一种新型高超声速内收缩进气道的制作方法

1.本发明属于进气道技术领域，主要涉及一种三维高超声速内收缩进气道，具备复杂的银杏叶形进口形状和超椭圆出口形状，可以与单发布局的飞行器实现良好气动匹配，并且在高超声速(ma4-8)范围可高效工作，性能良好。


背景技术：

2.近年来以超燃冲压发动机及组合动力为代表的高超声速动力技术获得极大进步。其进气道、燃烧室、喷管、供应、控制等关键技术均已基本突破，随着复合材料、主动冷却、燃料技术的进展，结构热防护的问题也得到了较好的解决。高超声速飞行即将迎来全面发展的新时代。
3.高超声速飞行还存在着与低速飞行不同的问题，一是来流马赫数高，气动阻力极大，高超声速流动往往伴有激波损失、激波附面相互作用带的来的流动分离损失、激波相互作用带来的滑移层损失以及厚厚的附面层带来的摩擦损失等，这此导致飞行阻力相比低速飞行显著提升，因此飞行器与发动机在气动上的一体化设计成为必需，一体化设计可以有效减小气动阻力。二是来流总温极高，发动机前缘热问题非常突出。前缘滞止温度往往可达到2000k以上，这给结构设计带来极大的挑战。
4.另外，高超声速飞行器起步阶段多采用单发布局，特别是针对小规模武器背景，单发布局总体规模小，难度小，成本低。美国开展的高超声速飞行试验x-43及x-51均为单发布局。澳大利亚开展的飞行试验也采用了单发布局。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：为了解决单发布局飞行器遇到的飞行器发动机气动一体化设计问题，提出了一种特殊构型的三维内收缩进气道概念，其特殊的进口形状可以与飞行器前缘实现良好的一体化设计，同时其出口可以与多种构型的发动机流道实现良好匹配。
6.本发明的技术解决方案是：一种新型高超声速内收缩进气道，所述进气道进口左右对称，由上下两段曲线构成，上段曲线为超椭圆形曲线，下段曲线为幂指数曲线；两段曲线的对接处位于两侧，该对接处同时也是与飞行器前缘的对接位置；进气道出口形状与进口不同，为多种构型，以实现与不同构型燃烧室的匹配。
7.优选的，进气道出口采用超椭圆形状，通过调整长短半轴和指数，实现圆形、椭圆形、圆角矩形、矩形等多种构型的出口形状。
8.优选的，针对超椭圆设计，在长短半轴确定的情况下，通过调整指数获得相同截面面积约束下的最小周长形状，以减小进气道壁面面积，最终实现结构质量的减小。
9.优选的，对进气道唇口进行局部切除，减小内收缩比，以拓宽进气道工作范围。
10.优选的，局部切除后的进气道唇口为“v”形唇口，起点与未切除前原唇口前缘线相切，终点对应满足内收缩比要求的截面。
11.优选的，所述内收缩比要小于理论进气道的自起动极限，对理论自起动极限进行修正，修正系数取0.90～0.95。
12.优选的，所述“v”形唇口采用二次曲线设计，前端通过直线平滑过渡形成夹角。
13.优选的，所述的夹角范围8
°
～15
°
。
14.优选的，采用幂函数曲线函数将对应角度的进口形状向后追踪的流线和出口形状向前追踪的流线拟合生成最终的进气道型线；幂函数曲线f(x)＝ax
1/n
，其中指数取质数；a为系数，用于调整变化速率。
15.一种单发布局的飞行器，包括所述的进气道，进气道埋于飞行器机身内部，位于飞行器最前缘，同时进气道前缘线与飞行器前缘融为一体。
16.本发明与现有技术相比的有益效果是：
17.针对单发布局的高超声速飞行器及动力的应用需求，本发明提出了一种特殊构型的进气道，其进口与飞行器一体化设计，进气道位于飞行器的最前缘，可以获得良好的气动性能，同时其进口没有明显尖角，热结构问题不突出。进气道出口采用了超椭圆构型，可适应多种构型的燃烧室。进气道进出口构型均有较大的灵活性，适应性广。
18.传统内收缩进气道多为常规进口形状，如圆形、矩形等。不利于实现与飞行器的良好一体化设计，本发明采用的进口形状，其一半曲线采用乘波前体的设计方法，可以实现与乘波前体的相同设计，在气动上实现良好匹配，以获得良好的空气动力学性能。
19.超椭圆出口形状可以通过调整指数实现多种形状，如圆形、椭圆形、圆角矩形及矩形等，该设计灵活，适应能力强，可以满足目前大部分常规燃烧室的匹配需求。
20.采用“直线+二次曲线”的唇口部分切除方法可以实现进气道唇口的光滑过度，同时具有更优的流量捕获能力。
附图说明
21.图1为本发明银杏叶形高超声速内收缩进气道示意图；
22.图2为进口和出口形状；
23.图3为“v”形唇口；
24.图4为单发头部进气的飞行器构型示意。
具体实施方式
25.下面结合附图和具体实施方式，对本发明进行详细说明。
26.本发明进气道构型类似银杏叶形，位于飞行器最前缘，同时进气道前缘线与飞行器前缘融为一体。进气道进口采用一种复杂的类椭圆设计，具有左右对称性，由上下两段曲线构成，两条曲线的对接处位于两侧，该对接处同时也是与飞行器前缘的对接位置。进气道出口形状与进口不同，可以为类椭圆、圆形、圆角矩形等多种构型，以实现与不同构型燃烧室的良好匹配。
27.本发明给出一优选实施例中进口形状由超椭圆及幂指数曲线构成，其中上半部分为超椭圆形曲线，下半部分为幂指数曲线，二者的表达式为：
28.超椭圆：幂指数曲线：y＝axm+b
29.其中幂指数曲线为乘波前体设计常采用的曲线，将乘波前体的设计方法引入在进气道设计中，从而可以更高效地实现飞行器机体与进气道的一体化设计。
30.本发明给出一优选实施例中进气道出口采用超椭圆形状，通过调整长短半轴和指数可以实不同的形状，如常见的圆形、椭圆形、圆角矩形、甚至矩形，基本可以满足常规发动机的需求。
31.针对超椭圆设计，在长短半轴确定的情况下，可以通过调整指数获得相同截面面积约束下的最小周长形状，以减小进气道壁面面积，最终实现结构质量的减小。
32.本发明给出一优选实施例中，为了进一步拓宽进气道工作范围，采用对唇口进行特殊的局部切除的方法，减小内收缩比。“v”形唇口采用二次曲线+直线的设计，其起点与原唇口前缘线相切，终点对应满足内收缩比要求的截面。所述内收缩比要小于理论进气道的自起动极限，对理论自起动极限进行修正，修正系数取0.90～0.95，如ma4状态自起动极限内收缩比约为1.32，对于本文中的进气道则应取为1.19～1.25。采用曲线切除线可以有效减小唇口切除部分的大小，减小唇口溢流，有利于保留进气道的高流量系数性能。本发明优选的采用幂函数曲线函数将对应角度的进口形状向后追踪的流线和出口形状向前追踪的流线拟合生成最终的进气道型线；幂函数曲线f(x)＝ax
1/n
，其中指数取3、5或7等质数。a为系数，用于调整变化速率。
33.实施例1
34.高超声速进气道由压缩面部分和隔离段构成，见图1。压缩面可分为上下两个部分，分别为顶板压缩面1和唇口压缩面2，后面连接等直或微扩隔离段3。进气道的进口和出口如图2所示。进口由超椭圆曲线4，“v”形唇口5和幂指数曲线6构成。出口为一个完整的超椭圆曲线。“v”形唇口(图3)采用“直线+二次曲线”设计，其起点与原唇口前缘线相切，终点对应满足内收缩比要求的截面，夹角在8
°
～15
°
范围。图3中7为二次曲线切除线，8为被切除唇口部分。
35.实施例2
36.对于单发布局的飞行器，银杏叶形进气道宜采用头部进气布局，进气道顶板前缘线与飞行器前缘一体化设计，如图4所示。可实现飞行器机体表面的光滑过渡，进气道埋于飞行器机身内部，保留了机身的主要外形。进气道位于飞行器最前端，内外流耦合弱，发动机工作条件最优。
37.本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。