。
【背景技術】
[0002]吸氣式高超聲速飛行器(飛行馬赫數大于5)代表了未來軍、民用航空器的戰(zhàn)略發(fā)展方向，被喻為是繼螺旋槳、噴氣推進飛行器之后世界航空史上的第三次革命。在吸氣式高超聲速飛行器中，推進技術是其最為核心的關鍵技術，在世界各國的研究中表明，跨聲速區(qū)域是飛行器推力裕度(推力減阻力)最低的階段，跨聲速阻力是確定推進系統(tǒng)尺寸的重要因素。
[0003]噴管是高超聲速推進系統(tǒng)產生推力的重要部件，其落壓比變化范圍相當寬，從亞聲速時的2直到高超聲速(Ma = 5.0)時的300左右，為了滿足高超聲速飛行器的推力需求，需要噴管在幾何結構上必須提供一個相當大的面積比。研究表明，基于飛行器/推進系統(tǒng)/噴管一體化的考慮，采用單膨脹斜面噴管將會有良好的減重效果，并且有可能降低噴管底阻和摩擦損失。因此，目前絕大多數吸氣式高超聲速飛行器都采用了 SERN作為構型設計。
[0004]SERN采用的是高超聲速飛行器后體和噴管高度一體化的構型，這種設計雖然在高馬赫數時具有良好的推力系數，但是其在跨聲速階段，由于噴管落壓比下降，噴管氣流將處于過膨脹狀態(tài)，當過膨脹程度嚴重時，SERN的上壁面不僅不會產生推力，還有可能會產生阻力，此時噴管的性能顯著惡化，推力系數大幅降低。此外，噴管過膨脹時的氣流分離還將使高超聲速飛行器在跨聲速區(qū)產生明顯的低頭力矩，給飛行器的控制造成困難。
[0005]SERN的這一特點，是吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)跨聲速階段推力不足的主要原因之一，因此，只有解決SERN跨聲速階段氣流過膨脹誘發(fā)的性能下降問題，才是提高推進系統(tǒng)跨聲速推力的關鍵所在。正是由于認識到了這一點，自上世紀90年代開始，國內外的研究人員紛紛將注意力轉移到了 SERN的過膨脹問題上，如何提高低落壓比條件下大膨脹比SERN的性能成為一個亟待解決的問題。國內外針對這一問題提出了許多解決方案，其中絕大多數方案需要復雜的機械控制系統(tǒng)，但機械系統(tǒng)會增加發(fā)動機的重量，使噴管在高溫環(huán)境下的運動部件增多，加重冷卻系統(tǒng)負擔，提高設計成本，并增大雷達反射面積，降低飛行器的隱身性能。本專利主要是基于主/被動方式相結合的流動控制技術、針對提高SERN過膨脹狀態(tài)下的推力系數繼而改善吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)的跨聲速推力性能而提出。
[0006]鑒于上述缺陷，本發(fā)明創(chuàng)作者經過長時間的研究和實踐終于獲得了本創(chuàng)作。

【發(fā)明內容】

[0007]本發(fā)明提供了一種將無源腔法(被動流動控制)和二次流噴射技術(主動流動控制)相結合的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構。
[0008]為實現上述目的，本發(fā)明提供了一種改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，在單斜面膨脹噴管的下斜板尾緣處的收斂形二次流噴口，在下斜板上表面噴射二次流，在噴口前形成一道弓形激波，弓形激波穿過整個噴管內流場與上膨脹斜面相交，激波和邊界層的相互作用引起上膨脹斜面氣流的分離。
[0009]位于上膨脹斜面的無源腔連通了誘導激波上、下游壓力，使得上膨脹斜面誘導激波附近流動形態(tài)發(fā)生改變;激波后低速附面層氣流在激波前后壓差壓力作用下流入無源腔腔體中，通過激波前的氣孔被吹出腔外，與激波前附面層相互作用改變了原始激波根部的流動形態(tài)與壓力分布，將誘導激波前推至無源腔的第一個孔處，此時激波后的分離區(qū)域也相應增大，并形成穩(wěn)定的回流區(qū)。
[0010]本發(fā)明還提供了改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，包括設置在單斜面膨脹噴管的上膨脹斜面的無源腔結構和位于單斜面膨脹噴管的下斜板尾緣處的收斂形二次流噴口。
[0011]進一步地，所述的無源腔結構包括無源腔結構的腔體和位于腔體內的孔板。
[0012]進一步地，所述的單斜面膨脹噴管還包括收斂段和側壁面;所述的下斜板位于收斂段與側壁面的連接部位的下方。
[0013]進一步地，所述的孔板圓孔形孔板和直槽形孔板。
[0014]進一步地，所述的圓孔形孔板為在平板上設置若干排列的孔的結構。
[0015]進一步地，所述的直槽形孔板為在平板上設置若干直槽的結構。
[0016]進一步地，所述的二次噴流口包括貫通下斜板上表面的凹槽以及伸出下斜板的開口結構。
[0017]與現有技術相比，本發(fā)明的有益效果為:本發(fā)明在SERN的上膨脹斜面加入無源腔結構，同時在SERN的下斜板開設收斂形二次流噴口；在不明顯增加所需控制能量的前提下，采用簡單的無源腔結構及二次流噴射裝置實現過膨脹狀態(tài)時斜激波位置的控制，進而改善噴管在單斜面上的壓力分布，提高SERN在過膨脹狀態(tài)下的推力系數，改善吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)在跨聲速階段的推力性能。
【附圖說明】
[0018]圖1為本發(fā)明的采用無源腔和二次流噴射組合流動控制技術的單斜面膨脹噴管的整體構型；
[0019]圖2為本發(fā)明的采用無源腔和二次流噴射組合流動控制技術的單斜面膨脹噴管的內部結構示意圖；
[0020]圖3為本發(fā)明的采用無源腔和二次流噴射組合流動控制技術的單斜面膨脹噴管的工作原理示意圖；
[0021]圖4為本發(fā)明的單斜面膨脹噴管上斜面無源腔的圓孔形孔板的開孔示意圖；
[0022]圖5為本發(fā)明的單斜面膨脹噴管上斜面無源腔的直槽形孔板的開孔示意圖；
[0023]圖6為本發(fā)明的單斜面膨脹噴管下斜板二次流噴口為直槽形噴口的結構示意圖；
[0024]圖7為本發(fā)明的單斜面膨脹噴管下斜板二次流噴口為圓孔形噴口的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0025]以下結合附圖，對本發(fā)明上述的和另外的技術特征和優(yōu)點作更詳細的說明。
[0026]請參閱圖1-7所示，在本發(fā)明中，在SERN的上膨脹斜面加入無源腔結構，同時在SERN的下斜板開設收斂形二次流噴口；在不明顯增加所需控制能量的前提下，采用簡單的無源腔結構及二次流噴射裝置實現過膨脹狀態(tài)時斜激波位置的控制，進而改善噴管在單斜面上的壓力分布，提高SERN在過膨脹狀態(tài)下的推力系數，改善吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)在跨聲速階段的推力性能。
[0027]請結合圖1所示，本發(fā)明的組合流動控制結構包括設置在單斜面膨脹管的上膨脹斜面3上的無源腔結構5和位于單斜面膨脹噴管的下斜板2尾緣處的收斂形二次流噴口 6。
[0028]在本發(fā)明實施例中，單斜面膨脹噴管還包括收斂段I和側壁面4;下斜板2位于收斂段I與側壁面4的連接部位的下方。
[0029]在本發(fā)明實施例中，所述的無源腔結構5包括無源腔結構的腔體51和位于腔體51內的孔板52;其中，所述的孔板52具有兩種形式，即圓孔形孔板(圖4所示)和直槽形孔板(圖5所示)；所述的圓孔形孔板為在平板上設置若干排列的孔的結構;所述的直槽形孔板為在平板上設置若干直槽的結構;平板上的孔或者槽均允許氣流通過。
[0030]所述的無源腔結構5的主要參數包括孔板開孔率、孔徑和腔深等。
[0031]所述的二次流噴口6，其主要參數包括二次流噴射流量、噴射壓力和噴射角度等，其中噴射壓力應大于周圍氣流的壓力。在本發(fā)明實施例中，二次噴流口 6包括貫通下斜板2上表面的凹槽以及伸出下斜板2的開口結構。
[0032]請結合圖3所示，當高超聲速飛行器工作在跨聲速工況時，在SERN下斜板2上表面噴射二次流，在噴口 6前形成一道弓形激波，弓形激波穿過整個噴管內流場與上膨脹斜面3相交，激波和邊界層的相互作用引起上膨脹斜面3氣流的分離。位于上膨脹斜面3的無源腔5連通了誘導激波上、下游壓力，使得上膨脹斜面誘導激波附近的流動形態(tài)發(fā)生改變。
[0033]激波后低速附面層氣流在激波前后壓差壓力作用下流入無源腔腔體51中，通過激波前的氣孔被吹出腔外，與激波前附面層相互作用改變了原始激波根部的流動形態(tài)與壓力分布，將誘導激波前推至無源腔5的第一個孔處，此時激波后的分離區(qū)域也相應增大，并形成穩(wěn)定的回流區(qū)，如圖3所示。通過無源腔和二次流噴射等兩種組合流動控制技術的組合使用，提高了 SERN上膨脹斜面上的壓力積分值，最終改善了吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)在跨聲速區(qū)的推力性能。
[0034]本發(fā)明的工作原理如下:
[0035]當高超聲速飛行器工作在跨聲速工況時，單斜面膨脹噴管的落壓比僅為8-15，遠小于噴管的設計落壓比(飛行馬赫數5.0下約300左右)，而處在嚴重的過膨脹工況，由單斜面膨脹噴管下斜板唇口發(fā)出的一道較強的斜激波與噴管的單斜面膨脹段相交，誘發(fā)激波與附面層相互干擾效應，導致附面層的分離、流場品質的惡化，此時噴管的推力系數將大大低于其設計值。本發(fā)明提供的組合流動控制方法的核心作用就是通過對上斜面膨脹段流動分離的控制，改善上斜面的壓力分布即提高上斜面的壓力積分，達到改善SERN過膨脹狀態(tài)下推力性能的目的。
[0036]首先，無源腔法是一種被動流動控制方法，該方法源自早期的超臨界機翼設計。在原型SERN基礎上增加無源腔，無源腔連通了誘導激波上、下游壓力，使得上膨脹斜面誘導激波附近流動形態(tài)發(fā)生改變。激波后低速附面層氣流在激波前后壓差壓力作用下流入無源腔中，通過激波前的氣孔被吹出腔外，與激波前附面層相互作用改變了原始激波根部的流動形態(tài)與壓力分布，將誘導激波前推至無源腔的第一個孔處，此時激波后的分離區(qū)域也相應增大，并形成穩(wěn)定的回流區(qū)。相應地，SERN上膨脹斜面上的壓力積分值增加，基于無源腔被動流動控制的SERN推力系數有所提升。此外，無源腔結構的存在不會降低SERN設計點的軸向推力系數，且不會帶來低頭力矩的影響。
[0037]其次，通過在SERN下斜板上噴射二次流，在噴射孔附近會形成一系列的膨脹波，射流經過膨脹波系快速膨脹，過膨脹的射流又會被周圍的筒形激波和馬赫盤再壓縮，氣流經過馬赫盤后繼續(xù)膨脹，并被主流吹向下游。由于二次流的噴射，主流流動在二次流噴口上游受到阻礙，在二次流噴口上游形成一道弓形激波，這使得二次流噴口前的壓強增加，擾動通過壁面邊界層向上游傳播，在二次流噴口上游壁面附近產生一個類似楔形的分離區(qū)域，而分離區(qū)又會阻礙來流，形成分離激波，兩道激波相交形成了 “λ波”。此時上膨脹斜面處存在兩處分離區(qū)，上游由于二次流噴射產生的分離區(qū)和下游由于氣流的過膨脹產生的分離區(qū)，二次流噴射改變了上膨脹斜面分離區(qū)的分布，使得該區(qū)域壓力升高;此外，二次流噴射還使得上膨脹斜面下游區(qū)域內的壓力變大。與無源腔的作用類似，SERN下斜板二次流噴射導致的上膨脹壁面壓力積分增大是噴管推力系數提高的原因。
[0038]上述詳細說明是針對本發(fā)明其中之一可行實施例的具體說明，該實施例并非用以限制本發(fā)明的專利范圍，凡未脫離本發(fā)明所為的等效實施或變更，均應包含于本發(fā)明技術方案的范圍內。
【主權項】
1.一種改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于， 在單斜面膨脹噴管的下斜板尾緣處的收斂形二次流噴口，在下斜板上表面噴射二次流，在噴口前形成一道弓形激波，弓形激波穿過整個噴管內流場與上膨脹斜面相交，激波和邊界層的相互作用引起上膨脹斜面氣流的分離。 位于上膨脹斜面的無源腔連通了誘導激波上、下游壓力，使得上膨脹斜面誘導激波附近流動形態(tài)發(fā)生改變;激波后低速附面層氣流在激波前后壓差壓力作用下流入無源腔腔體中，通過激波前的氣孔被吹出腔外，與激波前附面層相互作用改變了原始激波根部的流動形態(tài)與壓力分布，將誘導激波前推至無源腔的第一個孔處，此時激波后的分離區(qū)域也相應增大，并形成穩(wěn)定的回流區(qū)。2.一種改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，包括設置在單斜面膨脹噴管的上膨脹斜面的無源腔結構和位于單斜面膨脹噴管的下斜板尾緣處的收斂形二次流噴口。3.根據權利要求2所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的無源腔結構包括無源腔結構的腔體和位于腔體內的孔板。4.根據權利要求2或3所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的單斜面膨脹噴管還包括收斂段和側壁面;所述的下斜板位于收斂段與側壁面的連接部位的下方。5.根據權利要求3所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的孔板可以采用圓孔形孔板或直槽形孔板形式。6.根據權利要求5所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的圓孔形孔板為在平板上設置若干排列的孔的結構。7.根據權利要求5所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的直槽形孔板為在平板上設置若干直槽的結構。8.根據權利要求5所述的改善TBCC用SERN的組合流動控制方法及結構，其特征在于，所述的二次噴流口包括貫通下斜板上表面的凹槽以及伸出下斜板的開口結構。
【文檔編號】F02K1/78GK106014684SQ201610378299
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月30日
【發(fā)明人】張明陽, 周莉, 王占學, 祁少波, 史經緯, 孫嘯林
【申請人】西北工業(yè)大學