[发明专利]新型超/高超声速进气道边界层分离消除方法

说明书

针对超声速进气道中存在激波与边界层相互作用从而引起边界层分离，对发动机性能产生影响这一技术问题，本发明提供了新型超/高超声速进气道边界层分离消除方法，通过在进气道唇口处的入射激波路径上增设隔离入射到唇口内的激波与进气道上壁面边界层的隔板，使得入射到进气道唇口内的激波能够作用于隔板上以使得入射到唇口内的激波与进气道上壁面边界层隔离，使入射激波不能与边界层相互作用，从而实现减小甚至消除进气道上壁面边界层分离。该方法能有效减小甚至消除边界层分离且相对边界层吸出方法不存在流量损失，其结构简单易实现，效果好。

技术领域

本发明涉及发动机进气道流动控制技术，尤其涉及超/高超声速进气道消除边界层分离的方法。

背景技术

超声速进气道是超声速推进系统的关键部件之一，其设计形式和工作特性直接影响了推进系统的整体性能。传统超声速进气道构型主要包括轴对称进气道、二维进气道和侧压式进气道，分别如图1、2、3所示。

进气道和隔离段流场的一个重要特征是存在激波-边界层相互作用，进而造成边界层分离。对高超声速进气道来说，边界层分离是一个非常不理想的现象，对进气道整体性能影响很大，例如增大了局部热载荷和声学载荷，增加了进气道的流动损失，甚至可能造成进气道不启动，造成发动机停车甚至破坏发动机结构等严重后果，因此研究减小甚至消除高超声速进气道边界层分离的方法对提高进气道性能有着重要意义。

传统的边界层分离消除方法主要有边界层抽吸、吹除、表面施加涡流发生器等，图4为一小孔抽吸结构图。目前，国外超声速飞行器进气道及民用飞机进气道几乎都已采用边界层吸除技术。高超声速进气道边界层的高温特性以及流量损失制约了抽吸技术的发展，另外抽吸会有流量损失，影响发动机推力性能。边界层吹除技术设备的重量、体积以及产生高压气体做功的代价是吹除技术的关键。近年来，针对超燃冲压发动机大尺寸进气道边界层分离发展了磁流体局部控制技术(MHD)、热激励技术等，与传统边界层分离控制方法相比，MHD技术具有结构简单、控制灵活以及激励频带宽等优势。仿真和试验结果均表明，MHD和热激励技术均能起到减小边界层分离的效果，但是MHD技术和热激励技术都需要电磁激励器、离子发生器等设备，且需要消耗大量的能源，对发动机整体性能是不利的。

发明内容

针对超声速进气道中存在激波与边界层相互作用从而引起边界层分离，对发动机性能产生影响这一技术问题，本发明提出新型超/高超声速进气道边界层分离消除方法。通过在进气道唇口激波路径上安装一块隔板，隔离激波与边界层，使激波不能与边界层相互作用，从而起到消除边界层分离的作用。

新型超/高超声速进气道边界层分离消除方法，通过在进气道唇口处的入射激波路径上增设隔离入射到唇口内的激波与进气道上壁面边界层的隔板，使得入射到进气道唇口内的激波能够作用于隔板上以使得入射到唇口内的激波与进气道上壁面边界层隔离，即减小甚至完全避免入射到唇口内的激波与进气道上壁面边界层相互作用，实现减小甚至消除进气道上壁面边界层分离。其中：进气道包括相对设置的上壁面和下壁面，下壁面的前段点即为进气道唇口。隔板设置在上壁面和下壁面之间，隔板的左右两侧边分别固定在其对应的进气道左右两侧的内侧壁上。

本发明所述上壁面包括上壁面前段和上壁面后段，上壁面前段向前延伸形成多个依次连接且具有不同倾斜角度的前体压缩面，依进气道其来流方向依次设为第一前体压缩面、第二前体压缩面……直至最后一个前体压缩面；最后一个前体压缩面后连接的上壁面后段是水平设置的，倾斜设置的最后一个前体压缩面与上壁面后段之间的转接位置为肩点，肩点处呈一夹角过渡或者呈圆弧过渡；

所述下壁面包括下壁面前段和下壁面后段，下壁面前段的前端点即为进气道唇口，下壁面前段倾斜设置且与上壁面上的最后一个前体压缩面相对，上壁面后段为与下壁面后段平行相对设置；