内并联式高超声速双通道进气道的设计方法与流程

本发明涉及飞行器的高超声速进气道，尤其是涉及内并联式高超声速双通道进气道的设计方法。

背景技术：

自飞行器问世以来，人们始终追求其能拥有更高的性能和更快的速度，从早先的亚声速飞行，到跨声速、超声速，再到如今的高超声速飞行([1]张华军,郭荣伟,谢旅荣.内并联型TBCC进气道方案设计及验证[J].航空动力学报,2012,27(11):2475-2483)，人们对于动力装置的要求越来越高。对于单一模态的进气道而言，很难满足高超声速飞行器所要求的从亚声速到高超声速的飞行马赫数范围。为此，人们开始对组合循环发动机展开了一系列研究，其包含的两种工作模态，既可以解决低马赫数下的起动问题，又能为高超声速飞行提供足够的动力。

涡轮基组合循环(TBCC)发动机作为组合循环发动机的代表技术之一，具有涡轮模态和冲压模态两种运行方式，亚声速和超声速阶段为涡轮模态，而高超声速阶段为冲压模态。涡轮基组合循环发动机布局方式可分为共轴型布局和并联型布局，并联型布局可分为外并联型和内并联型([2]张华军,郭荣伟,李博.TBCC进气道研究现状及其关键技术[J].空气动力学学报,2010,28(05):613-620)。外并联式TBCC发动机的涡轮发动机和冲压发动机采用相互独立的两个进气道，这种布局方式虽然可以降低进气道结构设计的难度，但会增大迎风面积，产生较大的外部阻力，减小飞行器内部的可用容积。内并联式TBCC发动机的涡轮发动机和冲压发动机共用一个进气道，气流通过喉道之后流向冲压通道和涡轮通道，分别供给冲压发动机和涡轮发动机，并通过分流板来调节两个进气道的流量分配以及模态的转换，结构紧凑，迎风面积小，内部可用容积率大。

TBCC发动机兼并了两种发动机的优点，使飞行器可以在马赫数范围跨度很大的情况下，仍能够达到很好的效果。同时，由于具有重复使用，飞行成本低等特点，从而成为水平起降高超声速飞行器发动机的最佳选择。但是，由于TBCC发动机的进气道较之其他单一模态的发动机，结构更为复杂，变几何部件多，且两种模态之间的结合和转换控制尤为困难，故20世纪60年代至今，对该类进气道的研究并不多，因此对TBCC发动机冲压与涡轮模态之间的转换有很大的研究价值。

技术实现要素：

本发明的目的旨在提供其结构上仅使用一种变几何装置，变形简单可靠，对动作伺服装置的要求较易实现的内并联式高超声速双通道进气道的设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计进气道的外压段，具体方法如下：

根据冲压通道的进出口面积要求，计算获得冲压通道的进出口高度及总收缩比。进气道的外压段采用等熵方法设计，为减小外压段的长度，等熵压缩段的前端有一初始楔角，其角度为5°，在冲压通道的设计马赫数下，根据初始楔角可确定第一道斜激波的角度，与进口高度结合，确定进气道唇罩点的位置；再依据唇罩点的位置及冲压通道的出口高度，获得水平段；

2)设计冲压通道的内压段，具体方法如下：

斜激波在唇罩点处产生反射激波，反射激波与水平段的交点即为分流点，为减少能量损失，在分流点处进行光顺处理，其中横截面积最小的部分称为冲压通道的喉道；

3)设计冲压通道的隔离段，具体方法如下：

冲压通道的隔离段采用等截面设计，故将冲压通道的喉道向后延伸即可获得冲压通道的隔离段。

4)分流方案设计：分流板的设计将直接影响进气道在模态转换(马赫1.8至马赫3)过程中的气动性能，其轴点位置、旋转角度及转换过程的设计方法如下：

(1)设计分流板轴点位置，具体方法如下：

根据涡轮通道出口的面积、位置的要求和等熵压缩规律，可计算获得涡轮通道扩张段的进口面积，由涡轮通道进口面积可确定分流板下转到极限位置时，分流板的末端距分流点的距离，为避免涡轮通道内压段过度膨胀，造成不必要的能量损失，应使分流板处于极限位置时尽量保持水平，向前延伸与进气道外压段的下壁面相交，其交点即为分流板轴点位置；

(2)设计分流板旋转角度，具体方法如下：

确定分流板轴点及旋转极限位置之后，分流板即可绕轴点在初始位置和极限位置之间旋转，初始位置和极限位置之间的夹角即为旋转角度；

(3)设计分流板旋转方式，具体方法如下：

为保证进气道工作模态转换状态时，气流能够均匀稳定的流向冲压通道和涡轮通道，分流板的运动方式采用匀速转动；

5)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的低速涡轮通道，具体步骤如下：

(1)设计进气道的外压段，采用内并联式双通道进气道，涡轮通道与冲压通道共用一个外压段；

(2)设计涡轮通道内压段，分流板下摆后与冲压通道隔离段的上壁面组成涡轮通道内压段；

(3)设计涡轮通道扩张段，为保证涡轮通道扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线，设置其端点处的约束条件为与涡轮通道扩张段进出口相切，连接涡轮通道扩张段的进出口，构成涡轮通道扩张段的型线，再使用面积均匀过渡的方式，获得涡轮通道扩张段。

本发明设计的一种二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道，其结构包括进气道的高速冲压通道、低速涡轮通道和分流板。冲压通道由进气道的外压段、冲压通道的内压段、分流板和冲压通道的隔离段构成，采用等熵方法生成型面。涡轮通道由进气道的外压段、涡轮通道的内压段、分流板和涡轮通道扩张段组成，使用等熵压缩规律及面积均匀过渡的方式生成型面。

本发明的优点：二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道的设计方法，兼顾了冲压模态和涡轮模态的优点。在设计分流板轴点时，将分流板置于靠近进气道进口处，进气道在涡轮模态工作时，冲压通道打开，起到一定泄流作用，而当冲压通道工作时，涡轮通道可以关闭，解决了内并联式涡轮基组合循环动力进气道不起动的弊端。本发明具有结构简单、出口马赫数低、流量系数高、总压恢复高等优点。

附图说明

图1是本发明的冲压通道设计原理图。

图2是本发明的分流段设计原理图。

图3是本发明的涡轮通道设计原理图。

图4是本发明的几何结构示意图。

在图1～4中，各标记为：1表示进气道的冲压通道、2表示进气道的涡轮通道、3表示进气道的外压段、4表示冲压通道的内压段、5表示冲压通道的等熵压缩段、6表示初始楔角、7表示高马赫数的自由来流、8表示冲压通道第一道斜激波、9表示唇罩点、10表示冲压通道于唇罩点处的反射激波、11表示水平段、12表示分流点、13表示冲压通道的隔离段、14表示分流板、15表示分流板轴点位置、16表示分流板旋转角度、17表示分流板运动的极限位置、18表示涡轮通道的内压段、19表示进气道外压段的下壁面、20表示分流板的初始位置、21表示涡轮通道扩张段、22表示低马赫数的自由来流、23表示涡轮通道第一道斜激波、24表示涡轮通道扩张段型线、25表示冲压通道的喉道、26表示冲压通道隔离段的上壁面、27表示涡轮通道于唇罩点处的反射激波。

具体实施方式

参见图1～4，一种二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道设计方法，其主要步骤包括：

一、设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3到马赫数Ma＝6之间的高速冲压通道1，主要分为一下几点：

1、设计进气道的外压段3。根据冲压通道1的进出口面积要求，计算获得冲压通道1的进出口高度及总收缩比。进气道的外压段3采用等熵方法设计，为减小外压段3的长度，等熵压缩段5的前端有一初始楔角6，其角度为5°。在冲压通道1的设计马赫数下，根据初始楔角6可确定第一道斜激波8的角度，与进口高度结合，确定进气道唇罩点9的位置。再依据唇罩点9的位置及冲压通道1的出口高度，可获得水平段11。

2、设计冲压通道的内压段4。斜激波8在唇罩点9处产生反射激波10，反射激波10与水平段11的交点即为分流点12，为减少能量损失，在分流点12处进行光顺处理，其中横截面积最小的部分称为冲压通道的喉道25。

3、设计冲压通道的隔离段13。本发明的冲压通道的隔离段13采用等截面设计，故将冲压通道的喉道25向后延伸即可获得冲压通道的隔离段13。

二、分流方案设计，分流板14的设计将直接影响进气道在模态转换(马赫1.8至马赫3)过程中的气动性能，其轴点位置15，旋转角度16及转换过程的设计方法如下：

1、设计分流板轴点位置15。根据涡轮通道2出口的面积、位置的要求和等熵压缩规律，可计算获得涡轮通道扩张段21的进口面积。由涡轮通道进口面积可确定分流板下转到极限位置17时，分流板14的末端距分流点12的距离。为避免涡轮通道内压段18过度膨胀，造成不必要的能量损失，应使分流板14处于极限位置17时尽量保持水平，向前延伸与进气道外压段3的下壁面19相交，其交点即为分流板轴点位置15。

2、设计分流板旋转角度16。确定分流板轴点15及旋转极限位置17之后。分流板即可绕轴点15在初始位置20和极限位置17之间旋转，初始位置20和极限位置17之间的夹角即为旋转角度16。

3、设计分流板旋转方式。为保证进气道工作模态转换状态时，气流能够均匀稳定的流向冲压通道1和涡轮通道2，分流板14的运动方式采用匀速转动。

三、设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0到马赫Ma＝1.8之间的低速涡轮通道2，分为以下几点：

1、设计进气道的外压段3。本发明采用内并联式双通道进气道，故涡轮通道2与冲压通道1共用一个外压段3。

2、设计涡轮通道内压段18。分流板14下摆后与冲压通道隔离段13的上壁面26组成涡轮通道内压段18。

3、设计涡轮通道扩张段21。为保证涡轮通道扩张段21型面的光滑过渡，使用三次曲线，设置其端点处的约束条件为与涡轮通道扩张段进出口相切，连接涡轮通道扩张段21的进出口，构成涡轮通道扩张段21的型线24，再使用面积均匀过渡的方式，获得涡轮通道扩张段21。

以下给出具体实施例

参考内并联式高超声速双通道进气道的设计方法，本例给定来流马赫数Ma＝6，设计如图4所示的工作马赫数范围为0～6，过渡马赫数Ma＝1.8的二元涡轮基组合循环动力进气道。所述进气道由高速冲压通道1、低速涡轮通道2和分流板14构成。该进气道在设计条件下，进气道口部三维激波贴口，基本实现全流量捕获。