一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的利记博彩app
【技术领域】：
[0001] 本实用新型涉及一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其属于航空航天飞行 器气动设计领域。
【背景技术】：
[0002] 对于采用超燃冲压发动机推进系统的吸气式高超声速飞行器而言，进气道处于起 动状态对于飞行器至关重要。国外已有的飞行试验，如X-43A和X-51A的飞行试验均曾因 进气道不起动而导致实验未能成功，进气道的起动性能在很大程度上决定了飞行器的整体 性能。特别地，对于宽马赫数范围工作的高超声速飞行器，当处于非设计工作状态时，进气 道能正常起动并且有较小的阻力及流动损失，并为发动机提供足够的、满足一定气流品质 要求的空气流量是评价进气道综合气动性能的重要标准。
[0003] 进气道的起动从性能上定义为"进气道的内流场的流动不影响进气道的流量捕获 能力"。不起动流场的显著特征为进气道入口存在大分离包，分离包前形成后倾激波，使得 进气道的流量系数和总压恢复系数降低，压比升高。美国高超声速进气道专家VanWie将 不起动分为"硬"不起动和"软"不起动。"硬"不起动主要受限于进气道几何构型的内收缩 比，设计马赫数状态下可以设计较小的内收缩比提高进气道的起动能力，但在低马赫数下 的非设计点时若进气道几何构型不变，进气道将可能进入不起动状态。"软"不起动主要由 唇罩反射激波与附面层干扰引起的大分离所致。大分离包形成的气动边界改变了真实流道 的喉道大小，降低了进气道的起动性能，进气道进入不起动状态。现有的改善起动方法大多 只对"硬"不起动和"软"不起动的一个方面进行改善，而且有些调节机构过于复杂，可行性 差，未见既能做到同时抑制两种不起动状态，且机构简单的设计方案。
[0004] 进气道变几何技术是一种有效提高进气道起动性能的方法，即指利用机械装置等 方式控制进气道在不同飞行条件下的工作状态。对于高超声速飞行器而言，变几何装置的 复杂程度和控制效率将极大地影响飞行器的工作效率。
[0005] 二元高超进气道因其结构简单，易于调节，便于与前体进行一体化设计等优点备 受关注。美国的X-43A，X-51A以及澳大利亚的Hyshot高超声速飞行试验均采用了此构型 的进气道。但此时的二元构型由于一体化设计，低马赫数下前体发展了较厚的边界层，更制 约了进气道的起动性能。三种方案分别采用了前/后掠侧板及泄流来提高进气道的起动性 能，但相应的牺牲了对流量的捕获能力。
[0006] 目前，国内外已提出的变几何进气道方案，如唇罩平移和转动，进气道喉道放大均 能改善进气道的起动性能，其基本原理在于改变进气道的内收缩比。高性能的进气道为了 在设计点获得较好的压缩性，进气道具有较大的内收缩比，此时若通过改变内收缩比实现 进气道的再起动，几何机构就需要有较大的位置变化。对于进入不起动状态的高超声速飞 行器，快速地实现再起动刻不容缓，因此要求变几何机构要结构简单且能快速响应。已有的 变几何方案虽然能够改善进气道的起动性能，但在再起动时存在时效性方面的限制。
[0007] 因此，本实用新型的目的是提出一套更为简单的机构能够提高进气道的起动性 能，并在更短的时间解决进气道的再起动问题，同时又可以改善流动品质，提高进气道的综 合气动性能。 【实用新型内容】：
[0008] 本实用新型的目的是提供一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其应用于吸 气式高超声速飞行器推进系统。在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可 部分转动的部分可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节顶板位置，顶板小角度旋转形成前 后两处泄流窗口，前缘设计在进口截面附近，后缘设计在顶板与喉道连接处。利用简单的转 动，来排掉部分前体发展来的附面层或不起动形成的大分离包，通过喉道的泄流提高进气 道的起动能力。加速起动过程中进气道只需经过两次转动调节即可显著改善进气道的起动 性能。小角度转动的变几何过程更易实现，再起动控制时效性更强，对进气道的流动的控制 更全面，从而综合改善进气道的气动性能。
[0009] 本实用新型采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其包 括高超声速飞行器机体、矩形唇罩、末级顶板和作动机构，所述末级顶板上包括部分可调顶 板，所述部分可调顶板为一块设有内部转轴的实体曲面板或直板，转轴与高超声速飞行器 机体连接，所述部分可调顶板通过作动机构绕转轴小角度转动，所述矩形唇罩进口截面与 末级顶板的交线位置为部分可调顶板的转动前缘，所述部分可调顶板前缘形成前缘泄流 窗，后缘形成喉道泄流窗，所述高超声速飞行器机体内部形成有将喉道泄流窗和前缘泄流 窗连通的泄流通道。
[0010] 本实用新型还采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的设 计方法，其包括如下步骤：
[0011] 第一步：根据部分可调顶板末级连接喉道的具体情况选取部分可调顶板可转动部 分，转动前缘取矩形唇罩进口截面与末级顶板的交线位置，转动后缘取部分可调顶板与喉 道相接处；
[0012] 第二步：根据进气道的具体情况及飞行条件确定部分可调顶板前缘抬高高度H1 与部分可调顶板后缘下降高度H2的几何尺寸，其中H1取来流附面层厚度的量级，H2由 Kantrowiz自起动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定；
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[0015]心为远场进口面积，Ma(l是远场来流马赫数，A4为喉道面积，调整H2改变的是A4面 积大小，实际设计时，由这个公式确定出H2;
[0016] 第三步：由简单的几何相似关系获得转动轴的位置〇和转动角0，小角度时弧长 AA近似等于A化长，等于H:长，同理A2B2等于H2,A:A2为原型面，B也为转动后型面，转动 中心即是型面线的交点，小角度时转动角0近似等于sin0 =H/AiO;
[0017] 第四步，通过数值模拟或风洞试验验证变几何后的进气道能否在低于原进气道设 计最低工作马赫数下起动，同时泄流量较低，不超过捕获流量的5%，如果能，设计完成；如 果不能，重新选择Hl、H2,重复上述设计步骤。
[0018] 本实用新型又采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的工 作方法，其包括如下步骤：
[0019] 第一步：高超声速飞行器在其他辅助推进系统下完成低马赫数加速过程，此时部 分可调顶板不需转动，9i= 0 ;
[0020] 第二步：当飞行速度加速到进气道数值仿真或实验得到的预估自起动马赫数附近 时，飞行控制系统发出指令，调节顶板转至确定的0角度位置；
[0021] 第三步：高超声速飞行器继续加速，当飞行控制系统检测进气道是否进入起动状 态，且冲压发动机正常工作；
[0022] 第四步：高超声速飞行器继续加速到进气道设计工作状态时，前体激波交于矩形 唇罩前缘位置，调节部分可调顶板转回原位置，以提高进气道起动后的工作性能；
[0023] 第五步：当高超声速飞行器由燃烧室反压脉动等因素使进气道进入不起动状态 时，进口处出现大分离包及后倾激波，进气道性能参数急剧下降，当因大分离包的自持特 性，无法恢复到起动状态时，控制部分可调顶板迅速转动，吸出大分离包，使进气道再起动， 其中吸出的气流通过泄流通道流出，待监测系统监测到进气道再起动后控制部分可调顶板 转回原位置。
[0024] 本实用新型具有如下有益效果：变几何调节后降低了高超声速进气道的起动马赫 数，改善了进气道低马赫数的起动性能，拓宽了进气道的工作范围和飞行器的飞行包线；进 气道进入反压等引起的不起动时，扰动条件消除后由于迟滞效应，进气道不能恢复到起动 状态，变几何调节可消除不起动时入口的大分离包，分离包消除后可实现再起动，且相对与 已有的变几何调节具有机构更简单、相应速度更快，效率更高的特点。
【附图说明】：
[0025] 图1为本实用新型矩形进口二元高超声速变几何进气道的主视图（包含前体激 波）。
[0026] 图2为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道中部分可调顶板转动状态的 示意图。
[0027] 图3为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道中部分可调顶板工作状态的 示意图（包含前体激波）。
[0028] 图4为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道由于出口压力脉动等原因进 入不起动状态时的示意图（包含前体激波和入口大分离包及后倾激波）。