一种齿型唇口超声速二元进气道及设计方法

1.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二元进气道。


背景技术：

2.超声速/高超声速飞行器主要采用冲压发动机作为动力，冲压发动机是一种依靠高速迎面空气的减速增压作用进行工作的空气喷气发动机，空气压力的提高是靠进气道对高速气流的减速增压获得的，进气道性能对冲压发动机以及整个飞行器的性能具有重要影响。因此，进气道的优化设计对冲压发动机的性能提升意义重大。
3.二元进气道具有结构简单、性能优良且更容易与飞行器机身一体化等优点，在超声速/高超声速飞行器上被广泛应用。超声速/高超声速飞行器要求进气道在宽范围的飞行高度与工作马赫数范围内具备良好的起动特性、较高的总压恢复系数和流量系数、较强的抗反压能力以及良好的出口流量品质，现有的普通平直唇口前缘的二元进气道在较低马赫数下会出现起动困难问题，内通道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；同时，二元进气道内通道的低能角区流动会使流动损失加大，使进气道总压恢复系数下降；进气道攻角的变化会使二元进气道流动偏离设计状态，比如当进气道工作在较大攻角条件时流道中激波/边界层干扰增强会导致的大范围分离，可能造成进气道的不起动，使进气道性能急剧下降。为拓宽进气道工作马赫数范围，提高进气道工作性能，现有技术中对进气道唇口采用变几何方案改进，如对唇口进行转动和伸缩等方案设计。但是变几何设计方案会使二元进气道结构复杂化，同时会增加飞行器重量，还会引起连接、密封、冷却、控制相关问题，降低了二元进气道的可靠性。因此寻求一种简单易实现的结构方案来改善二元进气道的流场是其设计关键技术之一。


技术实现要素：

4.本发明提供了一种唇口带齿型切口的超声速二元进气道及设计方法，能够降低二元进气道的自起动马赫数，提高总压恢复系数，增大进气道攻角工作范围，整体拓宽了二元进气道的工作范围。
5.为实现上述发明目的，本发明提供了一种齿型唇口超声速二元进气道,包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成气流内通道，所述唇罩前缘包括若干齿型切口；若干所述齿型切口与所述唇罩前缘形成齿型唇口；所述齿型切口为顶角倒圆的等腰三角形切口。。
6.优选地，若干所述齿型切口形状相同且沿所述唇罩前缘等间距阵列分布。
7.优选地，所述内通道向后延伸形成扩张段。
8.优选地，所述压缩面包括三级压缩面，所述压缩面与所述唇罩等宽。
9.优选地，一种具有齿型唇口超声速二元进气道的设计方法，提供一种原始进气道，该原始进气道的唇口前缘为直线形前缘；所述齿型切口是通过在原始进气道的平直唇口前
缘沿唇口下表面绘制底边长0.15l，底边上高为0.15l的等腰三角形，再对三角形顶角倒圆r＝0.0125l，然后各三角形基于唇罩下壁平面朝上后掠60
°
方向剪切唇罩得到的。
10.本发明通过在设计完成的原始进气道基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口前缘设计阵列排布的齿型切口，形成齿型唇口；在齿型唇口的作用下，低来流马赫数时，二元进气道易于实现自起动；齿型唇口提高了二元进气道在大攻角下的流通能力，拓宽了进气道的正常工作范围。同时在齿型切口型面结构和其小溢流的作用下，使进气道在减速扩压过程中的激波系强度降低，减弱了二元进气道内部角区低能流动，降低了流动损失，有效地提高了总压恢复系数。
附图说明
11.图1是本发明齿型唇口超声速二元进气道三维结构图。
12.图2是现有技术中一种原始二元进气道三维结构图。
13.图3(a)是来流马赫数ma3.5时原始进气道不同攻角下流场马赫数等值线分布图。
14.图3(b)是来流马赫数ma3.5时齿型唇口进气道不同攻角下流场马赫数等值线分布图。其中，1、压缩面；2、唇罩；3、齿型唇口；4、齿型切口；5、内通道；6、侧板；7、扩张段。
具体实施方式
15.以下将结合附图对本发明作进一步的描述，需要说明的是，本实施例以本技术方案为前提，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围并不限于本实施例。
16.如下图1所示，本发明公开了一种具有齿型唇口的超声速二元进气道，其包括前体三级压缩斜面1、压缩面1上方的进气道唇罩2、唇罩2前缘为齿型唇口3、所述齿型唇口3包括四组齿型切口4、所述进气道前体压缩面1与进气道唇罩2之间为进气道内通道5、压缩面1与唇罩2两侧为对称设置的侧板6、内通道5向后延伸的扩张段7。该进气道具有三级压缩斜面1且流道呈矩形，唇口3上分布着四组齿型切口模块4。
17.该二元进气道是完成原始二元进气道的设计后，在保持基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口3前缘进行齿型切口4设计而形成的。如图2所示，原始进气道具有三级压缩斜面、流道呈矩形，其三级压缩面的压缩角分别为8.9
°
、10.1
°
、11.8
°
，飞行马赫数为ma3.5，基于气动关系式，波系按照封口设计，其起动马赫数为ma3.4。所述齿型切口4是通过在原始进气道平直唇口前缘沿唇口下表面绘制底边长0.15l，底边上高为0.15l的等腰三角形，再对三角形顶角倒圆r＝0.0125l，然后各三角形基于唇罩下壁平面朝上后掠60
°
方向剪切唇罩得到的。所述齿型切口4与其两侧0.05l宽的唇口前缘共同组成一个模块，唇口3分布着四组齿型切口模块4。
18.在齿型切口模块4作用下，二元进气道在起动过程中通过切口溢流降低起动马赫数；攻角为来流速度矢量与水平方向之间的夹角，抬头为正，低头为负，在负攻角姿态下，齿型唇口二元进气道在更大负攻角下仍能维持工作流场的稳定，拓宽了进气道的攻角范围；另一方面，齿型唇口3处泄出了部分内通道高压气流，使进气道在减速扩压过程中的激波强度降低，从而有效地提高了总压恢复系数，减少了总压损失。
19.应用实例：
20.(1)设计进气道工作状态飞行马赫数ma3.5，在来流马赫数ma3.5时攻角姿态为0
°
、-4
°
、-5
°
、-6
°
、-7
°
、-8
°
。
21.(2)方案介绍：
22.设计一个具有三级压缩斜面的超声速二元进气道，三个压缩斜面压缩角分别为8.9
°
、10.1
°
、11.8
°
，飞行马赫数为ma3.5时，喉道马赫数为ma1.55。按照气动关系式，前体激波系正好交汇于唇口前缘。按照前文所述，在保持基本构型参数和几何特征不变的基础上，对原始进气道唇口前缘进行齿型切口设计，得到齿型唇口超声速二元进气道。通过数值仿真得到原始进气道和齿型唇口进气道的起动能力、总压恢复系数以及各攻角下的流场结构，并进行对比分析。
23.(3)起动能力对比
24.如表1所示，随着来流马赫数从0不断增加到ma3.5过程中，原始二元进气道在ma3.4起动，而齿型唇口进气道在ma3.32起动，起动马赫数降低了2.4％。可以看出，齿型唇口产生的溢流使得进气道的起动能力提高，进气道工作马赫数范围得到拓宽。
25.表1进气道自起动马赫数对比
[0026] 原始进气道齿型唇口进气道自起动马赫数3.403.32
[0027]
(4)总压恢复系数对比
[0028]
如表2所示，来流马赫数ma3.5时，齿型唇口进气道比原始进气道喉部的总压恢复系数提高了1.65％，出口处的总压恢复系数提高了1.72％。这说明齿型唇口降低了进气道在减速增压过程中的激波强度，减少了流动损失，从而有效地提高了总压恢复系数，减少总压损失。
[0029]
表2进气道总压恢复系数对比
[0030] 喉道出口原始进气道0.7280.638齿型唇口进气道0.7400.649
[0031]
(5)不同攻角下流场结构对比
[0032]
攻角的变化会使超声速二元进气道流动偏离设计状态，比如当进气道工作在较大攻角条件时流道中激波/边界层干扰增强会导致的大范围分离，可能造成进气道的不起动，使进气道性能急剧下降。图3(a)中可以观察到，随着负攻角的不断增大，进气道的总收缩比进一步缩小，在-5
°
攻角下内通道开始出现大范围分离区，进气道呈现出不起动流动状态，此时进气道的流通能力差。在齿型唇口3的作用下，齿型唇口进气道在-6
°
攻角下仍维持着正常流动状态，流场品质明显高于原始进气道。
[0033]
综上所述，齿型唇口的超声速二元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，拓宽进气道正常工作的攻角范围，改善流场品质，故该设计方案是可行的。
[0034]
以上所述仅是本发明针对超声速二元进气道的优选实施方式，应当指出在不脱离本发明的构思前提下，还可以做出若干推演或替代，这些推演或替代都应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种齿型唇口超声速二元进气道,其特征在于，包括唇罩(2)、压缩面(1)、对称的两个侧板(6)；所述唇罩(2)与两个对称侧板(6)以及压缩面(1)之间形成气流内通道(5)，所述唇罩(2)前缘包括若干齿型切口(4)；若干所述齿型切口(4)与所述唇罩(2)前缘形成齿型唇口(3)；所述齿型切口(4)为顶角倒圆的等腰三角形切口。2.根据权利要求1所述的齿型唇口超声速二元进气道，其特征在于，若干所述齿型切口(4)形状相同且沿所述唇罩(2)前缘等间距阵列分布。3.根据权利要求1所述的齿型唇口超声速二元进气道，其特征在于，所述内通道(5)向后延伸形成扩张段(7)。4.根据权利要求1所述的齿型唇口超声速二元进气道，其特征在于，所述压缩面(1)包括三级压缩面，所述压缩面(1)与所述唇罩(2)等宽。5.一种如权利要求1至4中任一项所述具有齿型唇口超声速二元进气道的设计方法，其特征在于，提供一种原始进气道，该原始进气道的唇口前缘为直线形前缘；所述齿型切口(4)是通过在原始进气道的平直唇口前缘沿唇口下表面绘制底边长0.15l，底边上高为0.15l的等腰三角形，再对三角形顶角倒圆r＝0.0125l，然后各三角形基于唇罩(2)下壁平面朝上后掠60
°
方向剪切唇罩(2)得到的。

技术总结
本发明公开了一种齿型唇口超声速二元进气道,包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成气流内通道，所述唇罩前缘包括若干齿型切口；若干所述齿型切口与所述唇罩前缘形成齿型唇口；所述齿型切口为顶角倒圆的等腰三角形切口，该结构可改善二元进气道的流场，能够降低二元进气道的自起动马赫数，提高总压恢复系数，增大进气道攻角工作范围，整体拓宽了二元进气道的工作范围。本发明还提供了该进气道的设计方法。本发明还提供了该进气道的设计方法。本发明还提供了该进气道的设计方法。


技术研发人员：谢旅荣 卜炜峻 林华川 潘纪富 于平贺
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.03.15
技术公布日：2023/7/31