法做進(jìn)一步詳細(xì)描述。圖1給出了本發(fā)明原理圖。
[0032] 本發(fā)明的實(shí)現(xiàn)方案如下：在深入分析了來流馬赫數(shù)低于設(shè)計(jì)值時(shí)進(jìn)氣捕獲量降低 原因的基礎(chǔ)上，提出了一種基于激光能量注入的提高進(jìn)氣捕獲量方法。本發(fā)明分為四個(gè)步 驟，即確定進(jìn)氣捕獲量以及前體斜激波位置和強(qiáng)度步驟、激光束整形為片光步驟、準(zhǔn)靜態(tài)波 形成步驟和步驟。具體實(shí)施方案如下：
[0033] 步驟一、確定進(jìn)氣捕獲量以及前體斜激波位置和強(qiáng)度
[0034] 該步驟通過數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種方法完成?？刂品匠虨槭睾阈头嵌ǔ？蓧嚎s 的 Navier-Stokes 方程：
[0036] 其中Q是守恒量，F(xiàn)、G、H為無粘（對流）通量項(xiàng)，F(xiàn)v、Gv、Hv為粘性（耗散）通量 項(xiàng)，各項(xiàng)具體表達(dá)式如下：
[0039] 其中
[0041] ex= UTxx+vTyx+wTzx-qx
[0042] 0y= uTXy+vTyy+wTzy-qy
[0043] 0 z= utxz+vtyz+wtz-qz
[0044] 在完全氣體假定下，氣體滿足下列狀態(tài)方程
[0045]p=pRT
[0047]e為比內(nèi)能，比總能為：
[0049] 以上表達(dá)式中，P、（u,V，w)、p、T、e分別表示密度、直角坐標(biāo)系（X，y,z)的三個(gè)速 度分量、壓強(qiáng)、溫度和單位質(zhì)量的內(nèi)能；e、E、丫、y分別表示為單位質(zhì)量的內(nèi)能、總能、氣體 比熱比和粘性系數(shù)。如果來流總溫高于1000K，則駐點(diǎn)氣體可能存在解離，則選用非平衡氣 體方程。
[0050] 對于風(fēng)洞試驗(yàn)，則設(shè)計(jì)加工飛行器縮比模型和風(fēng)洞來流參數(shù)，設(shè)計(jì)依據(jù)是馬赫和 雷諾相似準(zhǔn)則，此項(xiàng)工作為成熟技術(shù)，不再贅述。
[0051] 步驟二、將激光束整形為片光
[0052]圖2給出了將激光束整形并聚焦的具體方法。先利用高反鏡（2)反射激光束（1)， 使光束中心通過預(yù)定的激光能量沉積位置；再利用凹柱面鏡（3)將激光束擴(kuò)束，使圓形激 光束變?yōu)榧?xì)長橢圓形；然后利用矩形狹縫（4)限制橢圓形激光束，狹縫長度設(shè)置為沖壓進(jìn) 氣道唇口寬度，在確定狹縫長度之后確定狹縫寬度，其指標(biāo)為保證盡量多的激光能量通過 狹縫；最后利用凸柱面鏡（5)匯聚片光，在流場特定位置聚焦形成高激光功率密度沉積區(qū) 域（6)，擊穿來流。
[0053] 步驟三、將片光聚焦擊穿來流，形成準(zhǔn)靜態(tài)波
[0054]圖3給出了多個(gè)點(diǎn)爆炸波合并形成準(zhǔn)靜態(tài)波的過程，具體步驟為：
[0055] (1)根據(jù)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，判斷前體斜激波位置，將唇口上游延長線與第 一道前體斜激波交點(diǎn)定為激光能量注入點(diǎn)；
[0056](2)定義來流焓值為：H=P"cpT"V"L2,其中cp為自由流定壓比熱，P"、T"和 分別為自由流密度、溫度和速度，L為進(jìn)氣道唇口寬度；激光功率定義為：W=Qf，其中Q 為單脈沖激光能量，f?為激光頻率，激光輸出功率大小選擇方法為W= 0. 02H左右。
[0057] (3)激光頻率f的選擇是準(zhǔn)靜態(tài)波形成的關(guān)鍵因素。第n個(gè)脈沖激光能量擊穿來 流形成一個(gè)點(diǎn)爆炸波，點(diǎn)爆炸波在膨脹的同時(shí)隨自由流向下游移動(dòng)；與此同時(shí)，第n+1個(gè)脈 沖激光能量擊穿自由流也產(chǎn)生點(diǎn)爆炸波，該點(diǎn)爆炸波的面向下游部分移動(dòng)速度高于第n個(gè) 點(diǎn)爆炸波面向上游部分的速度，因此，根據(jù)自由流速度和點(diǎn)爆炸波膨脹速度，調(diào)整激光頻率 f，就可以實(shí)現(xiàn)點(diǎn)爆炸波之間的追趕合并，最終形成類似于斜激波的準(zhǔn)靜態(tài)波結(jié)構(gòu)。
[0058] 步驟四、準(zhǔn)靜態(tài)波壓縮來流并改變其方向，提高進(jìn)氣捕獲量
[0059]圖4給出了準(zhǔn)靜態(tài)波提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣捕獲量的數(shù)值模擬典型結(jié)果圖， 激光束（1)在唇口上游延長線（7)與第一道前體斜激波（8)交點(diǎn)處聚焦擊穿來流形成準(zhǔn)靜 態(tài)波（9)，來流（10)被準(zhǔn)靜態(tài)波壓縮并改變方向，流入內(nèi)壓縮段（11)。圖5給出了以激波 風(fēng)洞為例的試驗(yàn)方案，具體步驟為：
[0060] (1)當(dāng)入射到達(dá)激波管（12)低壓端面時(shí)，壓力傳感器（13)將觸發(fā)信號輸入數(shù)字 延遲信號發(fā)生器（14)作為0時(shí)刻。當(dāng)流場穩(wěn)定時(shí)，數(shù)字延遲信號發(fā)生器（14)觸發(fā)激光器 (15)輸出激光，通過風(fēng)洞窗口（16)和片光整形光路（17)，在流場指定位置擊穿來流。
[0061] (2)超聲速或高超聲速來流條件由拉法爾噴管（18)確定，進(jìn)氣道模型安裝在真空 艙（19)內(nèi)，以便于風(fēng)洞起動(dòng)。
[0062] (3)控制效果的評估采用紋影測量系統(tǒng)和流量測量系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。閃光源（20)和高速 相機(jī)（21)是紋影系統(tǒng)的基本組成部件，二者均由數(shù)字延遲信號發(fā)生器（14)控制，圖中的虛 線代表紋影光路。流量測量系統(tǒng)（22)將采集到的信號輸入計(jì)算機(jī)（23)存儲和處理。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.激光能量注入提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣捕獲量方法，包含以下步驟： 步驟一、預(yù)估沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣捕獲量及前體斜激波分布 在超聲速或高超聲速流場中，針對特定的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道及前體構(gòu)型，利用紋影或 陰影實(shí)驗(yàn)、數(shù)值模擬等方法獲得在特定來流條件下的飛行器流場狀態(tài)；根據(jù)進(jìn)氣道內(nèi)壓縮 段質(zhì)量流量判斷進(jìn)氣捕獲量是否達(dá)到設(shè)計(jì)值，同時(shí)獲得前體斜激波位置和強(qiáng)度； 步驟二、將激光束整形為片光 利用光束傳輸與變換系統(tǒng)，將激光源整形為片光，入射至流場指定位置；該系統(tǒng)主要包 括高反鏡、凹柱面鏡、矩形狹縫和凸柱面鏡等組件，激光由激光器輸出后，先后經(jīng)高反鏡反 射、凹柱面鏡擴(kuò)束、矩形狹縫整形及凸柱面鏡會(huì)聚，形成片光進(jìn)入待測流場； 步驟三、將片光聚焦擊穿來流，形成準(zhǔn)靜態(tài)波 利用柱凸透鏡聚焦激光片光，在唇口上游延長線與第一道前體斜激波交點(diǎn)處擊穿來 流形成點(diǎn)爆炸波結(jié)構(gòu)；激光輸出功率大小為進(jìn)氣道迎風(fēng)面來流焓值H的2%左右，H = P " CpT00 V00 L2，其中Cp為定壓比熱，L為進(jìn)氣道唇口寬度，P "、T00和V00分別為自由流密度、 溫度和速度；對于脈沖式激光器，根據(jù)來流速度選擇激光頻率，使得單脈沖激光引致的點(diǎn)爆 炸波合并形成準(zhǔn)靜態(tài)波； 步驟四、準(zhǔn)靜態(tài)波與前體斜激波相互作用，提高進(jìn)氣捕獲量 準(zhǔn)靜態(tài)波與進(jìn)氣道前體斜激波相互作用，準(zhǔn)靜態(tài)波后流線方向發(fā)生改變，使原本可能 溢出的來流偏轉(zhuǎn)進(jìn)入內(nèi)壓縮段，進(jìn)氣捕獲量提高的同時(shí)，氣流總壓也獲得提高。
【專利摘要】本發(fā)明利用激光能量沉積擊穿流場形成準(zhǔn)靜態(tài)波的技術(shù)，提供了一種提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣捕獲量的方法，該方法包含預(yù)估沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)前體斜激波位置步驟、激光束整形為片光步驟、準(zhǔn)靜態(tài)波形成步驟和提高進(jìn)氣捕獲量步驟。第一步，求解NS方程對流場進(jìn)行數(shù)值模擬，或者根據(jù)馬赫和雷諾相似準(zhǔn)則進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，判斷沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣捕獲量是否達(dá)到設(shè)計(jì)值，以及前體斜激波位置；第二步，利用多種反射鏡和透鏡組合，將激光束整形為片光；第三步，優(yōu)化激光能量注入大小、位置和頻率，形成準(zhǔn)靜態(tài)波；第四步，準(zhǔn)靜態(tài)波與前體斜激波相互作用，改變進(jìn)氣道唇口上游流動(dòng)方向，使原本可能溢出的來流偏轉(zhuǎn)并壓縮進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段。
【IPC分類】F02C7/057, F02K7/10
【公開號】CN104989549
【申請?zhí)枴緾N201510282001
【發(fā)明人】洪延姬, 王殿愷, 李倩
【申請人】中國人民解放軍裝備學(xué)院
【公開日】2015年10月21日
【申請日】2015年5月27日