气动式/机械式组合调节的马赫数0‑7级组合发动机进气道

摘要

本发明公开了一种气动式/机械式组合调节的马赫数0‑7级组合发动机进气道。主要是由高速通道、低速通道、机械式变几何组件、气动式激波调节组件组成。在低速模态下，采用机械式变几何组件对进气道喉道面积和内收缩比进行调节，保证了进气道的低马赫数起动性能和高马赫数压缩性能；在高速模态下，利用气动式激波调节组件调节前体激波的位置，使其保持封口状态，在宽马赫数范围内显著提高了进气道的流量系数和工作性能。本发明提供的气动式/机械式组合调节方案能够分别对进气道的压缩量和前体激波位置连续调节，保证了此型组合发动机进气道可以在宽泛的马赫数范围内有效工作，并获得较好的气动性能。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种组合发动机进气道。

背景技术

吸气式组合发动机具有工作范围广、可靠性高、可重复使用、可水平起降及高比冲等诸多优点，成为高超声速飞行器的理想动力装置。进气道作为吸气式组合发动机推进系统的重要组成部分，不仅要在宽马赫数范围内高效地向发动机提供一定压力、温度和流量的空气，还要肩负着工作模态转换、出口流场均匀性调节以及隔离上下游扰动等功能。为此，该类进气道的宽马赫数范围工作性能是发展吸气式组合发动机的关键技术之一。

吸气式组合发动机进气道要在非常宽广的飞行范围内以及飞行工况多变的条件下向发动机提供稳定优良的气流，这就要求进气道在整个飞行过程中采取一些有效的调节方法来适应飞行状态的变化。传统的吸气式组合发动机进气道调节方法是采用机械式变几何调节方式，包括转动/伸缩唇罩、可调斜板、中心锥平移以及复合的机械式变几何方法，上述调节方法能够对进气道的口部波系和收缩比进行调节，可在一定的马赫数范围内获得较高的流量系数及总压恢复性能，但单一的机械式调节方法若应用到更宽的马赫数范围不仅会显著增加调节组件的重量、调节机构的复杂性以及调节组件的同步控制难度，还存在热防护、封严困难等问题，大大降低了机械式调节机构在高马赫数工况下的可靠性和适用性。近些年，有学者提出了一些气动式调节方法，包括(1)二次流前体自循环超声速/高超声速进气道前体激波系的整体重构方法、(2)前体-内通道循环超声速/高超声速进气道前体激波系的整体重构方法、(3)同级压缩面二次流自循环气动式可调进气道及控制方法。气动式调节方法(1)和(2)需要分别从下游的压缩面和下游的内通道引气用以调节上游前体激波的位置，保证前体激波封口，所以需要增设狭长的引气管路、节流阀以及密封装置，这不仅增加了进气道的重量、占用了较大有效利用空间而且还会对进气道起动性能和耐反压能力带来不利影响；而方法(3)尽管采用了同级压缩面引气，避免了前两种调节方法的缺陷，但却只能针对某一个特定的马赫数进行调节，无法实现无极调节，因此无法保证进气道在其它马赫数工况下的工作性能。此外，上述单一的气动式调节方法仅能对进气道的前体波系进行调整和重构，所以只能对进气道的流量系数、总压恢复、流场均匀性进行调节，无法提高进气道的自起动能力和压缩性能。

为此，需要发展一种新的组合发动机进气道调节方案，既能解决单一的机械式调节在高马赫数工况下可靠性低的问题，又能避免传统的气动式调节存在的上述诸多缺陷，从而能够保证组合发动机进气道可以在宽泛的马赫数范围内有效工作，并获得较好的气动性能。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道，可提高组合发动机进气道的低马赫数起动能力和高马赫数压缩性能，在宽马赫数范围内显著提高进气道的流量系数和工作性能。

本发明还提供了上述组合发动机进气道的控制方法的技术方案。

为了达到上述目的，本发明气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道采用的技术方案如下：

一种采用气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道，包括自前向后延伸的高速通道、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道、前体压缩面、位于高速通道、低速通道及前体压缩面两侧的侧壁、位于前体压缩面下方并向后延伸的底座、位于高速通道及低速通道之间的高速/低速通道分流隔板、铰接在分流隔板前端并向前延伸的转动唇罩；所述高速通道的外壁面为高速通道唇罩，高速通道出口与超燃冲压发动机相连，低速通道的内壁面为机械式变几何组件，低速通道出口与涡轮或亚燃冲压发动机相连；所述机械式变几何组件包括铰接于前体压缩面后端的内压段、铰接于内压段后端并向后延伸的喉道段、固接于喉道段后端的扩压段；所述前体压缩面外面覆盖有气动式激波调节组件，所述气动式激波调节组件包括自前体压缩面前端向后延伸的多缝/孔式溢流盖板、自多缝/孔式溢流盖板后端向后延伸并铰接于前体压缩面后端的转动盖板、位于多缝/孔式溢流盖板及转动盖板下方的稳压腔。

有益效果：本发明提供的一种气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道在低速模态下采用机械式变几何组件对进气道的喉道面积和内收缩比进行连续调节，在高速模态下则利用气动式激波调节组件对进气道前体激波的位置进行连续调节。这种组合式调节方案有效避免了传统的单一机械式和单一气动式调节方法的诸多缺陷，保证了进气道的低马赫数起动性能和高马赫数压缩性能，在宽马赫数范围内显著提高了进气道的流量系数和工作性能。此外，本发明所采用的气动式激波调节组件还具有占用空间小、重量轻、作动方式简单、易于实现、可靠性强等优点。

针对上述气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道，本发明提供的控制方法可采用如下技术方案：

此型组合发动机进气道的工作马赫数范围为马赫数0～7，设其飞行马赫数为M₀(0≤M₀≤7)，模态转换马赫数为M_t(3.5<M_t<4.5)，低速模态下变几何调节马赫数范围为M₁～M_t(1.5<M₁<2.5)，高速模态下的设计马赫数为M_d(M_t<M_d<6)。

(1)当M₀<M_t时，进气道工作于低速模态，在低速模态下随着M₀的变化，进气道自起动和减速增压所需的内收缩比随之发生变化，此时利用机械式变几何组件对进气道的喉道面积和内收缩比进行调节，具体包括：当M₀≤M₁时，内压段、喉道段以及扩压段位于最内侧的极限位置，此时喉道面积最大、内收缩比最小，进气道获得最佳起动能力；当M₀>M₁时，内压段向外转动、喉道段向外平动、扩压段向外拱起变形，喉道面积减小，内收缩比增大，以匹配来流减速增压所需的压缩量；当M₀＝M_t时，内压段、喉道段以及扩压段位于最外侧的极限位置，此时喉道面积最小、内收缩比达到最大，满足低速模态下最大马赫数所需的压缩量。

(2)当M₀＝M_t时，转动唇罩向前体压缩面一侧转动，逐渐关闭低速通道，当低速通道完全关闭时，转动唇罩上表面成为高速通道的最后一级外压缩面，此时完成模态。

(3)当M₀>M_t时，进气道工作于高速模态，在高速模态下随着M₀的变化，进气道的前体激波与高速通道唇口的相对位置随之发生变化，此时通过调节转动盖板的转动角度来确保前体激波封口，具体包括：当M₀≤M_d时，前体激波未进入高速通道内侧，此时转动盖板处于关闭状态；当M₀>M_d时，前体激波进入高速通道的内侧，转动盖板打开并转动到设定的角度，将前体激波抬起，使其保持封口状态。

附图说明

图1是本发明气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道的剖面结构示意图。

图2是本发明中转动盖板及转动盖板下方驱动机构的放大图。

图3是本发明中驱动板和驱动装置组合的立体图。

图4是本发明气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道在低速模态下的工作状态图。其中图4(a)为M₀<M₁时机械式变几何组件位于最内侧极限位置时的状态图；图4(b)为M₀>M₁时机械式变几何组件由最内侧极限位置向外转动、平动及变形后的状态图。图4(c)为M₀＝M_t时机械式变几何组件位于最外侧极限位置时的状态图。

图5是本发明气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道在高速模态下的工作状态图。其中图5(a)为M₀<M_d时气动式激波调节组件未工作、转动盖板闭合时的状态图；图5(b)为M₀>M_d时气动式激波调节组件工作、转动盖板打开时的状态图。

具体实施方式

请参阅图1、图2及图3，本发明公开了一种气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道，包括自前向后延伸的高速通道1、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道2、前体压缩面7、位于高速通道、低速通道及前体压缩面两侧的侧壁6、位于前体压缩面下方并向后延伸的底座11、位于高速通道及低速通道之间的高速/低速通道分流隔板5、铰接在分流隔板前端并向前延伸的转动唇罩4；所述高速通道1的外壁面为高速通道唇罩3，高速通道1出口与超燃冲压发动机27相连，低速通道2的内壁面为机械式变几何组件，低速通道2出口与涡轮或亚燃冲压发动机28相连；所述机械式变几何组件包括铰接于前体压缩面7、后端的内压段8、铰接于内压段8后端并向后延伸的喉道段9、固接于喉道段9后端的扩压段10；所述扩压段8为柔性弹簧钢材料，扩压段8后端通过第一滑块211和位于滑块下方的第一滑轨221组件与底座11后端滑动连接；所述前体压缩面7外面覆盖有气动式激波调节组件，所述气动式激波调节组件包括自前体压缩面7前端向后延伸的多缝/孔式溢流盖板12、自多缝/孔式溢流盖板12后端向后延伸并铰接于前体压缩面7后端的转动盖板13、位于多缝/孔式溢流盖板12及转动盖板13下方的稳压腔14。

所述转动唇罩4的两侧面均设有向外突起的第一定位销151，第一定位销151的旁侧为第一驱动板161；所述第一驱动板161上部设有第一槽171，第一定位销151贯穿于第一槽171并能在第一槽171内前后滑动，第一驱动板161下端与第一驱动装置181相连；当第一驱动装置181带动第一驱动板161向内或向外移动时，第一定位销151一边向内或向外移动一边在第一槽171内前后滑动，从而带动转动唇罩4向内或向外转动。

所述的转动盖板13的两侧板23的内表面均设有向内相向凸起的第二定位销152，两侧板23之间设有第二定位销152第二驱动板162；所述第二驱动板162上部设有第二槽172，第二定位销152贯穿于第二槽172并能在第二槽172内前后滑动，第二驱动板162下端与第二驱动装置182相连；当第二驱动装置182带动第二驱动板162沿着第二驱动板162轴线方向向外或向内移动时，第二驱动板162通过第二定位销152带动转动盖板14向外或向内转动。

所述内压段8后端和喉道段9后端分别与一转动臂19上端铰接，转动臂19下端与驱动块20铰接，驱动块20通过下方的第二滑块212、第二滑块212下方的第二滑轨222组件与底座11滑动连接，驱动块20后端与第三驱动装置183相连；当第三驱动装置183带动驱动块20向前滑动时，驱动块20通过转动臂19带动内压段8向外转动、喉道段9向外平动、扩压段10变形向外拱起，使进气道喉道面积减小、内收缩比增大；当第三驱动装置183带动驱动块20向后滑动时，驱动块20通过转动臂19带动内压段8向内转动、喉道段9向内平动、扩压段10变形向内收回，使进气道喉道面积减小、内收缩比增大。

所述前体压缩面7、内压段8、喉道段9、扩压段10与底座11之间形成空间；所述转动臂19、驱动块20、第二滑块212、第二滑轨222、第一驱动装置181、第三驱动装置183均位于该空间内；所述前体压缩面7上设一台阶形凹腔24，凹腔24位于转动盖板13的正下方并与稳压腔14连通，第二驱动装置182放置于凹腔24内，凹腔24的台阶面上设有隔热盖板25，隔热盖板25中心开孔，第二驱动装置182的驱动杆26穿过孔，与上方的第二驱动板162相连。

所述的多缝/孔式溢流盖板12上设置有贯穿溢流盖板并连通稳压腔14的缝/孔阵列，多缝/孔式溢流盖板12上表面的后端为倾斜的引导面；所述转动盖板13的底面前端为与多缝/孔式溢流盖板12后端相配合的引导面，转动盖板13两侧分别设有侧板23，当转动盖板13向外转动时，转动盖板13底面前端与多缝/孔式溢流盖板12后端引导面形成进口，前方的来流通过进口流入稳压腔14内，并从多缝/孔式溢流盖板12上的缝/孔流出，所述侧板23可以防止流入进口的二次流从转动盖板13两侧溢出。

本发明气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道在低速和高速模态下根据飞行马赫数的变化分别利用机械式和气动式调节方法对进气道的喉道面积、内收缩比和前体激波的位置进行调节，在进气道工作过程中产生的具体作用如下：

此型组合发动机进气道的工作马赫数范围为马赫数0～7，设其飞行马赫数为M₀(0≤M₀≤7)，模态转换马赫数为M_t(3.5<M_t<4.5)，低速模态下变几何调节马赫数范围为M₁～M_t(1.5<M₁<2.5)，高速模态下的设计马赫数为M_d(M_t<M_d<6)。

当来流为低速时(0<M₀<M_t)，进气道的转动唇罩4位于水平位置，低速通道2打开，进气道通过低速通道2进气工作于低速模态。在低速模态下，内压段8的上表面和喉道段9的上表面分别与转动唇罩4的下表面形成内收缩段29和喉道30，超声速来流流经前体压缩面7形成一道前体激波31，经过前体激波31的压缩后进入内收缩段29进一步减速增压，此时若喉道面积太小、内收缩比太大，喉道30处会形成堵塞，进气道将进入不起动状态，若喉道面积太大、收缩比太小，内收缩段29将不能有效的将气流减速增压至适当程度，进气道的整体性能将显著降低。因此，需根据进气道工作马赫数的变化来对进气道的喉道面积和内收缩比进行调节，具体调节过程请参阅图4：

(1)如图4(a)所示，此时M₀<M₁，第三驱动装置183带动驱动块20滑动到最后端的位置，内压段8、喉道段9以及扩压段10位于最内侧的极限位置，喉道面积最大、内收缩比最小，进气道获得最佳起动能力；

(2)如图4(b)所示，此时M₀>M₁，第三驱动装置183带动驱动块20向前滑动，通过转动臂19带动扩压段8向外转动、喉道段9向外平动、扩压段10向外拱起变形，喉道面积减小，内收缩比增大，以匹配来流减速增压所需的压缩量；

(3)如图4(c)所示，此时M₀＝M_t，第三驱动装置183带动驱动块20滑动到最前方的位置，使内压段8、喉道段9以及扩压段10位于最外侧的极限位置，此时喉道面积最小、内收缩比达到最大，满足低速模态下最大马赫数所需的压缩量。

当M₀＝M_t时，第一驱动装置181带动第一驱动板161向内移动，第一驱动板161通过第一定位销151带动转动唇罩4向前体压缩面7一侧转动，直至转动唇罩4前缘与前体压缩面7后端接触，此时低速通道2关闭，转动唇罩4的上表面成为高速通道1的最后一级外压缩面，完成模态转换。

完成模态转换后，进气道工作于高速模态。当M₀<M_d时，前体压缩面7产生的前体激波31位于高速通道的外侧，此时气动式激波调节组件不工作，转动盖板13处于关闭状态；当M₀＝M_d时，前体压缩面7产生的前体激波31处于封口状态，此时气动式激波调节组件仍不工作，转动盖板13仍处于关闭状态；当M₀>M_d时，前体激波31进入高速通道1的内侧，与高速通道1上壁面的边界层相互作用，形成激波/边界层干扰现象。为了避免激波/边界层干扰导致显著的流动损失和不稳定现象，将转动盖板13打开并向外转动到所设定的角度32，前方部分气流经转动盖板13底面压缩后压力升高，在冲压作用下进入稳压腔内形成二次流33。二次流33的压力高于上游来流压力，经上游多缝/孔式溢流盖板12喷射注入流场，形成了向外偏转的气动边界34。合理布置溢流缝/孔的分布规律可以形成类似于等熵压缩的气动边界34，在气动边界34表面会发出一系列弱压缩波35，与前体激波31相互作用，使前体激31向外抬起，重构为一道弯曲激波36。弯曲激波36处于封口状态，从而达到了调节前体激波位置的目的。高速模态下进气道的具体调节过程请参阅图3：

(1)如图5(a)所示，此时M₀<M_d，前体激波31位于高速通道1外侧，气动式激波调节组件未工作，转动盖板13关闭；

(2)如图5(b)所示，此时M₀>M_d，前体激波31位于高速通道1内侧，气动式激波调节组件工作，第二驱动装置182带动第二驱动板162向外移动，第二驱动板162通过第二定位销152带动转动盖板13向外转动，转动盖板13打开至所设定的角度32，将前体激波31抬起，重构为一道弯曲激波36，使弯曲激波36处于封口状态。

在本实施方式中，为了确保前体激波31在调节的马赫数范围内始终处于封口状态，需要获得转动盖板13的转动角度θ与飞行马赫数M₀之间的对应关系，该关系可以通过曲线拟合的方法得到；如：通过数值仿真或者试验测量方法得到若干个飞行马赫数M₀下前体激波31封口时转动盖板13的转动角度θ，然后用曲线拟合出M₀与转动角度θ之间的公式，拟合方法一般采用线性拟合(θ＝kM₀+b)即可，其中k，b为常数，也可以采用多项式等其他方式拟合。得到拟合公式后即可按照该规律对进气道进行调节。

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。