[发明专利]一种定几何二元高超声速进气道及设计方法

说明书

本发明提出了定几何二元高超声速进气道。它在高超声速进气道唇罩入口附近设置一块呈“拱桥”形状、水平放置的隔板。本发明的工作原理是：对于捕获的来流而言，二元高超声速进气道喉道显得过小，其自起动性能往往较差，在进气道唇罩入口附近引入隔板，利用隔板的分割作用，将进气道原内收缩段划分为三个子内收缩段，原内收缩段的压缩量由三个子内收缩段分担。每个子内收缩段的内收缩比都比原内收缩段大幅降低，所以该构型可显著降低二元高超声速进气道的自起动马赫数。本发明几何形状固定、结构简单、易于实现，能够大幅提高二元高超声速进气道的自起动性能。

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计领域，是一种定几何二元高超声速进气道。

本发明还提供了定几何二元高超声速进气道的设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的核心推进系统，在高超声速巡航导弹和高超声速飞机等飞行器上具有广泛的应用前景。高超声速进气道作为超燃冲压发动机的关键气动部件之一，其性能的优劣对于超燃冲压发动机乃至整个飞行器的高效稳定工作都至关重要。为了尽可能的减小飞行器的飞行阻力，飞行器总体通常要求高超声速进气道采用低外阻设计。然而，采用低外阻设计的进气道需要增加内压缩量来弥补外压缩量的不足，导致进气道的内收缩比增加。内收缩比定义为进气道唇罩入口截面面积与喉道截面面积之比。内收缩比对高超声速进气道的自起动性能具有决定性作用。对于捕获的来流而言，倘若进气道内收缩比过大，则喉道容易发生壅塞，导致进气道无法在飞行包线内最低工作马赫数顺利实现自起动。高超声速进气道一旦陷入不起动状态，唇罩入口附近存在大范围的气流分离，导致进气道流量捕获能力和压缩效率大幅降低，严重影响超燃冲压发动机的推进效率，甚至会导致其无法顺利点火，引起整个飞行任务失败。

为了降低大内收缩比二元高超声速进气道的自起动马赫数——即提高其自起动性能，以拓宽进气道的高效稳定工作范围，前人大多采用变几何的方法设计进气道。目前采取的变几何进气道方案主要分为以下几类：转动式、平动式、可调斜板等。日本的ATREX轴对称进气道，通过前后移动中心锥来保持低的喉道马赫数，并且通过转动楔面来调节激波系，提高进气道性能。法国的F.Falempin和俄罗斯的M.Goldfeld等对伸缩唇口式变几何进气道的起动过程进行了研究。变几何进气道通过机械方式改变型面参数及喉道截面积，进而对口部波系及收缩比进行调节，故能有效拓宽进气道的工作马赫数范围并保证进气道在关键状态下接近最佳性能工作。但其缺点也很突出：重量增加，结构复杂，可靠性下降，且封严、热防护问题较为突出。

因此，为了拓宽高超声速进气道工作范围并确保进气道的压缩效率，在不增加唇罩外阻的前提下，探索一种有效降低自起动马赫数的大内收缩比、定几何二元高超声速进气道的设计方法显得十分必要。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种定几何二元高超声速进气道，目的是提高二元高超声速进气道自起动性能。

本发明的目的是还提供一种上述二元高超声速进气道的设计方法。

本发明提供的定几何二元高超声速进气道可采用以下技术方案：

一种定几何二元高超声速进气道，包括进气道主体、位于进气道主体外侧的进气道唇罩，所述进气道主体及进气道唇罩之间形成进气道内通道；所述进气道主体具有远离进气道内通道的第一级压缩面及靠近进气道内通道的第二级压缩面，所述第一级压缩面及第二级压缩面相接且相接处具有钝角的夹角；所述进气道内通道入口处设有隔板，该隔板横向位于进气道唇罩及进气道主体之间；所述隔板与进气道唇罩之间形成上子内收缩段、隔板与进气道主体之间形成下子内收缩段；所述进气道唇罩、进气道主体及隔板的后侧形成后子内收缩段。

相对于现有的技术，本发明一种定几何二元高超声速进气道的在有效降低高超声速进气道唇罩外部阻力的同时能够显著提高二元高超声速进气道自起动性能。同时，该进气道构型结构简单，易于实现。

本发明提供的上述二元高超声速进气道的设计方法可采用以下技术方案：