[发明专利]一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法

说明书

本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法。包括步骤一、根据进气道起动内收缩比确定唇罩位置；步骤二、确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在放气开孔区域开设相互对应的放气孔；步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一。本申请能够降低高马赫数混压进气道的起动马赫数，改善进气道在低马赫数条件下的起动性能，拓宽进气道的工作下限。

技术领域

本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法。

背景技术

进气道的不起动问题一般分为“硬”不起动和“软”不起动两种。导致进气道“硬”不起动的因素主要源于进气道几何设计问题，为了实现进气道设计点性能高需要内收缩比尽可能大。由Kantrowitz起动限制理论，内收缩比与起动性能成反比，因此为了兼顾起动性能和气动性能，需要采用变几何的方式实现内收缩比变化。国内外已提出的变几何方案，如唇罩平移、唇罩转动、进气道喉道高度调节等，均面临着调节机构复杂，调节载荷大，工程实现性差的问题。导致进气道“软”不起动的因素主要源于内管道的流动问题，即激波附面层干扰导致流动分离问题。主要体现在内管道唇罩激波与压缩壁面的附面层干扰在喉道附近形成大规模流动分离，分离包形成的气动型面使理论上的内流最小流通面积变小，即使得“气动内收缩比”增大，因此进气道发生不起动现象。现有的解决软不起动方法主要靠在压缩壁面开附面层抽吸孔/槽，孔/槽的放气面积不可调，高马赫数巡航状态下将造成较大的放气损失，且高马赫数下放气孔/槽内流速较低，气流温度高，长时间巡航时，将造成严重的放气孔/槽热防护问题。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，包括：

步骤一、根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比，并根据所述进气道起动内收缩比确定唇罩位置；

步骤二、根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在所述喉道内侧板的放气开孔区域以及所述喉道外侧板的放气开孔区域开设相互对应的放气孔；

步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；

步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一。

可选地，步骤一中，所述根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比包括：

根据Kantrowitz起动极限理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A₁/A₂)_Kantrowitz：

根据等熵压缩起动理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A₁/A₂)_Isentropic：

进气道起动内收缩比A₂/A₁：