一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，包括超聲速前體壓縮面、進氣道唇罩、進氣道側(cè)板、自超聲速前體壓縮面向內(nèi)延伸的內(nèi)板；所述內(nèi)板上設(shè)有放氣腔、覆蓋在放氣腔上的多縫或多孔蓋板、位于放氣腔內(nèi)的放氣腔隔板，放氣腔下表面設(shè)有限流出口；所述放氣腔隔板將放氣腔隔離成為獨立的子腔，根據(jù)超聲速進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角變化通過移動放氣腔隔板對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板的縫/孔數(shù)目、限流出口的啟閉進行調(diào)節(jié)，實時對唇罩激波/邊界層干擾的放氣特性進行調(diào)節(jié)，從而在較寬的工作包線范圍內(nèi)獲得良好的邊界層控制效果，節(jié)省放氣量，甚至還可在必要時關(guān)閉某區(qū)的放氣流路。
【專利說明】一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計領(lǐng)域，尤其是一種飛行器超聲速進氣道。
【背景技術(shù)】
[0002]超聲速進氣道是高速航空航天飛行器的重要氣動部件之一，其位于吸氣式推進系統(tǒng)的最前端，肩負著流量捕獲與調(diào)節(jié)、來流動能轉(zhuǎn)化與利用、出口流速大小與均勻性調(diào)節(jié)、上下游擾動隔離等多項功能，對推進系統(tǒng)的工作效率、工作包線等均有著直接影響。同時，超聲速進氣道還處于推進系統(tǒng)和飛行器的交界面上，故對飛行器的氣動力特性、結(jié)構(gòu)重量、隱身性能等也有著顯著影響。據(jù)分析，對于常規(guī)航空渦輪發(fā)動機而言(飛行馬赫數(shù)一般在2.0以下)，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)每上升1%，可使其推力增加1.5%，單位燃油消耗率下降
2.5%，而對于更高馬赫工作的沖壓發(fā)動機，其總推力的50%以上來源于復(fù)雜進排氣系統(tǒng)。
[0003]由于超聲速氣流的減速增壓過程需要依靠激波等壓縮波系來實現(xiàn)，而進氣道在吸入上游機體邊界層的同時其內(nèi)部也有邊界層不斷發(fā)展，故激波/邊界層干擾現(xiàn)象在超聲速進氣道中不可避免。而受出口氣流必須為亞聲速限制(通常出口馬赫數(shù)小于0.6)，超聲速進氣道中進出口氣流的減速比往往較大(可能達到7:1)，一般需要通過斜激波增壓、正激波增壓和亞聲速增壓等過程共同完成，這使得超聲速進氣道中面臨的激波/邊界層干擾問題變得復(fù)雜而多樣。通常，嚴重的激波/邊界層干擾現(xiàn)象會誘發(fā)顯著的流動分離，并導致一系列的不利影響，如進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)降低、畸變指數(shù)增大、亞臨界穩(wěn)定裕度降低或起動包線縮小等。為此，激波/邊界層干擾始終是各類超聲速進氣道氣動設(shè)計與評估中令人頭疼的一類重要流動現(xiàn)象，其中唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象往往最為突出。
[0004] 為了保證在整個包線范圍內(nèi)的安全、高效工作，目前大多數(shù)實用的超聲速進氣道都離不開邊界層放氣控制措施。該措施是一種有源控制技術(shù)，通過在唇罩激波/邊界層干擾區(qū)設(shè)置多排放氣縫或放氣孔，以及與之相連的穩(wěn)壓腔和限流出口，該類控制措施能夠?qū)⒓げ?邊界層干擾區(qū)間附近的低能氣流排出進氣道外，故可對激波/邊界層干擾現(xiàn)象進行有效控制。然而，對于寬馬赫數(shù)范圍工作的超聲速進氣道而言，其通道內(nèi)可能存在多處激波/邊界層干擾現(xiàn)象，并且隨著飛行馬赫數(shù)、飛行姿態(tài)角的變化該干擾區(qū)位置和干擾強度還會隨之變化，使得現(xiàn)有的邊界層放氣控制難以有效應(yīng)對。為此，需要發(fā)展一種新型的邊界層放氣控制措施，以根據(jù)進氣道的實際工況對放氣特性進行調(diào)節(jié)，從而在寬范圍內(nèi)保持在高效控制狀態(tài)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為有效抑制寬馬赫數(shù)超聲速進氣道中具有可變和多區(qū)特征的激波/邊界層干擾現(xiàn)象，本發(fā)明提供一種可變放氣系統(tǒng)以及使用其的飛行器超聲速進氣道。通過在激波/邊界層干擾區(qū)設(shè)置放氣縫或放氣孔、放氣腔、限流出口和可移動放氣腔隔板，本發(fā)明可根據(jù)進氣道的實際工況對放氣特性進行調(diào)節(jié)，從而在較寬的馬赫數(shù)和攻角范圍內(nèi)獲得較好的控制效果。[0006]為達到上述目的，本發(fā)明具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道可采用如下技術(shù)方案:
[0007]一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，包括超聲速前體壓縮面、進氣道唇罩、進氣道側(cè)板、自超聲速前體壓縮面向內(nèi)延伸的內(nèi)板；所述進氣道唇罩及內(nèi)板之間形成進氣道喉道；所述內(nèi)板上設(shè)有放氣腔、覆蓋在放氣腔上并面向進氣道喉道的多縫或多孔蓋板、位于放氣腔內(nèi)的放氣腔隔板、連接放氣腔隔板的隔板連桿、連接隔板連桿的隔板驅(qū)動裝置；所述放氣腔的底部為放氣腔下表面，多縫或多孔蓋板面對放氣腔的面為放氣腔上表面，所述放氣腔下表面設(shè)有至少兩個限流出口 ；所述放氣腔隔板將放氣腔隔離成為至少兩個獨立的子腔，每個限流出口對應(yīng)一個獨立的子腔。
[0008]本發(fā)明具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道通過在多排放氣縫/孔下的放氣腔中設(shè)置多個限流出口和可移動放氣腔隔板，可以根據(jù)超聲速進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角變化通過移動放氣腔隔板對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板的縫/孔數(shù)目、限流出口的啟閉進行調(diào)節(jié)，實時對唇罩激波/邊界層干擾的放氣特性進行調(diào)節(jié)，從而在較寬的工作包線范圍內(nèi)獲得良好的邊界層控制效果，節(jié)省放氣量，甚至還可在必要時關(guān)閉某區(qū)的放氣流路。為此，本發(fā)明的采用對于拓寬超聲速進氣道的工作包線范圍、提高總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)等氣動性能均具有顯著效果。另外，本發(fā)明還具有結(jié)構(gòu)簡單，易于實現(xiàn)等優(yōu)點。
[0009]本發(fā)明具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道的控制方法可采用如下技術(shù)方案:
[0010]當進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角發(fā)生變化時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象的位置會隨之前后移動，此時放氣腔隔板在隔板連桿及隔板驅(qū)動裝置的驅(qū)動下在放氣腔中移動，對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板的縫/孔數(shù)目、限流出口的啟閉進行調(diào)節(jié)而可改變邊界層的排出位置和排出量；包括:當飛行馬赫數(shù)增加時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象的位置向進氣道內(nèi)移動，此時放氣腔隔板向進氣道內(nèi)方向移動；當飛行馬赫數(shù)降低時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象的位置向進氣道外移動，此時放氣腔隔板的位置向進氣道外方向移動；并且，由于飛行馬赫數(shù)較低時唇罩激波中的第一道激波入射在進氣道下表面的凸起部分，導致激波/邊界層干擾現(xiàn)象變?nèi)?，為此使放氣腔隔板將靠近外?cè)的那個限流出口關(guān)閉。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1是本發(fā)明具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道的剖面結(jié)構(gòu)示意圖。
[0012]圖2 (a)、圖2 (b)、圖2 (c)是本發(fā)明具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道的工作狀態(tài)圖。其中圖2 (a)為放氣腔隔板將放氣腔分隔為多個獨立的子腔時的狀態(tài)圖；圖2(13)為當飛行馬赫數(shù)增加時放氣腔隔板向進氣道內(nèi)方向移動時的狀態(tài)圖；圖2((:)為當飛行馬赫數(shù)降低時，放氣腔隔板向進氣道外方向移動時的狀態(tài)圖。
【具體實施方式】
[0013]請參閱圖1，本發(fā)明公開了一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其包括超聲速前體壓縮面1、進氣道唇罩2、進氣道側(cè)板3、自超聲速前體壓縮面I向內(nèi)延伸的內(nèi)板30、自進氣道喉道4向內(nèi)延伸的進氣道擴張段5，該進氣道擴張段5出口與渦輪或沖壓發(fā)動機13相連；所述進氣道唇罩2及內(nèi)板30之間形成進氣道喉道4 ;所述內(nèi)板30上設(shè)有放氣腔7、覆蓋在放氣腔7上并面向進氣道喉道4的多縫或多孔蓋板6、位于放氣腔7內(nèi)的放氣腔隔板8、連接放氣腔隔板8的隔板連桿9、連接隔板連桿9的隔板驅(qū)動裝置10 ;所述放氣腔7的底部為放氣腔下表面19，多縫或多孔蓋板6面對放氣腔7的面為放氣腔上表面18，所述放氣腔下表面19設(shè)有至少兩個限流出口 11 (限流出口 11的數(shù)量始終比放氣腔隔板8的數(shù)量多一個)；所述放氣腔隔板8將放氣腔7隔離成為至少兩個獨立的子腔，每個限流出口 11對應(yīng)一個獨立的子腔。放氣腔隔板8的橫斷面形狀為梯形或矩形，當需要放氣腔隔板8能實現(xiàn)限流出口 11啟閉功能時，其橫斷面形狀設(shè)計為梯形，反之為矩形。
[0014]所述前體壓縮面I由2?4級壓縮斜板/曲板組成，所述進氣道唇罩2的內(nèi)表面12的進氣道喉道4上游部分由三段以下的斜板組成，其中的一級斜板可替換為曲板。
[0015]所述進氣道側(cè)板3的前緣棱邊23 —端與進氣道唇罩2的前緣尖點相連，另一端可以與進氣道前體壓縮面I的前緣尖點相連，也可以與進氣道喉道4上游的前體壓縮面I棱邊上的任意點相連，如前緣棱邊24所示的任意一種。
[0016]本發(fā)明的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道可以根據(jù)超聲速進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角變化通過移動放氣腔隔板8對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板6的縫/孔數(shù)目、限流出口 11的啟閉進行調(diào)節(jié)。在進氣道工作過程中產(chǎn)生的具體作用，請參閱圖2 (a)，所述前體壓縮面I 一般由多個斜面組成，在工作時會產(chǎn)生多道前體斜激波14，而所述唇罩內(nèi)表面12也會誘導出一道或多道唇罩激波15。唇罩激波15與前體壓縮面I上發(fā)展而來的邊界層16相互作用，即形成了一處或多處激波/邊界層干擾現(xiàn)象17。為了避免導致顯著的流動損失和不穩(wěn)定現(xiàn)象，在每處唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象17附近，均設(shè)置了多縫或多孔板6、放氣腔7和限流出口 11來對邊界層16進行放氣處理。由于隨著唇罩激波15的不斷壓縮，各處激波/邊界層干擾現(xiàn)象17附近的氣流壓強也會沿著流動方向而不斷升高，為了避免放氣腔7內(nèi)的流動因壓差不同而形成串流耦合，所使用的放氣腔隔板8可以起到隔離作用，將放氣腔7分隔為多個獨立的子腔，且分別由一個限流出口 11與之對應(yīng)，即具有多放氣腔控制的特點。并且，所述放氣腔7的上表面18、下表面19被設(shè)計為兩個互相平行的平面。當進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角發(fā)生變化時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象17的位置會隨之前后移動，此時放氣腔隔板8在隔板連桿9及隔板驅(qū)動裝置10的驅(qū)動下在放氣腔7中移動，對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板6的縫/孔數(shù)目、限流出口 11的啟閉進行調(diào)節(jié)，故可改變邊界層16的排出位置和排出量，亦即實現(xiàn)了對放氣特性的調(diào)節(jié)，從而在寬廣的工作包線范圍內(nèi)獲得良好的激波/邊界層干擾控制效果。進一步，具體包括兩種情況:
[0017](I)、如圖2 (b)所示，當飛行馬赫數(shù)增加時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象17的位置向進氣道內(nèi)移動，此時放氣腔隔板8向進氣道內(nèi)方向移動；
[0018](2)、如圖2 (c)所示，當飛行馬赫數(shù)降低時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象17的位置向進氣道外移動，此時放氣腔隔板8的位置向進氣道外方向移動；并且，由于此時唇罩激波18中的第一道激波入射在進氣道下表面的凸起部分20，導致激波/邊界層干擾現(xiàn)象21變?nèi)?，為此可利用放氣腔隔?將靠近外側(cè)的那個限流出口 11關(guān)閉。
[0019]本發(fā)明具體實現(xiàn)該技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應(yīng)當指出，對于本【技術(shù)領(lǐng)域】的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。本實施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實現(xiàn)。
【權(quán)利要求】
1.一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其特征在于:包括超聲速前體壓縮面(I)、進氣道唇罩(2)、進氣道側(cè)板(3)、自超聲速前體壓縮面(I)向內(nèi)延伸的內(nèi)板(30)；所述進氣道唇罩(2)及內(nèi)板(30)之間形成進氣道喉道(4);所述內(nèi)板(30)上設(shè)有放氣腔(7)、覆蓋在放氣腔(7)上并面向進氣道喉道(4)的多縫或多孔蓋板(6)、位于放氣腔(7)內(nèi)的放氣腔隔板(8)、連接放氣腔隔板(8)的隔板連桿(9)、連接隔板連桿(9)的隔板驅(qū)動裝置(10);所述放氣腔(7)的底部為放氣腔下表面(19)，多縫或多孔蓋板(6)面對放氣腔(7)的面為放氣腔上表面(18)，所述放氣腔下表面(19)設(shè)有至少兩個限流出口( 11);所述放氣腔隔板(8)將放氣腔(7)隔離成為至少兩個獨立的子腔，每個限流出口(11)對應(yīng)一個獨立的子腔。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其特征在于:進一步包括自進氣道喉道(4)向內(nèi)延伸的進氣道擴張段(5)，該進氣道擴張段(5)出口與渦輪或沖壓發(fā)動機(13)相連。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其特征在于:限流出口(11)的數(shù)量始終比放氣腔隔板(8)的數(shù)量多一個。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其特征在于:放氣腔隔板(8)的橫斷面形狀為梯形或矩形，當需要放氣腔隔板(8)能實現(xiàn)限流出口(11)啟閉功能時，其橫斷面形狀設(shè)計為梯形，反之為矩形。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道，其特征在于:所述前體壓縮面(I)由2?4級壓縮斜板/曲板組成，所述進氣道唇罩(2)的內(nèi)表面(12)的進氣道喉道(4)上游部分由三段以下的斜板組成，其中的一級斜板可替換為曲板。
6.一種如權(quán)利要求1所述的具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進氣道的控制方法，其特征在于:當進氣道的工作馬赫數(shù)和姿態(tài)角發(fā)生變化時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象(17)的位置會隨之前后移動，此時放氣腔隔板(8)在隔板連桿(9)及隔板驅(qū)動裝置(10)的驅(qū)動下在放氣腔(7)中移動，對各子腔的大小、每個子腔對應(yīng)多縫或多孔蓋板(6)的縫/孔數(shù)目、限流出口(11)的啟閉進行調(diào)節(jié)而可改變邊界層(16)的排出位置和排出量；包括: 當飛行馬赫數(shù)增加時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象(17)的位置向進氣道內(nèi)移動，此時放氣腔隔板(8)向進氣道內(nèi)方向移動； 當飛行馬赫數(shù)降低時，唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象(17)的位置向進氣道外移動，此時放氣腔隔板(8)的位置向進氣道外方向移動；并且，由于此時唇罩激波(18)中的第一道激波入射在進氣道下表面的凸起部分(20)，導致激波/邊界層干擾現(xiàn)象(21)變?nèi)?，為此可利用放氣腔隔?8)將靠近外側(cè)的那個限流出口(11)關(guān)閉。
【文檔編號】B64D33/02GK103950543SQ201410158906
【公開日】2014年7月30日 申請日期:2014年4月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月18日
【發(fā)明者】譚慧俊, 孫姝, 莊逸, 王德鵬, 李光勝 申請人:南京航空航天大學