[发明专利]一种外压式超声速进气道

说明书

本发明提出了一种外压式超声速进气道，该进气道外压缩面上设置若干泄流缝，并在自然压差的作用下，通过与泄流缝连通的独立集气腔以及限流喉道将低能流和过度捕获的气流排出，以在不明显增加结构复杂性且不明显损害进气道正常工作时的气动性能的前提下，大幅提高了外压式进气道的亚临界稳定裕度，并使进气道免受大喘的威胁。

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计领域，尤其是一种外压式超声速进气道。

背景技术

外压式超声速进气道是高速飞行器的重要气动部件之一，其位于吸气式推进系统的最前端，肩负着流量捕获与调节、来流动能转化与利用、出口流速大小与均匀性调节、上下游扰动隔离等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有着直接影响。

由于超声速气流的减速增压过程需要依靠激波等压缩波系来实现，而进气道在吸入上游机体边界层的同时其内部也有边界层不断发展，故激波/边界层干扰现象在超声速进气道中不可避免。

强激波/边界层干扰现象极易使进气道进入不起动状态，而不起动是外压式超声速进气道的非正常工作状态，其极易演化为破坏力极强的喘振现象。当进气道处于不起动状态时，其总压恢复系数和流量系数显著下降，并往往伴随着剧烈的波系运动和壁面压强振荡，这不仅使得发动机的推力特性严重恶化，其伴随的周期性力载荷和热载荷还可能导致发动机的结构破坏，并使得飞行器变得更加难以控制。为此，外压式超声速进气道的不起动状态，尤其是喘振现象，具有相当大的危害，在理论上应该尽量避免。

为了尽可能地消除外压式超声速进气道喘振(尤其是大喘)的威胁，对进气道采取有效的防护措施是非常必要的。对此，一个可能的途径是通过削弱结尾激波与压缩面边界层的干扰强度来推迟或规避初始扰动的形成。为了达到这样的效果，通常的作法是在进气道中引入边界层控制手段。不过，当进气道流道遭遇严重堵塞时，单纯依靠边界层控制并不能阻止喘振发生。这是因为进出口流量的严重失衡局面并未因边界层流动的改善而得到缓解，而它的存在会引发持续的流量积蓄，继而产生的下游高压终会导致流动的失稳。

现有的喘振控制手段对流场监控装置和几何调节机构依赖程度高，尚缺少一种结构代价小且能实时响应的超声速进气道喘振抑制措施。

发明内容

发明目的：为了克服外压式超声速进气道的亚临界喘振问题，本发明提供一种基于外压缩面分布式泄流的气动式自适应喘振抑制方法。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用以下技术方案。

一种外压式超声速进气道，包括进气道主体、位于进气道主体外侧的进气道唇罩，所述进气道主体及进气道唇罩之间形成进气道内通道；所述进气道主体具有外压缩面；所述外压缩面上具有若干平行排列的泄流缝；进气道主体的内部设有位于独立集气腔及自独立集气腔向与外压缩面相反方向延伸且与贯穿进气道主体的限流喉道，该限流喉道将独立集气腔与进气道主体外部连通；所述泄流缝与独立集气腔连通。

进一步的，所述独立集气腔设有若干个并且在进气道主体内朝进气道内通道方向由远及近的依次排列，每个独立集气腔均与对应的若干泄流缝连通。

进一步的，所述外压缩面上开设泄流缝共15个，独立集气腔设有3个，每5个泄流缝对应连通一个限流喉道。

进一步的，泄流缝的中轴线、独立集气腔的中轴线及限流喉道的中轴线与外压缩面的夹角均为90°。

进一步的，所述靠近进气道内通道的最后一条泄流缝位于封口正激波之前。

进一步的，所述限流喉道的流通面积小于所述独立集气腔对应的若干泄流缝的总流通面积。

有益效果：本发明在进气道外压缩面开设多个常开分布式泄流缝，在不明显增加结构复杂性且不明显损害进气道正常工作时的气动性能的前提下，大幅提高了外压式进气道的亚临界稳定裕度，并使进气道免受大喘的威胁。

本发明技术方案的原理如下：