采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及的一种内乘波型祸轮基组合动力(Turbine Based Combined Cycles，TBCC)进气道及二元曲面变几何设计方法，属于高速进气道技术领域。
【背景技术】
[0002]随着吸气式飞行器的快速发展，高超声速飞行器已成为未来飞行器的主要战略发展方向，其飞行范围十分宽广，飞行马赫数从亚声速、跨声速、超声速一直扩展到高超声速。由于不同类型的发动机在不同飞行范围内有各自的优势，因此世界上许多国家曾经开展研宄，试图将不同的发动机在各自的优势段进行整合，形成组合循环推进系统，使飞行器能够在整个工作范围内性能达到最优。目前研宄较多有RBCC (火箭基组合循环)和TBCC (涡轮基组合循环)两种。TBCC是能兼顾高速和低速飞行需要的吸气式推进动力，具有飞行包线宽广、单位推力大、比冲高、发射和着陆地点灵活、可水平起降、可重复使用、成本低、可靠性以及耐久性高等优点。在巡航导弹、高空高速轰炸机和侦察机、空天飞机等方面都具有很大的应用前景，TBCC组合动力日益受到业内学者们的重视和关注。
[0003]根据TBCC发动机的布局方式，可分为串联式和并联式两类。串联式TBCC涡轮发动机和冲压发动机采用前/后排列结构，其进气道和喷管实际都是单流路设计，优点结构紧凑，但需要对发动机本身做较多的改造。而并联式TBCC涡轮发动机和冲压发动机采用上/下排列结构，需要对发动机本身技术改造较小，所使用的发动机技术均较为成熟，但是需要采用双流路的进气道和喷管，技术难度更多体现在进排气系统方面。
[0004]TBCC作为一种复杂度相当高的新型吸气式推进系统，与之相配套的进气道技术也远比一般超声速进气道要复杂。TBCC组合动力，无论是使用涡轮发动机工作模态、还是使用冲压发动机模态，其进气系统大多工作在较高速度下，因此对推进效能的影响比常规速度下的进气系统更大。如马赫数从1.8增加到4.5时，进气道转换的来流动能与发动机燃油加入能量的比值从0.1增加到0.7。因而改进进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。
[0005]已有大多数并联式TBCC进气道采用常规二元式进气道，而二元式进气道在设计(巡航)马赫数下，进气道性能参数(流量系数、增压比、出口马赫数、温升比、总压回复系数等)较为一般。近些年，三维内收缩式进气道作为一种具有独特优势的高速进气道近年来备受关注，当前先进高速飞行器/动力方案都开始采用三维内收缩进气道。国外学者对此类进气道都开展了广泛的研宄，发展了多种三维内收缩式进气道，比如:BUSemann进气道、NASA Langley的REST进气道、Jaws进气道等。在国内，南京航空航天大学的黄国平、梁德旺、尤延铖等于2004年首次提出了一类命名为内乘波式进气道的新型三维内收缩式进气道，该进气道进气道具有设计状态基本无溢流，三维压缩能力强，压缩效率高等优点。
[0006]纵观以上各种类型进气道，虽然它们都具有一些独特的设计优势及特点，但是仍然存在一些设计缺陷和性能不足。以典型的REST进气道为例，由于其仅仅实现的是型面上的光滑过渡而非气动上的光滑过渡，导致其在设计状态下仍然不能实现全流量捕获，流量系数只有95%。而在高超声速推进系统中，5%的流量损失对应了至少5%的推力损失。以直接流线追踪为技术特点的内乘波式进气道虽然证实可以100%的流量捕获，但是现有的内乘波式进气道主要是针对高速定几何形式，无法满足宽广的工作马赫数范围。为了实现内乘波式进气道在TBCC组合动力上的应用，亟需开展内乘波进气道关于变几何形式的研宄。
【发明内容】
[0007]本发明提出的是一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道及其二元曲面变几何设计方法，其目的旨在最大工作马赫数下，喉道高度最小，此时进气道具有内乘波式进气道的特点，即口部三维入射激波封口，基本无溢流，具有流量系数高，阻力小等优点。采用吻切轴对称流理论设计内乘波进气道，使得各个吻切面的流场特征与基本流场保持一致。当偏离最大设计马赫数时，随着马赫数的减小，入射激波角增大，进气道通过V型溢流窗自动溢流，通过调节主压缩面，重新合理的布置进气道内部波系以及放大喉道，增大喉道的流通能力。随着马赫数进一步减小，喉道放大至最大位置，进一步增大喉道通流能力。
[0008]本发明的技术解决方案:一种可实现内乘波压缩的内乘波式涡轮基组合动力进气道，其结构包括进气道内乘波压缩段(I)、喉道段(2)、扩张分流段(3)、冲压通道(4)和涡轮通道(5)；
其内流通道的二元曲面变几何设计方法，包括
①在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段(I)的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段(2)后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段(3)和冲压通道(4)继续减速，为冲压发动机提供所需气流；
②在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段(I)中的可调内乘波压缩段(7)偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段(2)以适应低马赫数来流；
③喉道后的扩张分流段(3)，将根据动力系统的需要在过渡马赫数Mtk为2~3时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道(5)为涡轮发动机提供减速增压的气流。
[0009]本发明的优点:在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段和冲压通道继续减速，为冲压发动机提供所需气流；在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段中的可调内乘波压缩段偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段以适应低马赫数来流；喉道后的扩张分流段，将根据动力系统的需要在过渡马赫数时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道为涡轮发动机提供减速增压的气流。本发明进气道具有外阻小、流量系数高、气流品质好等优势，且其仅用两个调节参数就可控制可调压缩型面的变形和分流板的偏转，变形简便可靠，对作动伺服装置的要求较易实现。
【附图说明】
[0010]附图1是基于内乘波概念的TBCC进气道三维变几何结构图。
[0011]附图2是内乘波式压缩的TBCC进气道变几何结构示意图。
[0012]附图3是ICFC基本流场示意图。
[0013]附图4是直接流线追踪内乘波式进气道进出口形状示意图。
[0014]附图5是改进的直接流线追踪内乘波式进气道进出口形状示意图。
[0015]附图6是可调内乘波压缩段7和可调扩张段11所采用的铰链结构示意图。
[0016]图中的I是表示基于内乘波概念的变几何进气道的压缩段、2是表示喉道段、3是表示扩张分流段、4是表示冲压通道、5是表示涡轮通道、6是表示定几何三维内乘波压缩段、7是表示可调内乘波压缩段、8是表示可调内乘波压缩段的变几何压缩面、9是表示可调扩张段、10是表示无尖角分流段、11是表示靠机体侧的可动上壁、12是表示驱动可动上壁的是伺服动作筒、13是表示分流板、14是表示内乘波式定几何型面、15是表示分流截面、16是表示高超声速来流、17是表示ICFC流场中ICFA轴对称内收缩回转壁面、18是表示ICFC流场中Busemann轴对称内收缩回转壁面、19是表示ICFA入射直线激波、20是表示Busemann入射激波、21是表示ICFC流场反射激波、22是表示基本流场回转中心线、23是表示内乘波式进气道的矩形进口轮廓、24是表示流线追踪得到出口矩形轮廓、25是表示基本流场回转中心、26是表示进口上离散的点、27是表示各个吻切面、28是表示初始入射圆弧激波、29是表示改进的直接流线追踪的内乘波式进气道的流场中心点、30是表示进口轮廓线、31是表示出口轮廓线、32是表示理想的激波形状，33表示的是中间拼接