[发明专利]具有泄流气缝的二元超声速进气道

说明书

本发明公开了一种具有泄流气缝的二元超声速进气道，包括外壁面、内壁面、自内壁面向前延伸的前体压缩面、对称设置的两个侧壁面；所述外壁面、内壁面和两个侧壁面之间形成内通道以及自内通道向后延伸的扩张段，其特征在于，所述两个侧壁面均对称设置有一个或多个泄流气缝，所述泄流气缝贯穿侧壁面。该二元进气道通过在侧壁面上开设泄流气缝，利用进气道内外的压差，将侧壁面处部分边界层低能量流甚至分离包排出进气道侧壁面外，使得进气道流场在侧壁面处的边界层变薄，减小侧壁面边界层对压缩面流场的影响。有效提高了进气道的总压恢复系数和流量系数，提高进气道的性能。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种具有泄流气缝的二元超声速进气道。

背景技术

进气道为发动机燃烧室提供低速高压的气体，将高速气流的动能转换为压力势能。超声速进气道作为冲压发动机的三大部件之一，其性能的好坏直接影响发动机的性能和正常工作范围。判断超声速进气道的性能好坏主要对总压恢复系数，流量系数等性能参数进行评价。

气流在壁面的流动过程中，由于气体粘性的作用，在壁面上存在边界层的发展。超声速进气道的气流流动中存在激波边界层干扰的问题。激波打在有边界层的壁面时，激波给边界层施加一个强逆压力梯度，使边界层加厚，甚至有可能导致边界层分离，而且分离包的产生会使流通面积减小，导致进气道总压恢复系数、流量系数下降。有研究表明，进气道的流动损失减少1个百分点，发动机的推力就会增加1.5个百分点。因此，减缓激波边界层干扰问题成为超声速/高超声速流动的研究重点之一。

对于二元超声速进气道，大多数的研究主要集中在激波对上内壁面的边界层干扰影响，因为上内壁面处激波是直接打在壁面上，且存在激波的反射，对进气道的性能有明显影响。而由于二元进气道侧壁与来流方向平行，一般不会产生激波，所以研究人员对二元进气道的侧壁的影响研究较少，但实际工作工程中侧壁面与气流之间的作用也会有边界层发展，同时受到压缩面激波前后逆压力梯度的影响，侧壁面的边界层发展也很迅速，直接影响到靠近侧壁面附近的压缩面流场，导致进气道总压恢复系数和流量系数的下降。

发明内容

发明目的：为了克服进气道侧壁面的边界层发展，减小边界层干扰，本发明提供一种具有泄流气缝的二元超声速进气道，以提高进气道的总压恢复系数和流量系数。

技术方案：一种具有泄流气缝的二元超声速进气道，包括外壁面、内壁面、自内壁面向前延伸的前体压缩面、对称设置的两个侧壁面；所述外壁面、内壁面和两个侧壁面之间形成内通道以及自内通道向后延伸的扩张段，所述两个侧壁面均对称设置有一个或多个泄流气缝，所述泄流气缝贯穿侧壁面。

有益效果：本发明通过在进气道的侧壁面开设泄流气缝，利用进气道内外的压差，将侧壁面处部分边界层低能量流甚至分离包排出进气道侧壁面外，使得进气道流场在侧壁面处的边界层变薄，减小侧壁面边界层对压缩面流场的影响。而对比现有在其他壁面开缝的技术，在侧壁面开设泄流气缝能够在不牺牲流量而且流量有一定提高的情况下，有效提高了进气道的总压恢复系数，提高进气道的性能。

进一步的，所述侧壁面包括位于侧壁面前沿的前缘棱边，所述前缘棱边一端连接所述外壁面的最前端，前缘棱边另一端与所述前体压缩面的最前端相连，而为了使泄流气缝设置的位置能够将侧壁面的边界层更好的排出，所述泄流气缝自侧壁面与前体压缩面相接处在侧壁面上延伸。

所述前体压缩面包括依次向后延伸排布的至少两个压缩楔面，相邻的压缩楔面的连接处形成转辙；每个转辙对应设置一个所述泄流气缝，所述的每个泄流气缝的延伸方向平行或重叠于与该泄流气缝对应的转辙处所产生的理论激波的方向。

附图说明

图1是本发明具有泄流气缝的二元超声速进气道的剖面结构示意图；

图2是本发明的验证实验一中在侧壁面的任意位置开设泄流气缝的二元超声速进气道的剖面结构示意图；