[发明专利]一种侧板开口的超/高超声速进气道

说明书

本发明公开了一种侧板开口的超/高超声速进气道，包括第一级外压缩面、第二级外压缩面、位于外压缩段的开口侧板、进气道内通道、进气道内通道上下壁面、进气道基座、泄流腔。本发明的工作原理是：常规二元超/高超声速进气道在工作时，外压缩段侧板上往往会存在强烈的后掠激波边界层干扰现象，这种现象会恶化进气道流场品质、降低进气道气动性能，本发明通过在外压侧板上切除一个开口区域，一方面可以降低了内通道中的低能流比例，另一方面抑制了外压缩段强后掠激波/边界层干扰的出现，杜绝了流向漩涡的产生，从而极大改善了流场品质，提高了进气道的总压恢复系数及抗反压能力。

技术领域

本发明属于飞行器进气道技术领域。

背景技术

冲压发动机主要由超声速进气道、燃烧室、尾喷管三大核心部件组成，进气道作为冲压发动机的关键部件之一，其性能直接影响着推进系统乃至整个飞行器的综合性能。

超/高超声速进气道在工作时，由于气体粘性的作用，进气道壁面会存在边界层，激波与边界层的相互干扰是进气道流场中常见的现象，这种激波/边界层干扰不仅会恶化流场品质而且还会影响到其总压损失及抗反压能力，严重时甚至引起喘振，造成发动机熄火。因此，抑制甚至消除这种激波/边界层干扰所带来的负面效果，对于提高进气道性能、实现高超声速高效飞行具有重大意义。

根据目前已公开文献，大多数工作主要研究超/高超声速进气道中的入射激波/边界层干扰的机理及控制手段，而对二元超/高超声速进气道中广泛存在的后掠激波边界层干扰现象则研究较少。在二元超/高超声速进气道中，由于侧板边界层的进入使得进气道内流道中低能流比例增大，此外，外压缩段会存在严重的后掠激波/边界层干扰现象，并产生流向涡，加剧了低能流在角区的堆积，这不但严重影响到气流的均匀程度，更是削弱了边界层的抵抗反压能力。针对该问题，目前可看到的做法是取消外压缩段的隔板，同时为了避免两侧膨胀流动对进气道流量捕获及内通道入口流动参数形成干扰，将外压缩段沿两侧等直延伸。这种方法虽然可以显著改善侧板边界层带来的负面影响，但也存在不少弊端。首先，虽然取消外压缩段隔板的同时也对外压缩段进行拓宽，但仍会存在流量损失较为严重的问题；其次，在实际工程中，拓宽外压缩段不但会占据宝贵的飞行器空间，而且其所带来的额外重量及外阻还会削弱整个推进装置的推重比，这对于超/高超声速飞行而言，应是尽量避免的。

因此，探索一种新的流场控制方法来抑制二元超/高超声速进气道中外压缩段的后掠激波边界层干扰现象对于提升冲压发动机推进系统的气动性能有重大意义。

发明内容

发明目的：本发明提供一种侧板开口的超/高超声速进气道，目的是为了抑制二元超/高超声速进气道中外压缩段的后掠激波边界层干扰、提高推进装置的气动性能。

技术方案：本发明可采用以下技术方案：

一种侧板开口的超/高超声速进气道，包括内通道内表面、位于内通道内表面外侧的唇罩、位于内通道内表面外侧并连接内通道内表面外缘与唇罩外缘的内通道侧板；所述内通道内表面、唇罩与内通道侧板围成进气道的内通道；所述内通道内表面前端连接有两级压缩面，其中第二级压缩面连接在第一级压缩面与内通道内表面之间；

还包括连接于两级压缩面外侧缘的外侧板，该外侧板与内通道侧板连接，且该外侧板上还设有将外侧板内外侧连通的开口；该开口自外侧板与两级压缩面连接处倾斜向唇罩方向延伸直至贯穿外侧板。

进一步的，内通道内表面下方设有若干泄流腔，且内通道内表面上开设有与泄流腔连通的泄流气缝。

进一步的，开口区域前缘与低马赫数下第二道外压斜激波的夹角为θ₄，外压缩段开口侧板的开口区域后缘与设计马赫数下的第二道外压斜激波的夹角为θ₃；θ₃和θ₄的取值范围满足：2°≤θ₃≤8°，2°≤θ₄≤8°。

本发明还可以采用以下技术方案：