[实用新型]二元高超声速变几何进气道

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种二元高超声速变几何进气道，属于进气道气动设计领域。 

背景技术

对于吸气式飞行器而言，进气道在设计状态下的优良气动性能不能保证其在所有关键的工作状态下均能正常稳定地工作。特别是对于宽马赫数范围工作的高超声速吸气式飞行器，当处于非设计工作状态时，进气道能否以较小的阻力及流动损失为发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量将是评价进气道综合气动性能的重要标准。 

应用于低速飞行器的亚声速进气道与发动机流量匹配相对简单，当飞行状态改变时，进气道能够根据发动机对流量的需求自动调节自由流管面积与捕获面积之间的关系从而实现流量的自动调节。随着飞行器飞行包线逐渐扩大，飞行速度由亚声速逐渐扩展到超声速、高超声速，定几何进气道很难满足宽马赫数范围的工作要求。此时，进气道变几何设计技术在解决非设计状态下进气道与发动机流量匹配，低马赫数自起动等方面展现出优势，逐渐被业界广泛认识和重视。此外，对于涡轮基组合循环（The turbine-based combined cycle, TBCC）和火箭基组合循环（The rocket-based combined cycle, RBCC）以及双模态超燃冲压发动机（Dual-Mode Scramjet）而言，变几何进气道是解决各推进循环之间协调工作和实现模态转换的最佳选择，同时变几何进气道将成为飞行器从地面起飞直至超声速和高超声速宽马赫数飞行范围推进系统正常稳定工作的重要保证。 

鉴于变几何进气道在宽马赫数范围工作的气动性能优势，尤其在高超声速领域，各国学者开展了大量的研究工作。法国ONERA等机构提出了一种平移唇口的变几何双模态超燃冲压发动机概念。通过沿水平方向移动外唇罩，使进气道在高马赫数时具有较大的内收缩比以对高速气流进行有效的压缩；低马赫数时具有较小的内收缩比利于进气道起动。日本研究机构ISAS为其研究的ATREX设计了超声速混压式轴对称变几何进气道，通过沿轴线平移中心锥实现进气道波系的调节。 

从已经掌握的资料分析可以发现，大量的变几何进气道方案只集中解决单一方面的问题，如低马赫数流量捕获或者低马赫数起动问题，方案中并未很好地同时解决低马赫数流量捕获差与高马赫数内压缩量小的矛盾以及考虑进气道从接力点马赫数的开启至正常工作的较宽马赫数范围气动性能的调节。 

实用新型内容

    本实用新型针对高超声速推进系统工作范围广，来流参数变化剧烈而导致进气道气动性能恶化，提出了一种二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式。通过简单的沿来流方向前后平移唇罩，使进气道实现从关闭状态至开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节，正常工作范围内不同来流条件下流量捕获的调节。 

一种二元高超声速变几何进气道，由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；其特征在于：上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构；且进气道的几何参数满足以下公式 

         （1）

其中K为进气道正常工作范围内高马赫数内收缩比与低马赫数内收缩比之比；为进气道高马赫数内收缩比,即正常工作范围的上限，为进气道低马赫数内收缩比，即正常工作范围的下限，和均由具体的飞行任务给定；为进气道唇罩从高马赫数状态移动至低马赫数状态平移的距离，为高马赫数状态进气道内收缩段出口高度，为高马赫数状态进气道内收缩段入口高度；为进气道内收缩段入口处压缩面与水平方向的夹角，为进气道等直隔离段与水平方向的夹角。

所述二元高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于首先根据飞行任务确定高马赫数（飞行范围的上限）进气道内收缩比和低马赫数（飞行范围的下限）进气道内收缩比；其次根据按常规方法设计二元高超声速进气道，确定进气道的几何参数，和；然后根据关系式选择；最后根据公式（1）计算是否能够保证进气道进行正常的变几何调节，如果不能保证，重新选择或者重新选择和，重复上述设计步骤。。 

所述二元高超声速变几何进气道的工作方式，其特征在于当飞行器从地面起飞时，使进气道唇罩贴合压缩面，此时进气道关闭以保护发动机。当飞行速度提高至接力点马赫数时，使进气道唇罩迎着来流方向平移直到进气道起动。当来流马赫数进一步升高，使进气道唇罩后退，保证进气道实现激波封口状态以保证较高的流量捕获。在正常工作范围，使进气道唇罩可以随着来流速度的降低沿来流方向前伸或者随着来流速度的升高沿来流方向后退，实时保证进气道实现激波封口。