[发明专利]一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法

说明书

本发明公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。对于设计方面而言，本发明在传统二级外压缩高超声速进气道的基础上，将二级压缩面设计为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通道实现外并联结构，并且将低速通道下壁面设计为可变结构，使低速通道内收缩比可调，从而改善低速通道起动性能不佳的问题。高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的功能，使得进气道结构简化，可靠性增强。同时本发明还提供了一种转动唇罩的具体实施方案，通过在通道侧壁引入滑动薄板的形式以伺服电机控制转动唇罩，使得转动唇罩运动可控，在满足模态转换的同时，通过与可变喉道的配合还可以实现低速通道的流量控制。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。

背景技术

随着超声速/高超声速打击武器的问世，高超声速飞行器技术以成为了各国研究的重点。而高超声速飞行器的核心技术是发动机即高性能的推进技术。对于高超声速飞行器所要求的宽马赫数工作范围，一般形式的航空动机均难以满足要求，所以组合发动机应运而生。其中涡轮基组合循环(Turbine-Base-Combine-Cycle)发动机将航空涡轮将航空涡轮，亚燃/超燃冲压发动机进行组合，实现变循环工作，从而使得发动机在不同工作条件下均有良好的工作特性成为了目前组合动力研究的重点，美国和日本等国均在此投入了大量的人力与物力。

进气道是TBCC发动机的核心部件之一，制约着整个推进系统的运行方式与工作性能。TBCC进气道的主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气,以满足飞行器高超声速飞行的需要。进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性已经被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。

目前，TBCC进气道可根据发动机排布方式分为串联式与并联式两大类，对于串联式布局而言，该布局采用航空涡轮与冲压发动机前后排列,具有发动机基线尺寸小、重量轻等优点,但在高马赫数飞行时，受气动热效应影响，该结构难以保护涡轮发动机,并且涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失,导致高马赫数状态下性能欠佳,因此该布局方式对于工作马赫数有一定限制。对于并联式布局而言，涡轮与冲压气路相互独立，这种布局可以适应更宽广的马赫数范围，具有较大的发展潜力，是当今组合动力领域的主要研究方向。

但对于并联式TBCC进气道而言，其设计方法与实现形式仍存在问题。首先，在不同飞行条件下，如何使进气道具有良好的工作性能，这对于进气道的气动设计和结构设计不小的考验；其次，如何进行可靠的进行模态转换，使得流量与压力平稳过渡；如何合理运用流动控制手段，保证进气道非设计工况下的性能；如何保证低速通道的气动性能，与流量匹配，这些同样是TBCC进气道面临的关键性问题。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种矩形双通道外并联TBCC进气道。能够拓宽进气道工作马赫数范围，并且解决低速通道起动性能不佳的问题。

为达到上述目的，本发明矩形双通道外并联TBCC进气道可采用如下技术方案：

一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，包括自前向后延伸的高速通道、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道、一级压缩面、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板、铰接在通道隔板前端并向前延伸的转动唇罩；高速通道的外壁面为高速通道唇罩，低速通道的内壁面包括铰接于一级压缩面后端的可动收缩段、铰接与可动收缩段后端并向后延伸的可动喉道段、连接于可动喉道段后端的可动扩压段；所述可动收缩段内部及可动喉道段内部均设有泄流腔。