本發(fā)明屬于高超聲速飛行器進(jìn)氣道設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種采用變幾何措施改善高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的進(jìn)氣道構(gòu)型，具體地說(shuō)，是指一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道。

背景技術(shù)：

吸氣式高超聲速飛行器，特別是寬?cǎi)R赫數(shù)飛行范圍的吸氣式高超聲速飛行器，要想實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的飛行，其超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備足夠的可靠性。而進(jìn)氣道能否起動(dòng)將直接決定發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常、持續(xù)地工作。歷史上由于進(jìn)氣道起動(dòng)失敗而導(dǎo)致高超聲速飛行器試飛失敗的例子有很多：上世紀(jì)九十年代末nasa和俄羅斯ciam的聯(lián)合項(xiàng)目正是由于進(jìn)氣道不起動(dòng)導(dǎo)致了整個(gè)飛行試驗(yàn)的失敗。美國(guó)的x-51a飛行器在飛行試驗(yàn)中也多次出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)的問(wèn)題。在其2010年5月26日的首飛過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火一段時(shí)間后進(jìn)氣道出現(xiàn)了不起動(dòng)問(wèn)題。在另一次試飛中，飛行器達(dá)到ma＝5后進(jìn)氣道成功起動(dòng)，但嘗試轉(zhuǎn)換燃料時(shí)進(jìn)氣道仍出現(xiàn)了不起動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致第二次飛行試驗(yàn)依舊以失敗告終。由此觀之，高超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)問(wèn)題是吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展道路上一個(gè)極為關(guān)鍵的問(wèn)題。

起動(dòng)的進(jìn)氣道不會(huì)出現(xiàn)大的分離區(qū)，唇口一般沒(méi)有溢流，斜激波系結(jié)構(gòu)清晰，出口流場(chǎng)均勻，擁有可以保障發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，進(jìn)氣道如圖1所示，其中1為進(jìn)氣道上壁面，2為唇口，3為唇罩前半部分，4為唇罩后半部分，5為進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)。不起動(dòng)的進(jìn)氣道如圖2所示，在內(nèi)收縮段通常存在較大的分離區(qū)6，本應(yīng)附在唇口2處的斜激波被分離區(qū)誘導(dǎo)的分離激波或喉道處的高壓推出唇口外，產(chǎn)生大量的溢流，激波后氣流進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)收縮段后無(wú)法順利通過(guò)喉道。通過(guò)對(duì)內(nèi)壓縮段分離區(qū)產(chǎn)生的原因進(jìn)行分析，人們發(fā)現(xiàn)其與下唇口激波在上壁面的入射位置有關(guān)。不起動(dòng)的進(jìn)氣道，下唇口激波往往入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)5之前，在上壁面產(chǎn)生了嚴(yán)重的激波-邊界層干擾，局部出現(xiàn)較大的逆壓梯度。而壁面邊界層內(nèi)的低能量流體在高逆壓梯度的作用下容易產(chǎn)生回流，于是分離區(qū)6形成。分離區(qū)6的形成進(jìn)一步破壞了內(nèi)壓縮段的面積收縮比，流動(dòng)出現(xiàn)壅塞，進(jìn)氣道處于無(wú)法起動(dòng)的狀態(tài)。

迄今為止，解決該問(wèn)題一種主要的手段是采用變幾何進(jìn)氣道。變幾何進(jìn)氣道是一種利用特定機(jī)械裝置或電磁、流體方式調(diào)整進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)飛行速度下的工作狀態(tài)，以降低保證飛行器進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)的進(jìn)氣道布局形式。傳統(tǒng)的變幾何方式主要有移動(dòng)中心錐、伸縮/轉(zhuǎn)動(dòng)唇口等方式。其主要原理為調(diào)整進(jìn)氣道中心錐、唇口前緣的位置、或調(diào)整唇口的傾斜角度。但這些方式仍存在著許多問(wèn)題。移動(dòng)中心錐變幾何方式移動(dòng)質(zhì)量較大，不僅對(duì)機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度具有很高的要求，而且需要消耗較多能量。伸縮唇口式在工作原理上與移動(dòng)中心錐相似，移動(dòng)質(zhì)量較小，但是其運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)可能會(huì)破壞下壁面的表面平整，所以目前很少采用這種變幾何方式。轉(zhuǎn)動(dòng)唇口式雖然可以實(shí)現(xiàn)對(duì)激波在上壁面入射位置的調(diào)整，但其不僅需要轉(zhuǎn)動(dòng)很大的角度才能達(dá)到較好的效果，對(duì)下唇口激波入射角度的調(diào)整精度也不高，可控性差；而且其無(wú)法避免下壁面的激波-邊界層干擾問(wèn)題。

因此，需要探索研究更可靠、更實(shí)用，能夠有效改善或避免上述問(wèn)題的高超聲速變幾何進(jìn)氣道。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度出發(fā)，參考邊界層流動(dòng)控制原理，提出了一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道唇罩前半部分可以進(jìn)行以唇口為中心向外開縫的定軸轉(zhuǎn)動(dòng)，溢流放氣，減小上壁面分離區(qū)，提高進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的起動(dòng)能力。

具體的，所述的進(jìn)氣道，在距離唇口距離l的唇罩上開縫，將唇罩分別兩部分，分別為唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分轉(zhuǎn)動(dòng)連接在進(jìn)氣道上，轉(zhuǎn)軸位于唇口位置，所述唇罩前半部分可繞所述轉(zhuǎn)軸向下轉(zhuǎn)動(dòng)角度θ，保證在相應(yīng)的來(lái)流馬赫數(shù)下，由唇罩型面誘導(dǎo)的唇口激波恰好入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)位置。θ的取值范圍為0-30°。

所述的距離l滿足，在唇罩后半部分誘導(dǎo)產(chǎn)生的激波不與唇口激波相交。在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的飛行條件下，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的降低，旋轉(zhuǎn)開縫角度θ應(yīng)當(dāng)逐漸增大。

本發(fā)明提供的一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)在于：

(1)本發(fā)明的進(jìn)氣道能夠抑制上壁面分離區(qū)的產(chǎn)生、延緩分離區(qū)的發(fā)展，有效提升進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。

(2)開縫的溢流放氣作用能有效防止進(jìn)氣道內(nèi)壓過(guò)高產(chǎn)生擁堵，同時(shí)避免了下壁面的激波-邊界層干擾問(wèn)題。

(3)開縫后的進(jìn)氣道可以在保持與正常起動(dòng)進(jìn)氣道相當(dāng)質(zhì)量流量的前提下獲得比正常起動(dòng)更高的總壓恢復(fù)系數(shù)。

(4)進(jìn)氣道的部分面積收縮比因?yàn)榇秸智岸蔚霓D(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生變化，降低了壅塞產(chǎn)生的可能。

(5)比起需要偏轉(zhuǎn)很大角度的轉(zhuǎn)唇口進(jìn)氣道，本發(fā)明的進(jìn)氣道只需將唇罩前半部分向下偏轉(zhuǎn)1-2°即可產(chǎn)生很好的效果，機(jī)械結(jié)構(gòu)的行程更小，降低了設(shè)計(jì)及制造難度。

(6)向外轉(zhuǎn)動(dòng)的方式對(duì)下唇口激波入射角度的調(diào)整精度高，可操作性好。

(7)相對(duì)移動(dòng)中心錐式變幾何進(jìn)氣道而言，本發(fā)明的進(jìn)氣道的可動(dòng)部分質(zhì)量輕，機(jī)械結(jié)構(gòu)重量也較輕，實(shí)際使用不需要很大的驅(qū)動(dòng)力。

附圖說(shuō)明

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中巡航馬赫數(shù)狀態(tài)下的進(jìn)氣道工作狀態(tài)示意圖。

圖2為現(xiàn)有技術(shù)中低來(lái)流馬赫數(shù)的傳統(tǒng)進(jìn)氣道工作狀態(tài)示意圖。

圖3為低來(lái)流馬赫數(shù)的鰓式進(jìn)氣道工作狀態(tài)示意圖。

圖4為來(lái)流馬赫數(shù)5條件下傳統(tǒng)進(jìn)氣道壓力云圖及流線走向效果圖。

圖5為來(lái)流馬赫數(shù)5條件下鰓式進(jìn)氣道壓力云圖及流線走向效果圖。

圖中：

1.進(jìn)氣道上壁面；2.唇口；3.唇罩前半部分；4.唇罩后半部分；

5.進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)；6.分離區(qū)。

具體實(shí)施方式

以下將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步描述。

本發(fā)明提供一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道，以下是本發(fā)明的技術(shù)原理：

通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)，將唇罩前半部分3以唇口2所處位置為轉(zhuǎn)動(dòng)軸向下旋轉(zhuǎn)進(jìn)行開縫，可以使唇口激波在進(jìn)氣道上壁面1的入射位置向后移動(dòng)，如圖3所示，其中l(wèi)為旋轉(zhuǎn)開縫部分即唇口前半部分3的長(zhǎng)度，θ為旋轉(zhuǎn)開縫角度。選取適當(dāng)?shù)男D(zhuǎn)開縫角度θ可使唇口激波入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)5附近實(shí)現(xiàn)消波，抑制進(jìn)氣道上壁面分離區(qū)6的產(chǎn)生及擴(kuò)大趨勢(shì)。開縫后的唇罩具有了溢流放氣作用，可以避免進(jìn)氣道內(nèi)壓過(guò)高將分離激波推出唇口2以外，也可以消除內(nèi)壓縮段下壁面的激波-邊界層干擾問(wèn)題。同時(shí)，開縫后唇罩前半部分3的向外轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生了提高面積收縮比的效果，變相降低了進(jìn)氣道起動(dòng)限制馬赫數(shù)。隨著旋轉(zhuǎn)開縫角度的不斷增大，進(jìn)氣道上壁面分離區(qū)6長(zhǎng)度不斷減小，分離區(qū)6起始位置不斷后移，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)不斷提高，而質(zhì)量流量不斷降低。質(zhì)量流量的降低是由于縫寬變大后溢流增加造成的。而總壓恢復(fù)系數(shù)的提高說(shuō)明開縫造成的唇口激波減弱所引起的總壓恢復(fù)升高超過(guò)了多級(jí)斜激波系帶來(lái)的總壓損失。

基于上述的原理，本發(fā)明提供一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道，在進(jìn)氣道唇罩上開縫，唇口2與開縫之間為唇罩前半部分3，其余部分為唇罩后半部分4。所述的唇罩前半部分3與進(jìn)氣道壁面之間為轉(zhuǎn)動(dòng)連接方式，轉(zhuǎn)動(dòng)由飛行器自動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行控制，轉(zhuǎn)動(dòng)軸設(shè)置在唇口2位置，唇罩前半部分3可以繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸向下旋轉(zhuǎn)θ角度，所述唇罩前半部分3的長(zhǎng)度為l。

在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的飛行狀態(tài)下，傳統(tǒng)進(jìn)氣道如圖2所示，已經(jīng)發(fā)生壅塞不能起動(dòng)。本發(fā)明進(jìn)氣道將使唇罩前半部分3向下旋轉(zhuǎn)θ角度進(jìn)行開縫，其中唇罩前半部分3與唇罩后半部分4分界位置的選擇依據(jù)是保證唇罩后半部分4誘導(dǎo)產(chǎn)生的激波不與唇口激波相交，而旋轉(zhuǎn)開縫角度θ選擇的依據(jù)是保證該來(lái)流馬赫數(shù)下，由唇罩型面誘導(dǎo)的唇口激波恰好入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)5位置。在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的飛行條件下，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的降低，旋轉(zhuǎn)開縫角度θ應(yīng)當(dāng)逐漸增大。

在開縫后，唇口激波在上壁面1的入射位置較未開縫而言向肩點(diǎn)5移動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了消波，降低了上壁面分離產(chǎn)生的可能，并產(chǎn)生了溢流放氣作用，溢流放氣使得下壁面前半部分的邊界層得到了消除，避免下壁面后半部分產(chǎn)生激波-邊界層干擾。進(jìn)氣道面積收縮比產(chǎn)生變化，起動(dòng)限制馬赫數(shù)降低?？梢允惯M(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下轉(zhuǎn)變成或保持原有的起動(dòng)狀態(tài)，如圖3所示。

實(shí)施例1：選取除開縫功能以外完全相同的鰓式和傳統(tǒng)進(jìn)氣道，以來(lái)流速度為馬赫數(shù)5為例。該示例進(jìn)氣道唇口與進(jìn)氣道上壁面最前端水平距離為413.6mm，壁面肩點(diǎn)與上壁面最前端水平相距482.4mm時(shí)，鰓式進(jìn)氣道向下旋轉(zhuǎn)開縫角度θ為2.6°，旋轉(zhuǎn)軸位于唇口2的位置，開縫位置在距離唇口28.719mm處。圖4為傳統(tǒng)進(jìn)氣道壓力云圖及流線走向，圖5為本發(fā)明的鰓式進(jìn)氣道壓力云圖及流線走向?？梢钥闯?，雖然鰓式進(jìn)氣道上壁面依舊存在分離區(qū)，但其尺寸遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于傳統(tǒng)進(jìn)氣道。在此條件下，傳統(tǒng)進(jìn)氣道的質(zhì)量流量?jī)H有2.4859kg/m²；總壓恢復(fù)系數(shù)僅有13.67％。而鰓式進(jìn)氣道的質(zhì)量流量達(dá)到了4.5163kg/m²，是傳統(tǒng)進(jìn)氣道的1.8倍；總壓恢復(fù)系數(shù)為66.65％，是傳統(tǒng)進(jìn)氣道的4.9倍。相對(duì)于不能起動(dòng)的傳統(tǒng)進(jìn)氣道，該鰓式進(jìn)氣道順利起動(dòng)。

由技術(shù)常識(shí)可知，本發(fā)明可以通過(guò)其他的不脫離其理論實(shí)質(zhì)或必要特征的實(shí)施方案來(lái)實(shí)現(xiàn)。因此，上述實(shí)施方案只是舉例說(shuō)明，并不是僅有的。本發(fā)明的開縫長(zhǎng)度，旋轉(zhuǎn)開縫角度可根據(jù)上文設(shè)計(jì)原則確定，并適用于多種尺寸的高超聲速飛行器進(jìn)氣道。