亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法技術

本發明專利技術是亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法，結構包括進氣道收縮段和擴張段，進氣道收縮段為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的特定形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，擴張段內為復雜的斜激波串。設計方法是以特定的高外壓軸對稱內收縮基本流場為基礎，據進氣道收縮段進出口形狀，在每一周向平面進行不同徑向位置的流線追蹤，獲得符合進出口形狀要求的流面，據擴張段進出口形狀，按一定面積變化規律確定擴張段型面，可獲得亞音出流、高外壓能力的內乘波式進氣道。優點：繼承了內乘波式進氣道全流量捕獲來流，進出口形狀可定制等特點；并且具有更好的低馬赫數自動溢流能力，能與亞燃燃燒室匹配。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及的是一種亞音速出流高外壓內乘波進氣道及其設計方法，屬于高超聲速進氣道

技術介紹
高超聲速飛行器是發展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。進氣道是高超聲速飛行器中的主要部件，它的設計目標是以較小的流動損失為下游的推進系統部件提供盡可能多的高能氣流。從技術角度分析，高超聲速進氣道的設計要求主要有以下幾點:①設計狀態流量捕獲能力強，為推進系統提供盡可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時，應做到效率(出口總壓)高和出口氣流畸變小；③設計方案應在結構上對飛行器總體性能有利:長度盡量短、幾何形狀固定都有利于減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進氣道溢流小，且進氣道迎風面積與捕獲面積之比盡量小；⑤應有盡量寬的工作馬赫數范圍，因而進氣道要能在低M數時自動溢流；⑥應易于實現與飛行器機體一體化設計，因此要求進氣道可以在機腹多個并列模塊化安裝。目前已經提出的高超聲速進氣道形式主要包括:二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道等。國內外眾多學者對它們的設計方法、流動特征、工作特性、工程設計研究等問題開展了廣泛而深入的研究。此外，近兩年來，研究人員還提出了一些新型先進高超聲速進氣道設計思路和方案。如:美國約翰霍普金斯大學Billig F.S等提出的流線追蹤Busemann進氣道,采用流線追蹤技術,對Busemann等熵進氣道加以改進；美國Astrox公司的Ajay P.K.等提出的“Funnel”型進氣道概念，仿照使用錐型流來生成乘波體的思路，使用向內拐折的軸對稱流型來生成進氣道內表面構形；英國牛津大學提出的模塊化收縮式進氣道以及美國空軍實驗室研制的一種Jaw進氣道。在美國下一代高超聲速推進系統研究計劃中，Hycause和FALCON飛行器也都擬采用此類被稱為三維內收縮的進氣道形式。在國內，南京航空航天大學的黃國平、梁德旺、尤延鋮等人率先提出了一類命名為內乘波的三維內收縮進氣道，該類進氣道以直接流線追蹤為主要技術特點，可以在設計狀態下以不規則的三維幾何外形全流量捕獲自由來流，具有較好的性能特點。此外，南京航空航天大學的張壁元，孫波等人在截短Busemann進氣道方面也開展了一些相關研究。縱觀以上各類進氣道方案，雖然它們都具有一些獨特的設計優勢和特點，但仍存在一些設計缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann進氣道為例，由于不具有內乘波的特點，即使在設計狀態下，此類進氣道的流量捕獲系數通常也就在90%左右。而在高超聲速推進系統中，10%的流量損失就對應了 10%以上的推力損失。以直接流線追蹤為技術特點的內乘波式進氣道雖然被證明可以100%的捕獲自由來流，但是，它復雜的三維外形卻限制了它在總體布局中的應用。而所有三維內收縮式進氣道其高的流量捕獲能力也給其帶來了一個棘手的問題，起動能力弱。且目前研究的三維內收縮式進氣道大部分都是超音速出流，需匹配超燃燃燒室，而超燃燃燒室的設計難度較大。
技術實現思路
本專利技術的目的旨在克服現有技術所存在的上述缺陷，提出一種出口為亞音速，且起動能力強的。本專利技術的技術解決方案:亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其結構是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特征為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的特定(如矩形、圓形或曲面進出口)形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特征是 1)其特征是以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置后的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面； 2)根據進氣道擴張段進出口形狀，并按一定(如類“S”型)的面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的改進ICFC流場。本專利技術的工作原理是:在設計狀態下，高超聲速氣流通過進口進入進氣道。進出口形狀可定制的內乘波式進氣道三維造型特點會使得氣流通過指定的進口形狀生成規則的初始入射圓弧激波，該激波恰好封閉住三維進口面，保證進氣道捕獲流量全部進入進氣道。進入進氣道的氣流經過內收縮段的三維壓縮向中心匯聚，在進氣道下表面產生反射。反射激波交上壁面于進氣道肩部位置并再次發生拐折，氣流方向轉為接近平行于來流，以斜激波串的形式流出特定形狀的進氣道出口，進入擴張段及下游發動機部件。低于設計馬赫數情況下，進氣道初始入射激波角增大，部分捕獲來流會自動從進氣道下唇口附近溢出，拓寬進氣道低馬赫數工作能力。本專利技術的優點:亞音出流高外壓內乘波式進氣道是一種固定幾何進氣道。內乘波設計可以保證該進氣道全流量捕獲來流，增大發動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數情況下具有更好的自動調整溢流能力，拓寬進氣道的工作馬赫數范圍；出口為亞音速，可以與亞燃燃燒室匹配；進出口形狀可以根據布局要求進行定制的特點，易于該進氣道實現并列模塊化安裝或與各類飛行器機體外形的一體化設計。附圖說明附圖1是軸對稱內收縮基本流場示意圖。附圖2是基本流場改型不意圖。附圖3是原ICFC基本流場和改進后的流場的比較示意圖。附圖4是變截面內乘波式高超聲速進氣道進、出口投影形狀示意圖。附圖5是變截面內乘波式高超聲速進氣道三維輪廓示意圖。附圖6是表示進氣道進口下部溢流口示意圖。圖中的I是表不聞超聲速來流、2是表不軸對稱回轉中心線、3是表不基本流場入射激波、4是表示軸對稱內收縮回轉壁面、5是表示基本流場反射激波、6是表示原ICFC回轉壁面曲線，789分別表示經過三次偏置后的回轉壁面曲線、10是便是原ICFC回轉壁面曲線、11是表示經過改進后的最終回轉壁面曲線、12是表示基本流場入射激波、13是表示入射激波的反射激波、14是表示Busemann流場反射激波、15是表示變截面內乘波式進氣道進口形狀、16是表示初始入射圓弧激波、17是表示變截面內乘波式進氣道出口形狀、18是表示進氣道三維內收縮段、19是表示亞燃擴張段、20是表示進氣道圓形出口、21是表示變截面內乘波式進氣道進口下部溢流口。具體實施例方式對照附圖，亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其結構是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特征為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的特定(如矩形、圓形或曲面進出口)形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。所述的進氣道，其內的高超聲速來流在進口處形成規則的初始入射圓弧激波，初始入射圓弧激波將三維進口面完全封閉，低于設計馬赫數情況下，由于其外壓縮程度的增加使得其低馬赫數自動溢流能力增強，能在更低的馬赫數下起動。所述的進氣道收縮段在進氣道肩部位置轉平，且ICFA段與后面型線銜接處采用冪次曲線光順消除膨脹區，增加壓縮效率，提高了低馬赫數自動溢流能力。氣流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在于擴張段內。所述的進氣道擴張段采用類“S”型面積變化規律過渡，進出口兩端附近面積變化較為平緩，中間段面積變化較大，更利于氣流光滑過渡，減小損失。亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其本文檔來自技高網...

【技術保護點】
亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特征是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特征為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。

【技術特征摘要】
1.亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特征是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特征為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。2.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特征是所述的進氣道，其內的高超聲速來流在進口處形成規則的初始入射圓弧激波，初始入射圓弧激波將三維進口面完全封閉，低于設計馬赫數情況下，由于其外壓縮程度的增加使得其低馬赫數自動溢流能力增強，能在更低的馬赫數下起動。3.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特征是所述的進氣道收縮段在進氣道肩部位置轉平，且ICFA段與后面型線銜接處采用冪次曲線光順消除膨脹區，增加壓縮效率，提高了低馬赫數自動溢流能力；氣流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在于擴張段內。4.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特征是所述的進氣道擴張段采用類“S”型面積變化規律過渡，進出口兩端附近面積變化較為平緩，中間段面積變化較大，更利于氣流光滑過渡，減小損失。5.亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特征是 O以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置后的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面； 2)根據進氣道擴張段進出口形狀，并按面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的...

【專利技術屬性】
技術研發人員：夏晨，李中龍，黃國平，喬文友，唐偉員，
申請(專利權)人：南京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：