一种进气道及拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法

摘要

本发明提供了一种进气道，该进气道的唇罩壁面上开设泄流槽，利用进气道唇罩内外壁面静压差，将超额定状态下进气道唇罩内的分离包引出内通道。该流场控制方法可显著拓宽进气道在超额定状态下的正常工作马赫数。本发明结构简单，易于实现。本发明同时提供了上述拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种飞行器上使用的进气道。

本发明还涉及一种拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法。

背景技术

进气道是为吸气式发动机提供空气流量的部件，它必须在整个工作范围内提供给发动机所需的流量和流场，其性能和流量品质的好坏，对发动机及整个飞行器的整体性能具有重要的影响。在宽马赫数工作的吸气式超声速飞行器设计时，通常采用飞行器设计马赫数为进气道的封口马赫数，即进气道外压缩段的激波在设计马赫数下恰好相交于唇罩前缘。因此当飞行器来流马赫数高于设计马赫数时进气道处于超额定工作状态，前体压缩面的激波提前相交并打入唇罩内部，在强激波和唇罩发展的附面层相互作用下很容易使唇罩附近的附面层分离，导致进气道总压损失增大，严重时甚至会恶化破坏了整个进气道的流场，造成进气道高马赫数下的不起动。

德国宇航研究中心研究发现通过采用主动抽吸的方式可有效减小唇口斜激波与前体附面层作用产生的分离；澳大利亚学者在HyShot计划中发现，通过在进气道肩部开设泄流槽可将前体附面层中的低能流体排出，同时利用泄流槽拐角的膨胀波可减弱唇口斜激波的强度，能有效减小了分离包的大小，从而提高进气道和发动机的性能；美国NASA等针对泄流对激波附面层干扰的影响进行了较深入的研究发现，泄流可以有效改善激波边界层的干扰，可以减小分离包甚至消除。

从这些研究发现泄流、抽吸等流场控制确实可以有效改善激波附面层干扰，并降低进气道的自起动马赫数。但是这些方法未见用于超额定状态下进气道前体激波与唇罩前缘相交所产生激波附面层分离及其导致的不起动问题的研究。

故，需要一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种矩形单通道超声速进气道。能够拓宽进气道来流马赫数范围，并且解决低速通道起动性能不佳的问题。

为达到上述目的，本发明进气道可采用如下技术方案：

一种进气道，包括进气道主体、安装在进气道主体外侧的进气道唇罩；所述进气道主体与进气道唇罩之间为进气道内通道，所述进气道唇罩上开设有泄流槽，该泄流槽连通唇罩外侧及进气道内通道，所述进气道主体上设有连通进气道内通道并向进气道主体内延伸的泄流腔；所述泄流腔位于进气道内通道的喉道后方，而泄流槽位于进气道内通道的喉道前方。

有益效果：本发明的进气道利用进气道唇罩内外壁面静压差，将超额定状态下进气道唇罩内的气流分离包通过泄流槽引出内通道。该流场控制方法可显著拓宽进气道在超额定状态下的正常来流马赫数。本发明结构简单，易于实现。

本发明还提供了上述进气道超额定来流马赫数范围的设计方法，技术方案为：

所述泄流槽中心至唇口前缘的距离与超额定工作状态下前体激波距至唇罩前缘距离的比值为在超额定工作状态时，使同时，使泄流槽的宽度为1mm以上。

有益效果：在该进气道处于超额定来流马赫数状态下，把单个泄流槽设置在的位置可以使泄流量达到最小。且该进气道处于超额定来流马赫数状态下，泄流槽的宽度为1mm以上时，进气道唇罩大分离得到改善，进气道可以正常工作。

进一步的，使该进气道具有三级压缩面，来流马赫数为3.5时，喉道马赫数为1.689；当来流马赫数为4.5时，喉道马赫数为1.849。

附图说明

图1是一种拓宽进气道超额定工作范围的流场控制技术结构示意图。

图2是唇罩开设泄流槽的立体图。

图3是超额定工作状态时的前体激波结构图。

图4是进气道在来流马赫数分别为Ma3.5和Ma4.5时泄流槽位于不同位置的泄流百分比统计图。

图5是进气道在来流马赫数分别为Ma3.5和Ma4.5时不同宽度泄流槽下的泄流百分比统计图。

图6是来流马赫数分别为Ma3.5和Ma4.5时不同角度泄流槽的泄流量变化曲线统计图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

请参阅图1及图2所示，本发明公开了一种进气道，包括进气道主体1、安装在进气道主体1外侧的进气道唇罩2；所述进气道主体1与进气道唇罩2之间为进气道内通道。所述进气道唇罩2上开设有泄流槽3，该泄流槽3连通唇罩外侧及进气道内通道。所述进气道主体1上设有连通进气道内通道并向进气道主体内延伸的泄流腔5。所述泄流腔5位于进气道内通道的喉道后方，而泄流槽位于进气道内通道的喉道前方。其中喉道为进气道通道内的最小流通截面。

所述进气道唇罩2包括持续向前延伸的唇罩主体21及自唇罩主体21前端向进气道主体一侧弯折的弯折部22，所述泄流槽位于该弯折部22上。

其中，针对上述进气道进行拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法为，根据进气道所需要拓宽的超额定来流马赫数范围确定泄流槽位置、泄流槽宽度、泄流槽倾斜角度三个参数，参阅图2所示，在所给进气道唇罩相应位置处以确定的参数开设泄流槽。所述泄流槽中心至唇口前缘的距离与超额定工作状态下前体激波距至唇罩前缘距离的比值为在超额定工作状态时，使同时，使泄流槽的宽度为1mm以上。

参阅图3所示，当飞行器进气道来流马赫数高于设计马赫数时进气道处于超额定工作状态，前体压缩面的斜激波7提前相交并打入唇罩内部，与唇罩有一个交点6。在强激波和唇罩附面层相互作用下唇罩内易出现附面层分离，此时唇罩内通道激波后压力较大，而唇罩外面激波后压力较小，泄流槽通道的进出口存在压差，在压差的驱动下将内通道低能气体排出进气道外，使得唇罩附近的分离区域减小。当泄流槽通道进出口压差不足导致泄流量不够时，分离包不能消除；但唇罩后的分离包一旦消除，在新建立的正常流场下泄流槽通道的进出口压力差不大，此时唇罩泄流槽的泄流量较小。

应用实例

(1)技术指标：

设计进气道工作状态的飞行马赫数为Ma3.5，超额定工作状态的飞行马赫数至Ma4.5

(2)方案介绍：

设计了一个具有三级压缩面的二元超声速进气道，来流马赫数为3.5时，三道压缩楔面角度α₁、α₂、α₃分别为4°，12°和9°，喉道马赫数为1.689；此时前体激波正好封口。参阅图3所示。该进气道在来流马赫数为4.5时，喉道马赫数为1.849，前体激波提前相交并入射至唇罩内部，与唇罩前缘相距l₁＝11.5mm处。在唇罩上开设泄流槽，通过数值仿真可以比较分析原型进气道与设有泄流槽的进气道的气动特性，并考虑泄流槽宽度、泄流槽倾斜角度、唇罩外侧角度对超额定工作状态进气道流场的影响。

(3)超额定工作状态下对比：

原型进气道的设计马赫数为3.5，当来流马赫数高于3.5时前体激波提前相交并打入唇罩内。当来流马赫数为4.5时，原型进气道唇罩前缘附近出现大片的分离区域，破坏了进气道内气流的正常流动，此时的流场不稳定。而在唇罩上开设泄流槽的进气道，来流马赫数为4.5时，进气道唇罩处的分离基本消失。说明在唇罩开设泄流槽可以有效改善进气道超额定工作状态下的流场，进气道超额定来流马赫数范围显著拓宽。

(4)唇罩泄流槽位置对流场影响对比：

泄流槽宽3mm，垂直于内壁面，所研究的泄流槽布置均可使进气道唇罩附近的分离区域减小，进气道可正常工作。在Ma0＝4.5的超额定状态下，把单个泄流槽设置在的位置可以使泄流量达到最小。而在设计马赫数时，泄流量随泄流槽与唇罩前缘的距离增加而略有增加。

(5)唇罩泄流槽宽度对流场影响对比

泄流槽角度与进气道内壁面垂直，位置设在处，参阅图4所示，在Ma0＝4.5条件下，泄流量随泄流槽的宽度变化并不明显，而在Ma0＝3.5条件下泄流槽的泄流量随着宽度的增加而增加。参阅图5所示，Ma0＝4.5的条件下，当泄流槽宽度为0.5mm时，进气道大分离流场未改善，进气道仍然不能正常工作，而泄流槽的宽度为1mm以上时，进气道唇罩大分离得到改善，进气道可以正常工作，其内部流场几乎相同。

(6)唇罩泄流槽倾斜角度对流场影响对比

如图6所示，泄流槽位于的位置，泄流槽宽度为3mm。Ma0＝4.5时，可以看出泄流槽角度对进气道流场的影响较小，研究范围内各角度的泄流槽均可以使进气道正常工作。设计马赫数时泄流槽的角度对泄流量的影响较大，随着γ的增加泄流量减小，当γ达到135°时泄流量为0.39％。