[发明专利]一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种飞行器超声速进气道。 

背景技术

超声速进气道是高速航空航天飞行器的重要气动部件之一，其位于吸气式推进系统的最前端，肩负着流量捕获与调节、来流动能转化与利用、出口流速大小与均匀性调节、上下游扰动隔离等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有着直接影响。同时，超声速进气道还处于推进系统和飞行器的交界面上，故对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等也有着显著影响。据分析，对于常规航空涡轮发动机而言（飞行马赫数一般在2.0以下），进气道总压恢复系数每上升1%，可使其推力增加1.5%，单位燃油消耗率下降2.5%，而对于更高马赫工作的冲压发动机，其总推力的50%以上来源于复杂进排气系统。 

由于超声速气流的减速增压过程需要依靠激波等压缩波系来实现，而进气道在吸入上游机体边界层的同时其内部也有边界层不断发展，故激波/边界层干扰现象在超声速进气道中不可避免。而受出口气流必须为亚声速限制（通常出口马赫数小于0.6），超声速进气道中进出口气流的减速比往往较大（可能达到7:1），一般需要通过斜激波增压、正激波增压和亚声速增压等过程共同完成，这使得超声速进气道中面临的激波/边界层干扰问题变得复杂而多样。通常，严重的激波/边界层干扰现象会诱发显著的流动分离，并导致一系列的不利影响，如进气道出口总压恢复系数降低、畸变指数增大、亚临界稳定裕度降低或起动包线缩小等。为此，激波/边界层干扰始终是各类超声速进气道气动设计与评估中令人头疼的一类重要流动现象，其中唇罩激波/边界层干扰现象往往最为突出。 

为了保证在整个包线范围内的安全、高效工作，目前大多数实用的超声速进气道都离不开边界层放气控制措施。该措施是一种有源控制技术，通过在唇罩激波/边界层干扰区设置多排放气缝或放气孔，以及与之相连的稳压腔和限流出口，该类控制措施能够将激波/边界层干扰区间附近的低能气流排出进气道外，故可对激波/边界层干扰现象进行有效控制。然而，对于宽马赫数范围工作的超声速进气道而言，其通道内可能存在多处激波/边界层干扰现象，并且随着飞行马赫数、飞行姿态角的变化该干扰区位置和干扰强度还会随之变化，使得现有的边界层放气控制难以有效应对。为此，需要发展一种新型的边界层放气控制措施，以根据进气道的实际工况对放气特性进行调节，从而在宽范围内保持在高效控制状态。 

发明内容

为有效抑制宽马赫数超声速进气道中具有可变和多区特征的激波/边界层干扰现象，本发明提供一种可变放气系统以及使用其的飞行器超声速进气道。通过在激波/边界层干扰区设置放气缝或放气孔、放气腔、限流出口和可移动放气腔隔板，本发明可根据进气道的实际工况对放气特性进行调节，从而在较宽的马赫数和攻角范围内获得较好的控制效果。 

为达到上述目的，本发明具有可变放气系统的飞行器超声速进气道可采用如下技术方案： 

一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道，包括超声速前体压缩面、进气道唇罩、进气道侧板、自超声速前体压缩面向内延伸的内板；所述进气道唇罩及内板之间形成进气道喉道；所述内板上设有放气腔、覆盖在放气腔上并面向进气道喉道的多缝或多孔盖板、位于放气腔内的放气腔隔板、连接放气腔隔板的隔板连杆、连接隔板连杆的隔板驱动装置；所述放气腔的底部为放气腔下表面，多缝或多孔盖板面对放气腔的面为放气腔上表面，所述放气腔下表面设有至少两个限流出口；所述放气腔隔板将放气腔隔离成为至少两个独立的子腔，每个限流出口对应一个独立的子腔。 

本发明具有可变放气系统的飞行器超声速进气道通过在多排放气缝/孔下的放气腔中设置多个限流出口和可移动放气腔隔板，可以根据超声速进气道的工作马赫数和姿态角变化通过移动放气腔隔板对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板的缝/孔数目、限流出口的启闭进行调节，实时对唇罩激波/边界层干扰的放气特性进行调节，从而在较宽的工作包线范围内获得良好的边界层控制效果，节省放气量，甚至还可在必要时关闭某区的放气流路。为此，本发明的采用对于拓宽超声速进气道的工作包线范围、提高总压恢复系数和流量系数等气动性能均具有显著效果。另外，本发明还具有结构简单，易于实现等优点。 

本发明具有可变放气系统的飞行器超声速进气道的控制方法可采用如下技术方案：