[发明专利]高超声速进气道起动方法及起动装置

说明书

本发明公开一种高超声速进气道起动控制方法及控制装置，该方法包括：根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。该方案利用进气道起动中的迟滞现象，仅通过对唇口型线的改动就可使进气道起动性能有极大提高，同时保证了进气道抗反压性能及发动机整体性能。

技术领域

本发明涉及高超声速发动机技术领域，尤其是一种高超声速进气道起动方法及起动装置。

背景技术

高超声速进气道是高超声速冲压发动机的关键部件，其作用是捕获一定流量的空气，并其进行减速压缩，然后输送给燃烧室组织燃烧。但由于飞行器在飞行中来流马赫数过低或燃烧室工作压力过高等原因可能会导致进气道进入不起动状态，进气道流量捕获能力降低，流动损失增大，从而引起发动机的推力严重下降，导致飞行失败。所以进气道只有工作在起动状态下，才能保证捕获足够的高品质气流，发动机也才能产生足够的推力，因此进气道的起动性能对发动机以及整个飞行器都是至关重要的。如何提高进气道的起动性能，成为进气道设计时应考虑的关键方面。

研究表明来流马赫数和内收缩比是进气道起动中两个最主要的影响因素。而在一定的飞行状态下，来流马赫数是一定的，因此现采用的进气道变几何辅助起动方法主要是减小进气道的内收缩比。如美国X-43A的进气道结构是转动唇口式的，低速飞行时，转动唇口使内收缩比减小，进气道易起动。又如SR-71黑鸟超声速巡航侦察机使用的中心锥可移动的轴对称变几何进气道，法国ONERA等机构采用的伸缩唇口式变几何进气道结构，以及日本预冷却涡喷发动机计划中采用的楔板位置可调的变几何进气道，它们均是通过减小内收缩比提升起动性能。

上述改善起动的变几何方法不仅需要加装复杂的机械结构，增大系统的复杂性和控制的难度，而且会使内收缩比减小，一方面会造成进气道捕获空气的压缩量减少，降低发动机的整体性能，另一方面也会造成进气道的抗反压性能下降。

发明内容

本发明提供一种高超声速进气道起动控制方法及控制装置，用于克服现有技术中用于进气道起动的结构复杂、进气道抗反压性能不佳及发动机整体性能下降等缺陷，从而简化变进气道机械结构、且不影响进气道及发动机的整体性能。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速进气道起动控制方法，包括：

步骤1，根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；

步骤2，在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

步骤3，当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种高超声速进气道起动控制装置，包括处理器，以及与所述处理器连接的存储器，所述存储器存储有高超声速进气道起动程序及唇罩内侧设计型线和唇罩内侧最佳起动型线，所述高超声速进气道起动程序被所述处理器执行时实现上述方法所述的步骤。本发明提供的高超声速进气道起动控制方法及控制装置，在不改变内收缩比的情况下，通过调节唇罩内侧型线使进气道进入起动状态。而后，将进气道唇罩型线重新调整到进气道最佳工作状态所对应的设计型线，利用进气道起动迟滞的原理，使进气道依然保持起动状态，从而兼顾了进气道起动性能、压缩性能以及总压恢复性能；唇罩内侧型线的调节可以通过采用具有变形能力的材料或者具有弹性的材料制备唇罩，进而控制材料的形变实现，机械结构相对简单。

附图说明