本發(fā)明涉及高超聲速飛行器設(shè)計，具體是涉及一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道及其設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

1、吸氣式高超聲速動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、比沖高、經(jīng)濟性好，是高超聲速飛行最理想的動力系統(tǒng)裝置之一，進氣道作為高超聲速動力裝置主要的氣流壓縮部件，其總壓恢復(fù)系數(shù)，抗反壓能力，自起動馬赫數(shù)等主要性能指標(biāo)直接影響了推進系統(tǒng)的性能。不同工況下發(fā)動機燃燒室對進氣道的壓縮能力要求差異較大，傳統(tǒng)的發(fā)動機進氣道都是基于單一設(shè)計點的優(yōu)化，不能滿足大范圍高性能工作要求；其次，進氣道起動問題限制了收縮比的大小，存在高低馬赫數(shù)壓縮量不一致，高效壓縮與進氣道自起動之間的矛盾；此外，進氣道流量系數(shù)大小直接決定發(fā)動機推力，需解決低馬赫數(shù)條件下進氣道的流量捕獲問題。因此，為了滿足寬速域飛行工況下對進氣道的氣動高性能要求，進氣道可調(diào)節(jié)設(shè)計成為必然。

2、對于軸對稱變幾何進氣道而言，現(xiàn)有的調(diào)節(jié)方案存在諸多問題。例如，現(xiàn)有技術(shù)中一種可伸縮臺階式中心體軸對稱可調(diào)進氣道方案，該進氣道的中心體長度能夠在一定范圍內(nèi)進行調(diào)整，即高馬赫數(shù)伸長、底馬赫數(shù)縮短，從而達到調(diào)節(jié)前錐壓縮波系、增加低馬赫數(shù)流量系數(shù)的目的，該類進氣道不足之處在于：進氣道喉道面積不能調(diào)節(jié)，工作馬赫數(shù)范圍較窄；又如現(xiàn)有技術(shù)中一種中心錐可軸向平移的變幾何進氣道設(shè)計方案研究，其幾何模型分為中心錐與唇罩兩個部分，通過中心錐的前后移動來實現(xiàn)唇罩相對位置的調(diào)節(jié)，缺點在于：來流馬赫數(shù)增大，中心錐后移并且喉道面積增大，無法保證氣流高效壓縮需求；又如現(xiàn)有技術(shù)中提出了一種基于中心體可啟閉槽的軸對稱多級可調(diào)進氣道方案，通過在中心體上設(shè)置多個鉸鏈?zhǔn)絾㈤]槽，結(jié)合中心體平移措施，可根據(jù)需要在中心體上形成多個附加流道，以滿足低馬赫數(shù)下進氣道喉道大流通能力的需求，但過于復(fù)雜的調(diào)節(jié)機構(gòu)使得該類可調(diào)進氣道的實際應(yīng)用變得非常困難。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、發(fā)明目的：針對以上缺點，本發(fā)明提供一種兼顧低馬赫數(shù)條件下增大沖壓發(fā)動機進氣道流量捕獲與氣流高效壓縮需求的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道。

2、本發(fā)明還提供一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道的設(shè)計方法。

3、技術(shù)方案：為解決上述問題，本發(fā)明采用一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，包括進氣道中心體、安裝在進氣道中心體外側(cè)的進氣道唇罩；所述進氣道中心體與進氣道唇罩之間為進氣道內(nèi)通道，所述進氣道內(nèi)通道為雙s彎形狀，包括平滑過渡連接的s1段和s2段，所述s1段和s2段的中心線起點與終點均切向水平，s1段和s2段具有不同的面積和中心線變化規(guī)律，當(dāng)進氣道唇罩前后移動時，進氣道喉道始終位于s2段。

4、進一步的，所述s1段與中心線垂直的面積的變化規(guī)律為由s1段的入口至出口緩急相當(dāng)，所述s1段的中心線的變換規(guī)律為由s1段的入口至出口前急后緩。

5、進一步的，所述s2段與中心線垂直的面積的變化規(guī)律為由s2段的入口至出口緩急相當(dāng)，所述s2段的中心線的變換規(guī)律為由s2段的入口至出口緩急相當(dāng)。

6、進一步的，所述進氣道中心體前端的外壓縮段采用一級壓縮錐+等熵壓縮面。進氣道中心體前端中心錐的前緣采用圓弧鈍化。進氣道唇罩的前緣采用非對稱鈍化。

7、進一步的，所述s2段的出口連接進氣道擴張段，進氣道擴張段采用五次曲線樣條設(shè)計。

8、本發(fā)明還采用一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道的設(shè)計方法，包括以下步驟：

9、(1)根據(jù)最小工作馬赫數(shù)條件下進氣道流量捕獲量確定進氣道唇罩初始位置，根據(jù)最小工作馬赫數(shù)條件下進氣道收縮比確定該工況下進氣道喉道面積；對進氣道內(nèi)通道進行s1段的s彎設(shè)計，s1段的中心線起點和終點切向水平，且變化規(guī)律采用前急后緩，s1段的面積的變化規(guī)律采用緩急相當(dāng)；確定s1段內(nèi)型面與最小工作馬赫數(shù)喉道位置，s1段出口為最小工作馬赫數(shù)喉道位置；

10、(2)將進氣道唇罩后移至進氣道設(shè)計狀態(tài)位置，根據(jù)最大工作馬赫數(shù)條件下進氣道收縮比確定該工況下進氣道喉道面積，對進氣道內(nèi)通道進行s2段的s彎設(shè)計，s2段的中心線起點和終點切向水平，且變化規(guī)律采用緩急相當(dāng)，s2段的面積的變化規(guī)律采用緩急相當(dāng)；根據(jù)喉道和進氣道出口馬赫數(shù)的要求，確定s2段內(nèi)型面與最大工作馬赫數(shù)喉道位置；

11、(3)采用五次曲線樣條設(shè)計s2段后端的進氣道擴張段；

12、(4)連接s1段出口和s2段入口，s1段出口和s2段入口位于同一水平面，且截面面積相同。

13、進一步的，進氣道外壓縮段采用一級壓縮錐+等熵壓縮面的設(shè)計形式。為簡化可調(diào)機構(gòu)，考慮可實現(xiàn)性與可操作性，采用唇罩喉道一體化設(shè)計。進氣道采用雙s彎與唇罩喉道一體化設(shè)計，同步實現(xiàn)唇罩前移與喉道面積增大，兼顧低馬赫數(shù)條件下增大沖壓發(fā)動機進氣道流量捕獲與氣流高效壓縮的需求。

14、有益效果：本發(fā)明相對于現(xiàn)有技術(shù)，其顯著優(yōu)點是通過移動唇罩在確保進氣道高效壓縮、穩(wěn)定工作的前提下提高低馬赫數(shù)條件下進氣道的流量捕獲能力，需要的調(diào)節(jié)機構(gòu)簡單，可實現(xiàn)性與可操作性強。能有效增強進氣道的抗反壓能力，降低進氣道的自起動馬赫數(shù)，滿足寬速域飛行工況下發(fā)動機對進氣道的氣動性能要求。

技術(shù)特征：

1.一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，包括進氣道中心體、安裝在進氣道中心體外側(cè)的進氣道唇罩；所述進氣道中心體與進氣道唇罩之間為進氣道內(nèi)通道，其特征在于，所述進氣道內(nèi)通道為雙s彎形狀，包括平滑過渡連接的s1段和s2段，所述s1段和s2段的中心線起點與終點均切向水平，s1段和s2段具有不同的面積和中心線變化規(guī)律，當(dāng)進氣道唇罩前后移動時，進氣道喉道始終位于s2段。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述s1段與中心線垂直的面積的變化規(guī)律為由s1段的入口至出口緩急相當(dāng)，所述s1段的中心線的變換規(guī)律為由s1段的入口至出口前急后緩。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述s2段與中心線垂直的面積的變化規(guī)律為由s2段的入口至出口緩急相當(dāng)，所述s2段的中心線的變換規(guī)律為由s2段的入口至出口緩急相當(dāng)。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述進氣道中心體前端的外壓縮段采用一級壓縮錐+等熵壓縮面。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述進氣道中心體前端中心錐的前緣采用圓弧鈍化。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述進氣道唇罩的前緣采用非對稱鈍化。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，所述s2段的出口連接進氣道擴張段，進氣道擴張段采用五次曲線樣條設(shè)計。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道，其特征在于，還包括驅(qū)動進氣道唇罩前后移動的進氣道調(diào)節(jié)機構(gòu)。

9.一種軸對稱雙s彎沖壓發(fā)動機進氣道的設(shè)計方法，其特征在于，包括以下步驟：

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的設(shè)計方法，其特征在于，進氣道外壓縮段采用一級壓縮錐+等熵壓縮面的設(shè)計形式。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種軸對稱雙S彎沖壓發(fā)動機進氣道，包括進氣道中心體、安裝在進氣道中心體外側(cè)的進氣道唇罩；所述進氣道中心體與進氣道唇罩之間為進氣道內(nèi)通道，所述進氣道內(nèi)通道為雙S彎形狀，包括平滑過渡連接的S1段和S2段，所述S1段和S2段的中心線起點與終點均切向水平，S1段和S2段具有不同的面積和中心線變化規(guī)律，當(dāng)進氣道唇罩前后移動時，進氣道喉道始終位于S2段。通過移動唇罩在確保進氣道高效壓縮、穩(wěn)定工作的前提下提高低馬赫數(shù)條件下進氣道的流量捕獲能力，需要的調(diào)節(jié)機構(gòu)簡單，可實現(xiàn)性與可操作性強。能有效增強進氣道的抗反壓能力，降低進氣道的自起動馬赫數(shù)，滿足寬速域飛行工況下發(fā)動機對進氣道的氣動性能要求。

技術(shù)研發(fā)人員：王衛(wèi)星,劉精彩,宋康寧,李冬,朱家浩,劉佳思,胡楊,歐陽云帆
受保護的技術(shù)使用者：南京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21