自适应连通逆向回流槽进气道设计方法
【专利摘要】自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，涉及高超声速进气道。包括以下步骤：步骤一：获取初始高超声速进气道；步骤二：确定分离包位置；步骤三：布置自适应连通逆向回流槽首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为进气道设计提供了新思路。
【专利说明】
自适应连通逆向回流槽进气道设计方法
技术领域
[0001]本发明涉及高超声速进气道，尤其是涉及一种自适应连通逆向回流槽进气道设计方法。
【背景技术】
[0002]高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分，主要为超燃冲压发动机提供高压低速的均匀来流，其性能优劣直接影响发动机的推力特性。在高空飞行过程中，马赫数降低、飞行攻角变化或燃烧室压力扰动等因素会导致高超声速进气道流量捕获能力、总压恢复、压缩效率都不同程度降低，使得进气道进入不起动状态(刘红.高超声速进气道自起动规律研究[D].中国科学院大学，2013.)。而在实际应用中，高超声速进气道的不起动状态往往难以避免的，因此产生了以下两类提高进气道自起动性能的方法:
[0003]第一类是变几何方法，即通过改变进气道几何收缩比来匹配不同来流马赫数，通常用于超声速进气道，如转动唇罩(二元进气道)、平移唇罩(侧压式进气道)、平移中心体(轴对称进气道)。该类方法可以降低进气道起动马赫数，但是附加的复杂结构使其难以应用于高超声速进气道。
[0004]第二类是定几何方法，一般采用附面层抽吸。通过顺向开槽，将低马赫数下的附面层排出进气道，实现进气道起动。但是当马赫数较高时，入口高速气流也会从槽中排出，加剧流量损失。对此，采用逆向泄流槽的抽吸概念，在进气道不起动时，泄流槽由于压差作用开启，将低能气流排出进气道；当进气道起动后，因为开槽方向与气流流向相反，损失的流量较少(潘成剑，李怡庆，安平，等.逆向泄流槽在三维内乘波式进气道中的应用[J].燃气涡轮试验与研究，2013(6):40-45.)。
[0005]自适应连通逆向回流槽在逆向泄流槽的基础上构建回流通道，根据不同攻角下分离包的位置来布置逆向泄流槽，使其具备自适应攻角变化的能力。该设计方法能拓宽进气道工作范围且结构简单，对高超声速进气道的设计以及应用有参考价值。
【发明内容】
[0006]本发明的目的在于提供一种自适应连通逆向回流槽进气道设计方法。
[0007]本发明包括以下步骤:
[0008]步骤一:获取初始高超声速进气道；
[0009]在步骤一中，所述获取初始高超声速进气道的具体方法可为:
[0010]I)首先设计二元进气道的基本构型;所述二元进气道的基本构型包括尖劈、弯曲激波压缩型线等熵段、弯曲激波压缩型线直线段、入射弯曲激波和进气道唇口；所述入射弯曲激波是由尖劈产生的斜激波与弯曲激波压缩型线等熵段产生的马赫波系交汇所致，且最后与唇口相切；
[0011]2)在获得二元进气道的基本构型后，根据进气道设计流量、马赫数、流量系数和飞行高度，求得进口面积，再由进口面积与基准流场进口高度计算得到二元进气道的宽度，最后拉伸得到初始高超声速进气道。
[0012]步骤二:确定分离包位置；
[0013]在步骤二中，所述确定分离包位置的方法可为:借助CFD软件，根据设计的马赫数和高度等已知条件，计算步骤一生成的初始高超声速进气道在零攻角状态和最大正攻角状态下的分离包位置。
[0014]步骤三:布置自适应连通逆向回流槽；
[0015]在步骤三中，所述布置自适应连通逆向回流槽的方法可为:通过步骤二获得的分离包，可以确定分离包前缘点产生诱导激波的位置，选取奇数个等间距的泄流槽，并将位于中间的泄流槽与零攻角状态的分离包前缘点重合，将最右边的泄流槽与最大正攻角状态下的分离包前缘点重合，使得泄流槽沿最大攻角状态下分离包前缘点与其关于零攻角状态下分离包前缘点的对称点均匀分布。
[0016]所述自适应连通逆向回流槽的回流通道与高压区泄流槽、低压区泄流槽等宽，泄流槽长度为宽度的4倍。分离激波后的高压区气流，从位于高压区的泄流槽进入回流通道，再从两旁低压区的泄流槽流出，从而实现减小分离区的目的。
[0017]本发明首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。
[0018]本发明的主要原理如下:
[0019]在零攻角状态下，自适应连通逆向回流槽的中心为高压区，两侧为低压区。在压差的作用下，分离包由中间向两边的逆向泄流槽排放。随着来流攻角增大，分离包的位置逐渐前移，此时最大正攻角侧的逆向泄流槽变成高压区，同样在压差的作用下，将分离包排至低压区。本发明实现对攻角变化的自适应，为新型进气道设计提供了新的思路。
[0020]本发明首先按照弯曲激波理论设计出二元高超声速进气道的模型，根据给定设计攻角范围，然后采用CR)分别对来流零攻角和最大正攻角条件下的高超声速进气道进行数值计算，分析获得进气道分离包的具体位置。并以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在零攻角状态下，自适应连通逆向回流槽的中心为高压区，由于压差的作用，分离包由中间向两边的逆向泄流槽排放。随着来流攻角增大，分离包会不断外移，此时最大正攻角侧的逆向泄流槽变成高压区，同样在压差的作用下，将分离包排至低压区。本发明在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为新型进气道设计提供了新的思路。
[0021 ]本发明的主要优点如下:
[0022]自适应连通逆向回流槽进气道设计方法在逆向泄流槽的基础上，将各逆向泄流槽连通，在分离包的高压区及低压区之间构建回流通道，利用高低压区的压差将附面层回流至低压区，达到减小分离包的目的。自适应连通逆向回流槽的进气道在不起动状态下，由于分离包的存在，自动开启回流。而当进气道起动之后，并不存在分离，因为逆向泄流槽的开槽方向与流向相反，回流几乎停滞。整个回流过程遵循流量守恒，没有流量损失，并不需要增加流量捕获。此外，由于考虑到攻角变化对进气道起动马赫数的影响，以零攻角状态下计算得到的分离包前缘点为中点布置自适应连通逆向回流槽，进一步拓宽了进气道的工作范围。
【附图说明】
[0023]图1是二元进气道基本构型图；
[0024]图2是未设置自适应连通逆向回流槽的三维进气道示意图；
[0025]图3是设置自适应连通逆向回流槽的进气道半剖图；
[0026]图4是设置自适应连通逆向回流槽的进气道示意图；
[0027]图5是自适应连通逆向回流槽零攻角状态图；
[0028]图6是自适应连通逆向回流槽最大正攻角状态图。
[0029]图中各标记为:I表示高超声速气流方向，2表示入射弯曲激波，3表示未设置自适应连通逆向回流槽的二元进气道分离包诱导产生的前缘分离激波，4表示未设置自适应连通逆向回流槽的二元进气道分离包，5表示二元进气道唇口，6表示二元进气道弯曲激波压缩型线等熵段，7表示二元进气道弯曲激波压缩型线直线段，8表示尖劈，9表示自适应连通逆向回流槽，10表示二元进气道弯曲激波压缩型面等熵段，11表示二元进气道弯曲激波压缩型面直线段，12表示回流通道，13表示位于高压区的泄流槽，14表示位于低压区的泄流槽。
【具体实施方式】
[0030]以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。
[0031 ]自适应连通逆向回流槽的进气道设计方法，涉及新型高超声速进气道，属于高超声速飞行器的技术领域。本发明外压段选择弯曲激波压缩面，高速气流经过压缩面前缘会形成一道较弱的斜激波，斜激波与外压段等熵面所形成的马赫波系相交，激波角逐渐增大，最后发展成凹型弯曲激波，而且越往后激波强度越大。该型面可以实现对压缩面的压升规律控制。此方法相较多楔压缩面具有更高的总压恢复，相较等熵压缩面具有更短的长度，是一种折衷的二元进气道设计方法。在获得二元进气道后，根据所需流量设计出进气道三维构型，然后通过CFD计算获得分离包位置，最后设置自适应连通逆向回流槽。
[0032]步骤一:获取初始高超声速进气道。本发明首先设计二元进气道所需基本构型，基本构型包括尖劈8、弯曲激波压缩型线等熵段6、弯曲激波压缩型线直线段7、入射弯曲激波2以及进气道唇口 5。其中入射弯曲激波2是由尖劈8产生的弯曲激波压缩型线等熵段6产生的马赫波系交汇所致，且最后与唇口 5相切。
[0033]在获得二元进气道的基本构型后，根据进气道设计流量、设计马赫数、流量系数以及设计飞行高度求得进口面积。由进口面积与基准流场进口高度计算得到二元进气道的宽度。最后拉伸得到初始的高超声速进气道，详见图2。
[0034]步骤二:确定分离包的位置。从图1可以看出，进气道在低于起动马赫数下工作时，由于激波/边界层干扰，会在喉道前方形成分离包4。所产生的分离包4前缘诱导生成分离激波3，该分离激波3上游的超声速来流I受激波3干扰发生偏转，从唇口 5上方流出，导致进气道实际捕获流量下降，不能满足发动机的需求，最终不能起动。借助CFD软件，根据设计马赫数、设计高度等已知条件，计算步骤一生成的初始高超声速进气道在零攻角状态(见图5)和最大正攻角状态(见图6)下的分离包位置。
[0035]步骤三:布置自适应连通逆向回流槽。通过步骤二获得的分离包4，可以确定分离包前缘点产生诱导激波3的位置。选取奇数个等间距的泄流槽，并将位于中间的泄流槽与零攻角状态的分离包前缘点重合，将最右边的泄流槽与最大正攻角状态下的分离包前缘点重合，使得泄流槽沿最大攻角状态下分离包前缘点与其关于零攻角状态下分离包前缘点的对称点均匀分布(参见图3?6)。本发明所设计的自适应连通逆向回流槽，其回流通道12与高压区泄流槽13、低压区泄流槽14等宽，泄流槽长度为宽度的4倍。从图5可以看出，分离激波3后的高压区气流，从位于高压区的泄流槽13进入回流通道12，再从两旁低压区的泄流槽14流出，从而实现减小分离区的目的。
[0036]以下给出具体实施例:
[0037]选取基于弯曲激波理论设计出的二元进气道为研究对象，假设进气道随飞行器零攻角飞行，飞行马赫数为3，飞行高度13.5km。通过CR)数值计算研究分析，发现未设置自适应连通逆向回流槽的进气道在进气道入口处附近出现了分离包，进气道不能起动。在此基础上，采用自适应连通逆向回流槽(参见图5)，所用泄流槽共5个，与水平方向夹角为45°，其尺寸均为16mmX4mm。零攻角与最大正攻角状态下的分离包前缘点间距为100mm，泄流槽共5个，因此将两槽间距设为50mm。所用回流通道宽为4臟，两端分别用半径20mm、10mm的圆弧倒角过渡。第三个泄流槽的中点与之前CFD计算得到的分离包前缘基本重合。同理，对带有自适应连通逆向回流槽的二元进气道进行CR)数值计算，结果表明二元进气道在该马赫数下能够起动，且在最大正攻角下分离包也能被消除。
【主权项】
1.自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，其特征在于包括以下步骤: 步骤一:获取初始高超声速进气道； 步骤二:确定分离包位置； 步骤三:布置自适应连通逆向回流槽。2.如权利要求1所述自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，其特征在于在步骤一中，所述获取初始高超声速进气道的具体方法为: 1)首先设计二元进气道的基本构型；所述二元进气道的基本构型包括尖劈、弯曲激波压缩型线等熵段、弯曲激波压缩型线直线段、入射弯曲激波和进气道唇口；所述入射弯曲激波是由尖劈产生的斜激波与弯曲激波压缩型线等熵段产生的马赫波系交汇所致，最后与唇口相切； 2)在获得二元进气道的基本构型后，根据进气道设计流量、马赫数、流量系数和飞行高度，求得进口面积，再由进口面积与基准流场进口高度计算得到二元进气道的宽度，最后拉伸得到初始高超声速进气道。3.如权利要求1所述自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，其特征在在步骤二中，所述确定分离包位置的方法为:借助CFD软件，根据马赫数和高度，计算步骤一生成的初始高超声速进气道在零攻角状态和最大正攻角状态下的分离包位置。4.如权利要求1所述自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，其特征在在步骤三中，所述布置自适应连通逆向回流槽的方法为:通过步骤二获得的分离包，确定分离包前缘点产生诱导激波的位置，选取奇数个等间距的泄流槽，并将位于中间的泄流槽与零攻角状态的分离包前缘点重合，将最右边的泄流槽与最大正攻角状态下的分离包前缘点重合，使得泄流槽沿最大攻角状态下分离包前缘点与其关于零攻角状态下分离包前缘点的对称点均匀分布O5.如权利要求4所述自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，其特征在所述自适应连通逆向回流槽的回流通道与高压区泄流槽、低压区泄流槽等宽，泄流槽长度为宽度的4倍，分离激波后的高压区气流，从位于高压区的泄流槽进入回流通道，再从两旁低压区的泄流槽流出，从而实现减小分离区的目的。
【文档编号】F02C7/04GK106021831SQ201610591855
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年7月26日
【发明人】王李璨, 李怡庆, 施崇广, 周驯黄, 尤延铖
【申请人】厦门大学