[发明专利]具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法

说明书

本发明公开了一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法，该进气道是在保持原始进气道其他基本构型参数和几何特征不变的基础上，对其唇口前端构造出锯齿形切口，其中，切口沿唇口绕回转轴等间距环形阵列分布。在该锯齿状唇口作用下，低来流马赫数时，进气道易于实现自起动；高来流马赫数时，可以利用锯齿形切口将多余流量溢出，有效改善超额定状态下前体激波入射至唇口内所引起的流动分离现象。该设计方案可以有效地降低进气道自起动马赫数，提高总压恢复系数，拓宽进气道工作马赫数范围。本发明结构简单，未引入活动机构，易于实现。

技术领域

本发明涉及吸气式超声速/高超声速飞行器设计领域，具体涉及一种超声速轴对称进气道。

背景技术

超声速/高超声速飞行器在大气层内飞行，主要采用冲压发动机作为动力，进气道作为冲压发动机的一个重要部件，担负着为发动机从大气中引入足够流量空气的任务，而且还起着将低压超声速来流进行预压缩，减速增压使进入燃烧室的空气流动速度与火焰传播速度相适应的作用。其性能和所提供的流场品质，对发动机及整个飞行器的性能具有重要的影响。因此，进气道的设计对冲压发动机的性能提升十分关键。

轴对称进气道是冲压发动机的一种典型构型，具有结构简单、迎风面利用率高、易于制造、便于携带和发射等优点，现有的轴对称进气道的唇口一般采用单元平唇口，被广泛应用于导弹武器和飞机上。超声速/高超声速飞行器要求进气道在宽广的飞行高度和工作马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的总压恢复系数和流量系数、较低的阻力系数、抗反压能力以及良好的出口流场品质，现有的普通单元平唇口进气道在较低的飞行马赫数下会出现起动困难问题，导致内部出现大面积的流动分离现象从而引起发动机推力不足甚至熄火；另一方面，在高马赫数下由于前体激波入射至唇口内侧，易造成唇罩附近的边界层发生流动分离，导致进气道总压恢复系数降低，严重时甚至会破坏整个进气道的流场。为拓宽进气道工作马赫数范围，提高进气道工作性能，目前许多学者对进气道唇口采用变几何方案改进，如对唇口进行伸缩和转动等方案设计。然而变几何设计方案会在一定程度上增加进气道加工工艺的复杂性以及发动机的重量和复杂程度，同时引起结构连接、密封、冷却、控制等问题，可靠性较差。

发明内容

发明目的：本发明提供了一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道，能够降低进气道的自起动马赫数，提高进气道总压恢复系数，改善流场品质，拓宽进气道的工作范围。

技术方案：为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案。

一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道，包括轴对称的进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩，该唇罩与进气道主体同轴且同样为轴对称设置，所述进气道主体与进气道唇罩之间为进气道内通道唇罩的前缘为锯齿状唇口；所述锯齿状唇口包括若干锯齿状切口，所述切口于唇口上沿唇缘等间距连续阵列分布。

有益效果：本发明通过在设计完成的原始进气道其他基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口前端进行形成周向排列的若干锯齿状切口，在该唇口作用下，低来流马赫数时，进气道易于实现自起动；高来流马赫数时，可以利用锯齿状切口将多余流量溢出，能够有效改善超额定状态下前体激波入射至唇口内所引起的流动分离现象。该设计方案可以通过唇口部位增加的溢流，使进气道在减速扩压过程中的激波强度降低，从而有效地提高总压恢复系数，减少总压损失。

进一步的，所述锯齿状切口与其两侧相同距离的唇缘共同组成一个模块，整周分布16个模块，每个模块占据22.5°。

进一步的，该进气道是具有三级压缩锥面的轴对称结构，唇口上的锯齿切口绕回转轴等间距均布排列。

本发明同时提供了该超声速轴对称进气道的设计方法，包括以下方案：