[实用新型]基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道

说明书

技术领域

本实用新型涉及的是一种基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，属于高超声速进气道技术领域。

背景技术

高超声速飞行是指马赫数大于5的飞行。高超声速远程机动飞行器的研究因其重要的战略意义成为当今世界强国竞相开展的热点研究问题。进气道是高超声速推进系统中的主要部件，且与传统飞机不同，高超声速进气道的工作原理是利用高声来流的冲压效果实现对气流的压缩，为推进系统下游部件提供气源。因此，高超声速进气道通常被布置在飞行器前部，与前体造型完全融合、一体设计，如美国近期研制的X43和X51飞行器。可以肯定地说，高超声速进气道已经成为联系飞行器前体和推进系统的重要纽带，设计过程中必须充分考虑其与飞行器前体气动特征、三维外形的匹配和一体化。

典型的高超声速进气道形式主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。此外，一类被称为三维内收缩进气道的设计近年来越来越引起人们的重视。目前国际上在研的三维内收缩进气道有：美国Johns Hopkins大学Billig等人在六十年代首次提出了运用流线追踪方法生成的三维Busemann进气道，并运用于其设计的SCRAM高超声速导弹方案中；A.P.Kothari等人则首次从概念设计角度提出用内收缩基本流场生成飞行器/进气道高度一体化的设计方案，该方案也被视为是一种漏斗(Funnel)型的内收缩进气道；英国牛津大学的A.J.Matthews和T.V.Jones等人设计了一种扇形进口，多模块布局的弹用乘波式进气道方案并进行了试验研究；美国空军实验室F.J.Malo-Molina提出了另一种新型三维高超声速进气道Jaw，并对Jaw进气道开展了带燃烧室的全内通道设计。文献中没有给出此类进气道详细的设计方法，仅强调它是借鉴了三维向内收缩的设计概念。此外，有资料表明，美国下一代高超声速推进系统研究计划中，Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收缩的进气道形式。可以预见，高超声速进气道向三维内收缩方向发展将成为必然趋势，也必将引起高超声速飞行器总体方案的再一次变革。

各类三维内收缩进气道都是以流线追踪技术作为主要设计手段，进气道的总体性能主要取决于基本流场的出口气动参数。因此，基本流场的选择就变得尤为重要。已有的几类三维内收缩进气道都具有较高的压缩能力，进气道出口总压恢复等性能参数也高于传统类型的高超声速进气道。但常用的内收缩基本流场的主要缺陷在于出口参数均匀性较差，容易影响到进气道下游部件的正常工作。例如，在设计状态，二元流场的出口总压恢复系数的畸变指数理论值为0，即完全均匀；而直内收缩锥的总压恢复系数畸变指为1.086(最大、最小总压差略大于出口平均总压值)，截短Busemann流场的出口总压畸变为0.878。因此，设计出口参数尽量均匀的内收缩流场对提高进气道的工作能力有重要作用。

此外，现有的三维内收缩式进气道设计普遍采用同一回转基本流场(可以是轴对称流场或非轴对称流场)内的直接流线追踪技术进行设计，因此进气道的进出口外形通常受到较大限制，而其中的初始入射激波更是只能为规则的圆弧状。虽然采用非轴对称流场的变中心体半径设计方法可以对进气道进出口形状进行定制，大大地改善了进气道外形设计的局限性，但是仍不能从根本上解决任意设计激波横截面形状的问题。

发明内容

本实用新型提出一种固定几何、设计状态来流激波贴口，低马赫数自动溢流，初始激波横截面形状可以任意指定的内乘波式高超声速进气道。旨在克服现有技术所存在的缺陷。旨在从设计概念上突破内收缩初始激波圆弧形的限制，任意指定横截面上的激波形状，使内乘波式进气道的迎风阻力进一步得到降低，收缩比得到调节，进气道的起动性能也得到改善。从而有效克服现有技术所存在的缺陷。

本实用新型的技术解决方案：其特征是包括进气道收缩段和隔离段，进气道收缩段为三维向内收缩，高超声速来流在进口处形成非常规三维曲面的初始激波，该激波将三维进口面完全封闭。

所述的进气道，其内的高超声速来流在进口处形成初始入射激波，该初始入射激波横截面形状为变曲率中心和曲率半径的不规则曲线。进气道的进口下半部存在溢流口，且溢流口的端部以直线段形式收拢。设计状态下，初始入射激波在直线收拢段发生反射；而在低马赫数非设计状态下，气流从溢流口自动溢流，从而实现拓宽进气道的工作马赫数范围的目的。

所述的进气道收缩段在进气道肩部位置转平，进气道肩部连线形状根据进出口形状的不同存在差别，多表现为抛物线。经过该位置的反射激波后，主流方向基本平行来流。设计状态下，隔离段内接近均匀流动。