[0029] 圖5為圖1所示矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道的設計方法流程圖。
[0030]圖6為圖1所示矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道的工作方法流程圖。其中：
[0031] 1-高超聲速飛行器機體；2-前體激波；3-部分可調頂板；4-矩形唇罩；5-軸〇; 6-后緣轉動圓；7-后傾激波；8-大分離包；9-泄流通道。
【具體實施方式】：
[0032] 為了使本實用新型目的、技術方案及技術特點更清楚明白，以下將結合附圖和實 施實例進一步詳細說明。如下所述的實施實例僅用于解釋本實用新型，并不限定本實用新 型。
[0033] 如圖1所示，本實用新型矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道包括：高超聲速飛 行器機體1、矩形唇罩4、末級頂板和作動機構，末級頂板上包括部分可調頂板3,其中作動 機構可選作動筒或齒輪軸轉動。其中高超聲速飛行機體1中的高超聲速飛行前體可以是傳 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任意 一種。部分可調頂板3為一塊有內部轉軸的實體曲面板或直板，通過轉軸與高超聲速飛行 器機體1連接。部分可調頂板3通過作動機構繞轉軸下小角度轉動，因為轉軸在可調頂板 3內部，不影響部分可調頂板3流道型面。
[0034] 如圖2至圖4所示，部分可調頂板3由作動機構控制轉動，部分可調頂板3繞軸〇 順時針轉動，部分可調頂板3轉動角0i增大。部分可調頂板3后緣在后緣轉動圓6上由A2 轉到B2，形成喉道泄流窗，同時部分可調頂板3前緣由&轉到Bi，形成前緣泄流窗。（轉動 后形成的AA間隙即為前緣泄流窗，A2B2為后緣泄流窗，部分可調頂板后緣位置即為喉道， 喉道是進氣道內通道的最小截面位置，喉道后的等直段為隔離段。）其中作動機構的作動規(guī) 律由飛行器控制系統(tǒng)或推進系統(tǒng)控制器控制。
[0035] 本實用新型利用簡單的轉動調節(jié)，提高低馬赫數下進氣道的起動性能，有效改善 進氣道的"硬"不起動和"軟"不起動。低馬赫數時前體發(fā)展來的附面層更厚，通過轉動形 成的前緣溢流窗可使進氣道吸入更少的附面層低能流甚至不吸入附面層氣流，提高進氣道 的氣動性能的同時改善了附面層對內流道實際的流通面積的影響。吸除附面層可以減弱甚 至消除內流道的矩形唇罩反射激波與附面層干擾，抑制了流動分離的形成，預防"軟"不起 動現象。
[0036] 當進氣道進入不起動狀態(tài)時，進氣道流場的明顯特征為矩形唇罩入口處出現大范 圍氣流大分離包8,大分離包8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 通道的流量較小，流量系數大幅下降。為了使進氣道再起動，轉動部分可調頂板3,增大部分 可調頂板角0:，形成的前緣溢流窗可以排除進氣道入口前產生的大分離包8內的低能流， 直至消失，進氣道由不起動狀態(tài)進入起動狀態(tài)。
[0037] 不起動現象的本質是可捕獲的流量超過了喉道的最大可通過流量，即產生了流量 壅塞。喉道泄流窗的泄流提高了內通道的流量通過能力。在前緣泄流窗和喉道泄流窗的綜 合作用下，可顯著提高進氣道的起動性能。
[0038] 當進氣道已處于起動狀態(tài)，由于燃燒室反壓脈動導致進氣道進入不起動狀態(tài)時， 進氣道不起動流場的明顯特征為矩形唇罩入口處附近出現大范圍氣流大分離包，大分離包 的中心一般位于內壓段進口處。大分離包前緣形成的后傾激波，使波后壓力突升，大分離包 中心前壓力幾乎不變，但在中心處會有所下降，而后繼續(xù)升高。大分離包造成的氣流偏轉使 得進氣道捕獲的流量嚴重下降。為了使進氣道再起動，此時轉動部分可調頂板，前緣窗口可 抽吸掉分離區(qū)的氣流，可使進氣道由不起動狀態(tài)進入起動狀態(tài)；當進氣道進入起動狀態(tài)并 正常工作時，控制部分可調頂板轉回原位，恢復設計狀態(tài)下的工作性能。
[0039] 如圖5所示，本實用新型矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道的設計方法，包括 如下步驟：
[0040] 第一步：根據部分可調頂板末級連接喉道的具體情況選取部分可調頂板可轉動部 分，轉動前緣取矩形唇罩進口截面與末級頂板的交線位置，轉動后緣取部分可調頂板與喉 道相接處；
[0041] 第二步：根據進氣道的具體情況及飛行條件確定部分可調頂板前緣抬高高度HI 與部分可調頂板后緣下降高度H2的幾何尺寸，其中HI取來流附面層厚度的量級，H2由 Kantrowiz自起動邊界收縮比估算出的折合喉道高度確定；
[0042] Kantrowiz公式為
[0043]
[0044] A。為遠場進口面積，Ma(l是遠場來流馬赫數，A4為喉道面積，調整H2改變的是 積大小，實際設計時，由這個公式確定出h2。
[0045] 第三步：由簡單的幾何相似關系獲得轉動軸的位置〇和轉動角0，小角度時弧長 AA近似等于A化長，等于H:長，同理A2B2等于H2,A:A2為原型面，B也為轉動后型面，轉動 中心即是型面線的交點，小角度時轉動角0近似等于sin0
[0046] 第四步，通過數值模擬或風洞試驗驗證變幾何后的進氣道能否在低于原進氣道設 計最低工作馬赫數下起動，同時泄流量較低，不超過捕獲流量的5%，如果能，設計完成；如 果不能，重新選擇Hl、H2,重復上述設計步驟。
[0047] 請參照圖6所示，本實用新型矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道的工作方法， 包括如下步驟：
[0048] 第一步：高超聲速飛行器在其他輔助推進系統(tǒng)下完成低馬赫數加速過程，此時部 分可調頂板不需轉動，9i= 0 ;
[0049] 第二步：當飛行速度加速到進氣道數值仿真或實驗得到的預估自起動馬赫數附近 時，飛行控制系統(tǒng)發(fā)出指令，調節(jié)頂板轉至確定的0角度位置；
[0050] 第三步：高超聲速飛行器繼續(xù)加速，當飛行控制系統(tǒng)檢測進氣道是否進入起動狀 態(tài)，且沖壓發(fā)動機正常工作；
[0051] 第四步：高超聲速飛行器繼續(xù)加速到進氣道設計工作狀態(tài)時，前體激波2交于矩 形唇罩4前緣位置，調節(jié)部分可調頂板轉回原位置，以提高進氣道起動后的工作性能；
[0052] 第五步：當高超聲速飛行器由燃燒室反壓脈動等因素使進氣道進入不起動狀態(tài) 時，進口處出現大分離包8及后傾激波7,進氣道性能參數急劇下降，當因大分離包8的自持 特性，無法恢復到起動狀態(tài)時，控制部分可調頂板迅速轉動，如圖4,吸出大分離包8,使進 氣道再起動，其中吸出的氣流通過泄流通道9流出，待監(jiān)測系統(tǒng)監(jiān)測到進氣道再起動后控 制部分可調頂板轉回原位置。
[0053] 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作出若干改進，這些改進也應視為 本實用新型的保護范圍。
【主權項】
1. 一種矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道，其特征在于：包括高超聲速飛行器機 體（1)、矩形唇罩（4)、末級頂板和作動機構，所述末級頂板上包括部分可調頂板（3)，所述 部分可調頂板（3)為一塊設有內部轉軸的實體曲面板或直板，轉軸與高超聲速飛行器機體 (1)連接，所述部分可調頂板（3)通過作動機構繞轉軸小角度轉動，所述矩形唇罩（4)進口 截面與末級頂板的交線位置為部分可調頂板（3)的轉動前緣，所述部分可調頂板（3)前緣 形成前緣泄流窗，后緣形成喉道泄流窗，所述高超聲速飛行器機體（1)內部形成有將喉道 泄流窗和前緣泄流窗連通的泄流通道（9)。
【專利摘要】本實用新型公開一種矩形進口二元高超聲速變幾何進氣道，其應用于吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)。在傳統(tǒng)矩形截面高超聲速進氣道結構基礎上設計并安裝可部分轉動的部分可調頂板，根據飛行器的飛行條件調節(jié)部分可調頂板位置，部分可調頂板小角度旋轉形成前后兩處泄流窗，前緣設計在進口截面附近，后緣設計在部分可調頂板與喉道連接處。利用簡單的轉動，排掉部分前體發(fā)展來的附面層或不起動形成的大分離包，通過喉道的泄流提高進氣道的起動能力。加速起動過程中進氣道只需經過兩次轉動調節(jié)可顯著改善進氣道的起動性能。小角度轉動變幾何過程更易實現，再起動控制時效性更強，對進氣道流動的控制更全面，綜合改善進氣道氣動性能。
【IPC分類】F02C7/042
【公開號】CN204627748
【申請?zhí)枴緾N201520232355
【發(fā)明人】華正旭, 袁化成, 劉君, 朱清波
【申請人】南京航空航天大學
【公開日】2015年9月9日
【申請日】2015年4月16日