[发明专利]同级压缩面二次流自循环气动式可调进气道及控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器进气道设计领域。

背景技术

进气道作为冲压发动机的进气装置，是吸气式推进系统的三大关键气动部件之一，直接面对高马赫数来流和工况复杂的燃烧室，其设计形式和工作特性显著影响着整个推进系统乃至飞行器的总体性能。在实际应用中，冲压发动机需要工作在较宽的飞行包线内，这就要求进气道具有较为宽广的马赫数工作范围。然而，在常规定几何进气道设计时通常以最高飞行马赫数为设计点，保证此时的前体压缩波系贴口。但定几何进气道的激波贴口状态仅在设计马赫数下实现，当来流马赫数低于设计马赫数时，进气道前体压缩波系向上游偏转，导致进气道流量系数显著下降，并带有显著的溢流和附加阻力，对飞行器加速极为不利；当来流马赫数高于设计马赫数时，前体波系则会在唇罩内侧汇聚，并诱导出强滑移层进入内通道，增加流动损失，恶化流场品质，严重时还会导致进气道不起动。显然，定几何进气道在非设计点的性能恶化，严重影响整个推进系统性能的发挥。因此，需要引入必要的调节措施对前体激波系进行控制。目前，对于前体波系的调节主要有变几何调节和定几何调节两种方式，其中通过变几何方式实现对激波倾角和激波位置控制是目前研究最为广泛的一种技术手段，但其常存在调节机构复杂、进气道体积和重量大、热防护及封严困难等问题。

与此同时，各国学者也在积极探索新概念的定几何激波控制技术，目前研究较多的有磁流体控制方法、局部等离子体放电控制方法、局部加热控制方法等。其中，基于等离子体气体激励的激波控制技术是该领域的热点。但此类技术需要布置复杂的附属装置，将占用飞行器的大量宝贵空间，同时会对飞行器的其他电子设备带来一定的负面影响。由此可以看出已有的各种控制技术均存在明显的缺点，在实际使用过程中受到了诸多限制。

发明内容

本发明的目的是提供一种同级压缩面二次流自循环气动式可调进气道，该进气道占用空间小，结构简单，无需狭长的引气管路，调节机构少，布置灵活。另外，相较于现有的内通道引流方案，该进气道可以避免从内通道引气带来的内通道流动不稳定、进气道起动性能下降的不利影响。

为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案：

一种同级压缩面二次流自循环气动式可调进气道，包括进气道压缩面、位于进气道压缩面外侧的进气道唇罩、覆盖在进气道压缩面前部的溢流盖板、位于溢流盖板下方的稳压腔、安装在压缩面上并位于溢流盖板后端的转动盖板；所述稳压腔与溢流盖板的后端设有进口；所述转动盖板在打开位置及关闭位置之间转动，当转动盖板位于关闭位置时，转动盖板将进口关闭；当转动盖板位于打开位置时，进口打开。

有益效果：本发明的同级压缩面二次流自循环气动式可调进气道，利用转动盖板位于打开位置时在流场中诱导出斜激波，且气流经该斜激波压缩，在转动盖板的引导下进入稳压腔形成二次流，从而在同级压缩面上人为制造压差驱动二次流流动；由于激波的预增压作用使得二次流的压力高于上游来流压力，二次流得以顺利经溢流盖板喷射注入流场。本发明中的二次流流动的产生方式取代传统方案中从二级压缩面或者喉道等高压区引流的做法，从而无需狭长的引气管路及复杂的调节机构，在拓宽进气道工作马赫数范围，提高进气道在低于设计马赫数时流量系数的同时，保证了进气道整体结构简单、占用空间小。由于无需狭长的引气管路，因此避免了复杂的封严/热防护问题，提高了进气道体积使用效率。同时，避免了在内通道布置引气口所带来的对进气道起动性能和隔离段耐反压能力的影响。

在上述技术方案的基础上，本发明的技术方案还可以进一步包括以下改进：

所述转动盖板的下方设有电磁铁，转动盖板的底部还固定有挤压在电磁铁以及转动盖板底面之间的弹簧；转动盖板具有被电磁铁吸引的铁磁性质。这样即可通过控制电磁铁的通电及弹簧的回弹效果起到控制转动盖板开闭的效果。

进一步的，所述进气道压缩面与进气道唇罩之间形成进气主通道，所述溢流盖板、转动盖板均位于进气主通道之外。这里进一步定义该溢流盖板、转动盖板在整体结构中所处的位置。

进一步的，所述溢流盖板上设置有多个贯穿溢流盖板并连同稳压腔的缝或孔。通过缝或孔起到均匀的溢流效果，合理的溢流孔/缝布置可以形成类似于等熵压缩面的气动边界。

进一步的，所述转动盖板的底面前端部分形成倾斜的引导面，当转动盖板位于打开位置时，引导面的顶端高过所述进口，使转动盖板在流场中凸起从而使转动盖板前方气流在冲压作用下进入稳压腔。利用转动盖板打开时在流场中形成的斜激波，对壁面附近的部分来流实现预增压，使得进入稳压腔的气体压力高于上游来流压力。