[发明专利]一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法

说明书

本发明公开了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据；S3：在所述侧壁上开设调压孔；S4：设计整流罩的机动机构。本发明可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响。

技术领域

本发明涉及一种冲压发动机整流罩的设计方法，具体地说是一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法。

背景技术

目前，进气道是喷气动力装置的一个重要部件，其功能是利用迎面来流的速度冲压，有效地将动能转化为位能，提高气流的压力，并为这类发动机提供所需的空气流量；另外，冲压发动机不能零速度工作，必须靠助推器升空后进入巡航阶段飞行。在助推阶段，飞行速度也是很高的，这时候如果进气道打开，进入燃烧室的气流产生气动加热，会对内部结构造成影响。所以，进气道还起到封堵作用，该工作的时候打开，不该工作的时候关闭。进气道堵盖开闭是实现冲压发动机工况转换的关键步骤。

火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机工作过程主要包括三个阶段：助推加速阶段，转级阶段，巡航阶段。在助推加速阶段，主要是固体火箭发动机工作工况，巡航阶段主要是冲压发动机工作工况。转级阶段是两者之间的工况，而实现工况转级的主要部件就是进气道。在助推加速阶段需要进气道关闭，进入巡航阶段，则需要进气道打开。为了实现进气道开闭，目前通常采用火工品爆炸的方法，会产生堵盖破片对进气道结构产生附加影响。

发明内容

根据上述提出的技术问题，提供了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法。本发明采用的技术手段如下：

一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：

S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；

S2：在所述整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据及整流罩头部激波的位置；；

S3：在所述侧壁上开设调压孔；所述调压孔的大小和位置根据数值仿真计算的结果；

S4：设计整流罩的机动机构；

包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔的调压孔机动机构、用于保证所述整流罩与所述进气道唇口未分离时所述整流罩与所述超/高超声速飞行器相对位置保持稳固的限位机构和用于所述整流罩在与所述超/高超声速飞行器完全分离前所述整流罩围绕其尾端旋转的转动机构。

进一步地，在所述步骤S1中所述底板为从其头部至尾部逐渐向下凸起的弧形面，其宽度从头部至尾部逐渐增大；

所述侧壁为向超/高超声速飞行器外侧凸起的弧形面，其上端外缘线与所述超/高超声速飞行器外表面贴合，其宽度从尾部至头部逐渐减小，最终与底板在头部聚拢；所述堵板与所述进气道唇口相匹配。

进一步地，在上述步骤S3中，所述调压孔设置在所述侧壁的前部。

进一步地，在所述步骤S3中，所述来流条件包括来流总温、来流总压、所述超/高超声速飞行器的飞行攻角和所述超/高超声速飞行器的飞行马赫数。

进一步地，在所述步骤S4中，所述整流罩在与所述飞行器超/高超声速飞行器完全分离前旋转10°～25°。