高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道的制作方法

本发明属于高超声速飞行器进气道设计领域，涉及一种采用变几何措施改善高超声速进气道起动性能的进气道构型，具体地说，是指一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道。

背景技术：

吸气式高超声速飞行器，特别是宽马赫数飞行范围的吸气式高超声速飞行器，要想实现稳定的飞行，其超燃冲压发动机必须具备足够的可靠性。而进气道能否起动将直接决定发动机能否正常、持续地工作。历史上由于进气道起动失败而导致高超声速飞行器试飞失败的例子有很多：上世纪九十年代末nasa和俄罗斯ciam的联合项目正是由于进气道不起动导致了整个飞行试验的失败。美国的x-51a飞行器在飞行试验中也多次出现了进气道不起动的问题。在其2010年5月26日的首飞过程中，发动机点火一段时间后进气道出现了不起动问题。在另一次试飞中，飞行器达到ma＝5后进气道成功起动，但尝试转换燃料时进气道仍出现了不起动现象，导致第二次飞行试验依旧以失败告终。由此观之，高超声速进气道的起动问题是吸气式高超声速飞行器发展道路上一个极为关键的问题。

起动的进气道不会出现大的分离区，唇口一般没有溢流，斜激波系结构清晰，出口流场均匀，拥有可以保障发动机正常工作的流量系数和总压恢复系数，进气道如图1所示，其中1为进气道上壁面，2为唇口，3为唇罩前半部分，4为唇罩后半部分，5为进气道上壁面肩点。不起动的进气道如图2所示，在内收缩段通常存在较大的分离区6，本应附在唇口2处的斜激波被分离区诱导的分离激波或喉道处的高压推出唇口外，产生大量的溢流，激波后气流进入进气道内收缩段后无法顺利通过喉道。通过对内压缩段分离区产生的原因进行分析，人们发现其与下唇口激波在上壁面的入射位置有关。不起动的进气道，下唇口激波往往入射在进气道上壁面肩点5之前，在上壁面产生了严重的激波-边界层干扰，局部出现较大的逆压梯度。而壁面边界层内的低能量流体在高逆压梯度的作用下容易产生回流，于是分离区6形成。分离区6的形成进一步破坏了内压缩段的面积收缩比，流动出现壅塞，进气道处于无法起动的状态。

迄今为止，解决该问题一种主要的手段是采用变几何进气道。变几何进气道是一种利用特定机械装置或电磁、流体方式调整进气道在低马赫数飞行速度下的工作状态，以降低保证飞行器进气道起动马赫数的进气道布局形式。传统的变几何方式主要有移动中心锥、伸缩/转动唇口等方式。其主要原理为调整进气道中心锥、唇口前缘的位置、或调整唇口的倾斜角度。但这些方式仍存在着许多问题。移动中心锥变几何方式移动质量较大，不仅对机械结构强度具有很高的要求，而且需要消耗较多能量。伸缩唇口式在工作原理上与移动中心锥相似，移动质量较小，但是其运动结构可能会破坏下壁面的表面平整，所以目前很少采用这种变几何方式。转动唇口式虽然可以实现对激波在上壁面入射位置的调整，但其不仅需要转动很大的角度才能达到较好的效果，对下唇口激波入射角度的调整精度也不高，可控性差；而且其无法避免下壁面的激波-边界层干扰问题。

因此，需要探索研究更可靠、更实用，能够有效改善或避免上述问题的高超声速变几何进气道。

技术实现要素：

本发明从气动设计角度出发，参考边界层流动控制原理，提出了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，该进气道唇罩前半部分可以进行以唇口为中心向外开缝的定轴转动，溢流放气，减小上壁面分离区，提高进气道在低马赫数下的起动能力。

具体的，所述的进气道，在距离唇口距离l的唇罩上开缝，将唇罩分别两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。θ的取值范围为0-30°。

所述的距离l满足，在唇罩后半部分诱导产生的激波不与唇口激波相交。在低于设计马赫数的飞行条件下，随着来流马赫数的降低，旋转开缝角度θ应当逐渐增大。

本发明提供的一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道的优点在于：

(1)本发明的进气道能够抑制上壁面分离区的产生、延缓分离区的发展，有效提升进气道的起动性能。

(2)开缝的溢流放气作用能有效防止进气道内压过高产生拥堵，同时避免了下壁面的激波-边界层干扰问题。

(3)开缝后的进气道可以在保持与正常起动进气道相当质量流量的前提下获得比正常起动更高的总压恢复系数。

(4)进气道的部分面积收缩比因为唇罩前段的转动产生变化，降低了壅塞产生的可能。

(5)比起需要偏转很大角度的转唇口进气道，本发明的进气道只需将唇罩前半部分向下偏转1-2°即可产生很好的效果，机械结构的行程更小，降低了设计及制造难度。

(6)向外转动的方式对下唇口激波入射角度的调整精度高，可操作性好。

(7)相对移动中心锥式变几何进气道而言，本发明的进气道的可动部分质量轻，机械结构重量也较轻，实际使用不需要很大的驱动力。

附图说明

图1为现有技术中巡航马赫数状态下的进气道工作状态示意图。

图2为现有技术中低来流马赫数的传统进气道工作状态示意图。

图3为低来流马赫数的鳃式进气道工作状态示意图。

图4为来流马赫数5条件下传统进气道压力云图及流线走向效果图。

图5为来流马赫数5条件下鳃式进气道压力云图及流线走向效果图。

图中：

1.进气道上壁面；2.唇口；3.唇罩前半部分；4.唇罩后半部分；

5.进气道上壁面肩点；6.分离区。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明做进一步描述。

本发明提供一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，以下是本发明的技术原理：

通过研究发现，将唇罩前半部分3以唇口2所处位置为转动轴向下旋转进行开缝，可以使唇口激波在进气道上壁面1的入射位置向后移动，如图3所示，其中l为旋转开缝部分即唇口前半部分3的长度，θ为旋转开缝角度。选取适当的旋转开缝角度θ可使唇口激波入射在进气道上壁面肩点5附近实现消波，抑制进气道上壁面分离区6的产生及扩大趋势。开缝后的唇罩具有了溢流放气作用，可以避免进气道内压过高将分离激波推出唇口2以外，也可以消除内压缩段下壁面的激波-边界层干扰问题。同时，开缝后唇罩前半部分3的向外转动产生了提高面积收缩比的效果，变相降低了进气道起动限制马赫数。随着旋转开缝角度的不断增大，进气道上壁面分离区6长度不断减小，分离区6起始位置不断后移，进气道的总压恢复系数不断提高，而质量流量不断降低。质量流量的降低是由于缝宽变大后溢流增加造成的。而总压恢复系数的提高说明开缝造成的唇口激波减弱所引起的总压恢复升高超过了多级斜激波系带来的总压损失。

基于上述的原理，本发明提供一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，在进气道唇罩上开缝，唇口2与开缝之间为唇罩前半部分3，其余部分为唇罩后半部分4。所述的唇罩前半部分3与进气道壁面之间为转动连接方式，转动由飞行器自动控制系统进行控制，转动轴设置在唇口2位置，唇罩前半部分3可以绕转动轴向下旋转θ角度，所述唇罩前半部分3的长度为l。

在低于设计马赫数的飞行状态下，传统进气道如图2所示，已经发生壅塞不能起动。本发明进气道将使唇罩前半部分3向下旋转θ角度进行开缝，其中唇罩前半部分3与唇罩后半部分4分界位置的选择依据是保证唇罩后半部分4诱导产生的激波不与唇口激波相交，而旋转开缝角度θ选择的依据是保证该来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点5位置。在低于设计马赫数的飞行条件下，随着来流马赫数的降低，旋转开缝角度θ应当逐渐增大。

在开缝后，唇口激波在上壁面1的入射位置较未开缝而言向肩点5移动，实现了消波，降低了上壁面分离产生的可能，并产生了溢流放气作用，溢流放气使得下壁面前半部分的边界层得到了消除，避免下壁面后半部分产生激波-边界层干扰。进气道面积收缩比产生变化，起动限制马赫数降低。可以使进气道在低马赫数下转变成或保持原有的起动状态，如图3所示。

实施例1：选取除开缝功能以外完全相同的鳃式和传统进气道，以来流速度为马赫数5为例。该示例进气道唇口与进气道上壁面最前端水平距离为413.6mm，壁面肩点与上壁面最前端水平相距482.4mm时，鳃式进气道向下旋转开缝角度θ为2.6°，旋转轴位于唇口2的位置，开缝位置在距离唇口28.719mm处。图4为传统进气道压力云图及流线走向，图5为本发明的鳃式进气道压力云图及流线走向。可以看出，虽然鳃式进气道上壁面依旧存在分离区，但其尺寸远远小于传统进气道。在此条件下，传统进气道的质量流量仅有2.4859kg/m²；总压恢复系数仅有13.67％。而鳃式进气道的质量流量达到了4.5163kg/m²，是传统进气道的1.8倍；总压恢复系数为66.65％，是传统进气道的4.9倍。相对于不能起动的传统进气道，该鳃式进气道顺利起动。

由技术常识可知，本发明可以通过其他的不脱离其理论实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述实施方案只是举例说明，并不是仅有的。本发明的开缝长度，旋转开缝角度可根据上文设计原则确定，并适用于多种尺寸的高超声速飞行器进气道。