[发明专利]一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法

说明书

本发明涉及一种高超声速飞行器的进气道唇口设计方法，属于高超声速进气道应用技术领域。本发明的进气道设置在飞行器的发动机上，进气道的前端为锯齿状唇口，锯齿状唇口包括若干片唇页，唇页的侧壁首位相接形成封闭的锯齿状唇口，以锯齿状唇口的中心为回转轴线，唇页以回转轴线为阵列轴阵列排布。本发明没有引入活动机构，避免增加系统的重量和复杂程度，免除带来联接、密封、冷却、控制等问题，加工制作工艺简单，能够改善轴对称进气道的启动性能的同时，还不会影响其压缩性能、减少捕获来流，保证进气道的工作效率，提高其启动性能。

技术领域

本发明属于高超声速进气道应用技术领域，具体涉及一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是目前国防发展的前沿领域，作为一种能够实现快速打击的武器装备，其作战指令响应迅速，战场生存强，破坏力极大，因此，研究和发展高超声速飞行器具有巨大的军事、经济价值，从而能巩固和增强国家的国防实力和综合国力。高超声速飞行器在大气层内飞行，通常采用超燃冲压发动机作为动力，高超声速进气道作为超燃冲压发动机重要部件之一，其主要作用是捕获来流并对气流进行减速增压，以保证燃烧室的组织顺利燃烧，轴对称进气道是其中的典型构型，现有的轴对称进气道的唇口一般采用单元平唇口，被大量应用于导弹武器和飞机中。

当飞行马赫数较低时，高超声速进气道会遇到启动困难的问题，当马赫数过小导致进气道为不启动状态时，其内部大规模的流动分离会使发动机推力不足甚至熄火，因此需要尽量降低进气道的启动马赫数，来提高进气道可靠工作的裕度。

目前改善进气道启动问题的方法主要有三种：

第一，构型优化设计；

构型优化设计是在给定的进气道设计约束下，通过改变设计输入变量迭代计算出某种优化标准下的最佳优化构型，这种构型优化设计方法往往需要对进气道进行重新设计，因此其工作量大，难度也较大，且大多数的改进方法是牺牲了进气道的压缩性能来改善启动性能。

第二，变几何设计技术；

变几何技术主要是通过改变进气道一些部件的角度和位置，实现进气道内收缩比的变化，以便于辅助进气道起动。常用的变几何手段主要有旋转唇口与平移唇口两种方式。旋转唇口的方式运用Kantrowiz公式得到不同马赫数状态下的唇口角，可实现进气道的宽马赫数范围工作。平移唇口的方式通过在马赫数工作下限时将唇口前移完成启动，在马赫数工作上限时唇口后退，使激波封口，同样拓宽了进气道的工作范围，运用变几何技术都需要引入活动机构，不可避免地增加系统的重量、复杂程度，带来联接、密封、冷却、控制等问题，并且使得系统的可靠性降低，对飞行器总体设计产生不利影响。

第三，流动控制技术；

流动控制技术采用减小进气道内分离规模的思想提高启动性能，按照是否有前馈、反馈可分为主动流动控制技术与被动流动控制技术。常用的流动控制技术有附面层抽吸、Bump构型、涡流发生器等。附面层抽吸通过对分离区进行抽吸，将附面层内的低能流排出进气道，从而减小分离区范围、降低附面层的高度。Bump构型是指在进气道前用一个会产生横向压力梯度的鼓包代替原来的隔道，使进气道入口之前的边界层低能流自动向两侧排移，从而达到减小边界层的目的。涡流发生器是以某一安装角垂直地安装在进气道表面上的小展弦比小机翼，它产生高能量的翼尖涡与下游的低能量边界层流动混合后，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在进气道前体表面而不致分离，这种流动控制技术带来进气道加工的复杂，且抽吸装置与控制回路同样增加了系统的重量与复杂程度。被动流动控制技术会带来进气道总压损失大、气流畸变严重的缺点。

发明内容

本发明针对现有高超声速进气道应用技术领域中存在的不足，提出一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法，在不影响进气道压缩性能的前提下，降低飞行器的启动马赫数，提高进气道的启动性能。