[发明专利]一种磁控脉冲放电高超声速进气道辅助启动流动控制方法

说明书

本发明公开的一种磁控脉冲放电高超声速进气道辅助启动流动控制方法，具体为：步骤1，首先通过数值模拟找到该高超声速进气道在加速启动过程中大规模分离区的稳定自持位置；步骤2，找到了大规模分离区的稳定自持位置以后，在进气道上壁面安置好永磁体和成对的放电电极，安置位置要满足使得永磁体与成对的放电电极电弧放电生成的等离子体在磁场的洛伦兹力作用下形成的回流区产生的分离激波入射到大规模分离区的迎风面从下到上1/3到2/3的位置处；当分离激波入射到大规模分离区的迎风面时，进气道进入启动状态。本方法解决了现有辅助启动控制技术中存在的变几何结构复杂、抽吸和放气流量损失大、加速提高来流马赫数困难的问题。

技术领域

本发明属于高超声速进气道启动和等离子体流动控制技术领域，具体涉及一种磁控脉冲放电高超声速进气道辅助启动流动控制方法。

背景技术

超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的理想动力装置，具有巨大的军事应用价值和前景。它利用自身独特的高超声速进气道对来流进行压缩。而高超声速进气道只有在启动状态，才能正常为燃烧室提供稳定、足量、增压比和总压恢复系数都达到设计要求的压缩气流，超燃冲压发动机才能按照设计要求正常工作。处于启动状态意味着高超声速进气道内部建立了正常的激波/压缩波系，形成了超声速通流，进气道内的流动状态不再影响进气道的流量捕获能力，进气道处于稳定工作状态。相反，不启动状态的内部流场并未形成超声速通流，激波/压缩波系也极不稳定，这是一种严重偏离设计的工作状态，因此，在进行进气道设计时必须首先考虑的是启动性能，难以正常启动的进气道，其他性能都无从谈起。因此，高超声速进气道的启动问题，目前是高超声速进气道研究领域的重点和难点。

研究表明，无论进气道的构型如何，处于不启动状态的共同特征，是内收缩段入口附近会出现大规模的流动分离。这种大规模流动分离区的存在，一方面在内收缩段入口通过分离激波使流动提前转向，形成大量分离溢流，造成进气道捕获流量下降；另一方面严重影响了内收缩段内的流场结构，形成了大范围的亚声速流动，使内收缩段内的静压维持在较高的水平。

对于进气道启动而言，普遍认为来流马赫数和内收缩比是两个最主要的影响因素，且存在两个重要临界自启动的收缩比，即等熵压缩极限和Kantrowitz限制。式(1.1)给出了等熵压缩极限关系式，其中A_i为收缩管道的入口面积，A_*为喉部面积，Ma_∞为入口来流马赫数，比热容比指的是定压比热Cp与定容比热Cv之比，通常用符号γ表示，即γ＝Cp/Cv，是描述气体热力学性质的一个重要参数，γ是理想气体的比热容比，γ＝1.4。它表示收缩管道喉部出现壅塞这一临界状态马赫数与收缩比的关系，它的物理意义是在某一马赫数下进气道喉部不发生壅塞能达到的最大收缩比，同时也是在某一收缩比下进气道喉部不发生壅塞必须达到的最小马赫数。式(1.2)给出了Kantrowitz极限关系式，它表示进气道入口存在一道正激波这一临界启动状态马赫数与收缩比的关系，它的物理意义是在某一马赫数下入口正激波一定能被吞入的最大收缩比，同时也是在某一收缩比下入口正激波一定能被吞入的最小马赫数。

启动高超声速进气道，一般都围绕这两个因素展开，一是通过增加来流马赫数，二是通过各种手段减小实际内收缩比。具体的方法有通过火箭加速高超声速飞行器使之获得使进气道启动的初速度，以及变几何、抽吸、放气等。其中通过加速辅助启动不仅受到母机和火箭的作用能力和时间限制，而且将迟滞吸气式超燃冲压发动机的启动时间，降低其工作效率；抽吸和放气将带来一定的流量损失；变几何需要设计复杂的壁面作动机构，增加额外的结构重量。需要特别指出的是，在真实粘性流动条件下，进气道处于低马赫数不启动状态时入口附近都存在大规模流动分离区，在某些特定构型的进气道中，大规模流动分离区随着来流马赫数的增加不断变大，并一直稳定存在，这些构型的进气道通过加速是无法启动的。综上所述，上述的每一种辅助启动控制方法，都存在较大的缺陷和局限性。

发明内容