[发明专利]高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道有效

专利信息
申请号: 201710315632.0 申请日: 2017-05-08
公开(公告)号: CN106996334B 公开(公告)日: 2018-05-18
发明(设计)人: 蒋崇文;高振勋;李椿萱;陈著;李志豪 申请(专利权)人: 北京航空航天大学
主分类号: F02C7/042 分类号: F02C7/042
代理公司: 北京永创新实专利事务所 11121 代理人: 姜荣丽
地址: 100191*** 国省代码: 北京;11
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摘要:
搜索关键词: 高超 声速 鳃式变 几何 多级 激波 压缩 进气道
【说明书】:

发明公开了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道,属于高超声速飞行器进气道设计领域。所述的进气道,在距离唇口距离L的唇罩上开缝,将唇罩分为两部分,分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分,所述唇罩前半部分转动连接在进气道上,转轴位于唇口位置,所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ,保证在相应的来流马赫数下,由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。本发明的进气道能够抑制上壁面分离区的产生、延缓分离区的发展,有效提升进气道的起动性能。相对移动中心锥式变几何进气道而言,本发明的进气道的可动部分质量轻,机械结构重量也较轻,实际使用不需要很大的驱动力。相对于传统转动唇口变几何进气道,该进气道只需偏转1‑2°即可产生很好的效果,操纵效率更高。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器进气道设计领域,涉及一种采用变几何措施改善高超声速进气道起动性能的进气道构型,具体地说,是指一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道。

背景技术

吸气式高超声速飞行器,特别是宽马赫数飞行范围的吸气式高超声速飞行器,要想实现稳定的飞行,其超燃冲压发动机必须具备足够的可靠性。而进气道能否起动将直接决定发动机能否正常、持续地工作。历史上由于进气道起动失败而导致高超声速飞行器试飞失败的例子有很多:上世纪九十年代末NASA和俄罗斯CIAM的联合项目正是由于进气道不起动导致了整个飞行试验的失败。美国的X-51A飞行器在飞行试验中也多次出现了进气道不起动的问题。在其2010年5月26日的首飞过程中,发动机点火一段时间后进气道出现了不起动问题。在另一次试飞中,飞行器达到Ma=5后进气道成功起动,但尝试转换燃料时进气道仍出现了不起动现象,导致第二次飞行试验依旧以失败告终。由此观之,高超声速进气道的起动问题是吸气式高超声速飞行器发展道路上一个极为关键的问题。

起动的进气道不会出现大的分离区,唇口一般没有溢流,斜激波系结构清晰,出口流场均匀,拥有可以保障发动机正常工作的流量系数和总压恢复系数,进气道如图1所示,其中1为进气道上壁面,2为唇口,3为唇罩前半部分,4为唇罩后半部分,5为进气道上壁面肩点。不起动的进气道如图2所示,在内收缩段通常存在较大的分离区6,本应附在唇口2处的斜激波被分离区诱导的分离激波或喉道处的高压推出唇口外,产生大量的溢流,激波后气流进入进气道内收缩段后无法顺利通过喉道。通过对内压缩段分离区产生的原因进行分析,人们发现其与下唇口激波在上壁面的入射位置有关。不起动的进气道,下唇口激波往往入射在进气道上壁面肩点5之前,在上壁面产生了严重的激波-边界层干扰,局部出现较大的逆压梯度。而壁面边界层内的低能量流体在高逆压梯度的作用下容易产生回流,于是分离区6形成。分离区6的形成进一步破坏了内压缩段的面积收缩比,流动出现壅塞,进气道处于无法起动的状态。

迄今为止,解决该问题一种主要的手段是采用变几何进气道。变几何进气道是一种利用特定机械装置或电磁、流体方式调整进气道在低马赫数飞行速度下的工作状态,以降低保证飞行器进气道起动马赫数的进气道布局形式。传统的变几何方式主要有移动中心锥、伸缩/转动唇口等方式。其主要原理为调整进气道中心锥、唇口前缘的位置、或调整唇口的倾斜角度。但这些方式仍存在着许多问题。移动中心锥变几何方式移动质量较大,不仅对机械结构强度具有很高的要求,而且需要消耗较多能量。伸缩唇口式在工作原理上与移动中心锥相似,移动质量较小,但是其运动结构可能会破坏下壁面的表面平整,所以目前很少采用这种变几何方式。转动唇口式虽然可以实现对激波在上壁面入射位置的调整,但其不仅需要转动很大的角度才能达到较好的效果,对下唇口激波入射角度的调整精度也不高,可控性差;而且其无法避免下壁面的激波-边界层干扰问题。

因此,需要探索研究更可靠、更实用,能够有效改善或避免上述问题的高超声速变几何进气道。

发明内容

本发明从气动设计角度出发,参考边界层流动控制原理,提出了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道,该进气道唇罩前半部分可以进行以唇口为中心向外开缝的定轴转动,溢流放气,减小上壁面分离区,提高进气道在低马赫数下的起动能力。

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