[发明专利]一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法

说明书

本发明公开了一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，确定设计点下对应激波贴口的固定压缩面及可调压缩面角度分配，确定进气道不同工作状态下对喉道高度的要求，设计可调压缩面型面，设计喉道段及扩压段，根据进气道喉道段预期的运动轨迹设计连杆机构，完成进气道的主体结构设计。同时，设计过程中还通过细致的宽速域波系配置，利用压缩面肩部外凸面的膨胀扇进行消波处理，抑制激波/边界层干扰对进气道性能的影响。此外，该设计方法还通过运动仿真确定喉道高度与作动机构水平位移的关系，进而确定工作马赫数与调节机构调节量的对应关系，即确定了进气道的调节规律。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种超声速进气道。

背景技术

吸气式超声速飞行器是航空航天领域的重点发展方向之一，有着较高的军事、社会价值，因此受到各国的重视。而进气道作为发动机的进气装置，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，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。

进气道的内收缩比是设计过程中的一个关键参数。对于工作在宽马赫数范围内的进气道而言，其在低马赫数下需要较小的内收缩比以保证进气道的起动性能，而在高马赫数下，需要较大的内收缩比来提高进气道的压缩量，因此，进气道在高、低马赫数下工作时对于进气道的内收缩比的需求完全相悖。对于定几何进气道方案而言，由于其几何型面不可调节，无法同时满足低马赫数下的小收缩比和高马赫数下的大收缩比要求，因此往往采用折中设计，难以满足宽马赫数范围内的工作需求。为了解决这一矛盾，可以采用可调进气道设计来实现不同马赫数下的内收缩比调节。

目前，世界上主要发达国家如美国、法国、日本等都对可调节进气道进行了相应研究，从已有的公开文献中可以看出，已经有一些相对可行的调节方案。例如，对于轴对称进气道采用的中心锥平移和开槽方案，通过中心锥改变喉道面积，满足不同马赫数下的流量需求，拓宽进气道的工作范围。二元进气道中使用较多的有唇罩转动方案，其可以通过唇口开启机构控制进气道入口的打开和关闭，在唇罩旋转的过程中实现收缩比的调节。

然而，现有方案存在着调节机构复杂，相应时间长，可靠性低等问题，调节时存在着诸多问题，而且现有方案对于内收缩比的调节范围比较有限。此外，在现有可调进气道的设计过程中，往往忽视了控制进气道内部激波/边界层干扰对进气道的影响。因此，需要设计出一种结构简单，可靠性高，能够在宽泛马赫数范围内高性能稳定工作的可调进气道。

发明内容

为了解决进气道工作在宽马赫数范围，内收缩比需随工作马赫数调节的问题，本发明了提供了一种刚性/柔性结合的可调进气道的设计方法，能够提供可调进气道的可靠性并且使该进气道能够在宽泛马赫数范围内高性能稳定工作。

为了达到上述目的，本发明中可调进气道的设计采用如下技术方案：

一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为一种可调进气道，包括进气道唇罩、位于进气道唇罩前下方的前体压缩面、连接前体压缩面后端并向后延伸的可调压缩面、连接可调压缩面后端并向后延伸的喉道段、连接喉道段后端并向后延伸的扩压段、位于喉道段背对唇罩一侧的两个摇杆、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆、驱动水平作动杆前后移动的驱动装置；前体压缩面包括位于前部的一级压缩面及自一级压缩面向后延伸的二级压缩面；所述可调压缩面的前端与二级压缩面的后端铰接；所述喉道段的前端与可调压缩面的后端铰接；喉道段与进气道唇罩之间形成喉道；所述扩压段为柔性材料；摇杆的前端铰接于喉道段背对唇罩的一侧，摇杆的后端铰接于水平作动杆上；当水平作动杆向前移动时，摇杆的前端顶住喉道段向唇罩移动使喉道段与唇罩之间的距离变小；当水平作动杆向后移动时，摇杆的前端拉回喉道段使喉道段与唇罩之间的距离变大；

该设计方法设计步骤如下：

(1)波系配置：