用于超音速飞行器的等熵压缩入口制造技术

本发明专利技术的实施例涉及一种通过设置入口的压缩表面形状改进净推进力的、采用松弛等熵压缩的超音速入口。入口的松弛等熵压缩表面形状能起到减少机罩前缘表面角度的作用，从而改进入口阻力特性和干涉阻力特性。使用依照本发明专利技术的超音速入口，也证明能够在维持性能的同时减少峰值音爆超压。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术的实施例涉及用于超音速飞行器的超音速入口，更尤其是 涉及形状设置成能减少阻力和音爆强度的超音速入口 。
技术介绍
许多超音速飞行器采用了燃气轮机，燃气轮机能够以超音速推进 飞行器。但是，这些燃气轮机通常在引擎上游面处在大约0.3到0.6 马赫范围内的亚音速流上运转。入口使进入的气流减速至与燃气轮机 需求匹配的速度。为此，使用由压缩表面和相应流动路径构成的超音 速入口来使超音速流减速至强的末端激波。在末端激波的下游，亚音 速流利用亚音速扩散器进一步减速至相应于燃气轮机需求的速度。在现有技术中众所周知，超音速入口和扩散方法的效率是在入口 的进入侧和排出侧之间空气流中有多少总压力损失的函数。入口的总 压力恢复由排出侧总压力与自由流总压力之比限定。超音速入口通常为"2D"，具有一矩形开口，或者为轴对称的， 具有一环形开口。超音速入口包括位于一渐缩超音速扩散器和一发散 亚音速扩散器之间的喉部。而且超音速入口一般分为三种类型内压 缩、混合压缩和外压缩。内压缩入口在入口管道内部完全实现了超音速和亚音速压缩。该 入口类型的主要理论优点是，由于完全内在激波串而使机罩角度非常 低。虽然这种入口设计理论上显得是有利的，但是，实际上，它需要复杂的、使性能恶化的激波控制系统，以便定位激波串，"启动"入口， 以及保持动力激波稳定性以避免入口对激波串排出的高灵敏性("未启 动")。与这类入口相关的挑战限制其基本只能用于为大马赫数而设计的喷气式导弹应用上。在大约3.5马赫速度以下，混合压缩和外压缩 入口在性能和复杂性之间提供了更实际的兼顾。顾名思义，混合压缩入口提供了外压缩和内压缩的融合，并在性 能和复杂性之间寻求比完全在从大约2.5到3.5的马赫范围内由内压缩 设计提供的更实际的平衡。混合压缩入口的激波串的内部分比完全内 部设计对气流扰动的敏感性较小，并具有比设计成同样速度的完全外 压缩入口低的机罩角度和阻力。但是混合压缩仍然需要复杂的控制系 统，用以启动内激波串以及稳定性管理以避免入口未启动。混合压缩 的两个显著的应用包括XB-70Valkyrie和SR-71Blackbird飞行器上的 入口 。外压缩入口最适合大约2.5马赫以下的应用。在该速度范围内， 外压缩设计简单，这通常比其一般较差的压力恢复更重要。因为激波 串是完全外部的，所以，机罩角度以及由此安装的阻力特性往往比内 压缩设计和混合压缩设计在同样的速度更高。但是，因为外压缩入口 上的激波串仍然完全在内流动路径的外部，所以，它不受由上游或下 游流动扰动产生的突然未启动排出的影响。因而，外压缩激波稳定性 优于混合压缩结构或内压缩结构，不需要相当复杂的入口控制系统。 釆用外压缩的入口的著名例子包括在Concorde、 F-14 Tomcat和F-15 Eagle上4吏用的那些入口 。传统的入口设计方法基本集中在通过最大化总入口压力恢复并由 此最大化总引擎推力来改进推进系统性能上。复杂的辅助系统和可变 形状入口通常用于实现这个目的。虽然高压力恢复毫无疑问提供了某 些改进，最大化压力恢复通常以显著入口阻力和入口复杂性为代价， 其特性通常与稳固的和低成本的操作结构背道而驰。例如，增大压力恢复的努力包括基于放气的方法，在本领域中应 当明白，基于放气的方法通过激波强度管理和边界层消除来改进入口压力恢复。Concorde使用在入口喉部排放抽取的气体的方法，削弱了 末端激波的强度，从而改进了总压力恢复。但是，基于放气的方法通 常处理大部分吸入流以生成所希望的结果， 一 旦放出气流最终被倾倒 在机外，将遭受相应的有关阻力的困难。另外，通常需要由复杂流动 轨迹装置构成的宽泛的辅助系统。入口斜面定位是另一种方法，其通过压缩激波串统的更优化布置， 尤其是压缩激波串统在非设计条件下的更优化布置，改进压力恢复。 Concorde、 F-14和F-15都是采用斜面定位用以改进压力恢复的飞4亍 器的例子。但是，斜面定位需要电或液压致动器和入口控制系统，这 导致入口部分计算和复杂性的较大增加。这种系统引入了潜在失效点， 显著增加了开发和操作成本。传统超音速入口设计方法从选择压缩表面几何形状开始，压缩表 面几何形状能最好地满足预期应用的性能和综合需求，例如飞行器设计航速和/或末端激波马赫数。对于外压缩入口来说，压缩表面构造通 常将入口产生的激波以超音速设计航速聚集在机罩显著部分或机罩前缘正前方的位置，通常称为前缘激波聚焦。这种配置基本提供了优良 的压力恢复、低流动性溢流阻力和可预测的后激波亚音速流环境，后 激波亚音速流环境适用于更基本的分析技术和解释对最早超音速入口 结构的技术追踪能力。外压缩入口设计实践还使用机罩前缘角度来使机罩前缘与末端激波和机軍前缘附近的当地超音速流对准。使前缘与当地流对准，有助 于防止有害的亚音速扩散流动面积轮廓或复杂内激波结构在前缘区域 的形成，这减少了入口压力恢复和流动泵送效率以及破坏的扩散器流 动稳定性。但是，在现有技术中可知，随着超音速设计速度的增大，使流动 减速至固定末端激波马赫数所需的压缩量也增大。额外的压缩暗示需 要偏离入口轴线更多的流动转向，导致机罩前缘角度的相应增大(为 了使机罩前缘角度与末端激波处的当地流动对准)。机罩前缘角度的任 何增大都会产生额外的入口前面区域，从而随着速度增大而增大入口阻力。这种有害趋势正是传统外压缩入口在较高超音速马赫数时失去 耐久性的关键原因。控制机罩前缘阻力的一种尝试，正如Sanders的美国专利号 6,793,175所述的，包括配置入口，以使机罩形状和尺寸最小化。 Sanders的构思包括将传统的矩形吸入口变形成更复杂、但具有更高 性能的3-D几何形状，从前面观察，该3-D几何形状最初类似于轴对 称的圆周扇形吸入口，而且压缩表面在外半径上，机罩在内半径上。 在前面观察，机罩侧面横过类似的圆周角度圓弧延伸，但是由于其位 于内半径上，所以机罩的物理圆弧是减小的。转换(transcribed)圆 周距离的减小据说是有效地减弱了机罩阻力。这种入口构思的实践性 受到3-D几何形状带来的飞行器集成化挑战的限制。例如，从组装角 度来看，横截面形状可能比用于装在机舱内的推进系统的等效轴对称 结构更难以集成。另外，复杂入口形状有可能形成复杂的畸变图形， 这或者需要在亚音速扩散器中大规模緩和技术，或者需要利用具有更 稳固操作性能的引擎。另一种减小机罩前缘角度以减小阻力的方法包括通过增大入口末 端激波马赫数来减小流动转角。但是，利用较高末端激波马赫数对安 装的阻力的改进往往为来自由较强末端激波所引起的压力恢复的减小 的推力损失所抵消。正如本领域技术人员所知的， 一旦引入粘性流效 应，增大末端激波马赫数实际上也遇到了明显的限制。较高末端激波 马赫数加重了激波边界层相互作用，并较少了激波基体边界层健康 (health )。基体区域中激波强度的增大也减少了入口俯沖边缘，从而 减少了亚临界流节流能力。另外，末端激波马赫数的增大最终增加了 需要复杂边界层管理或入口控制系统的可能性。入口压缩表面通常分组为"直的"或"等熵的"。等熵表面通常表现为连续弯曲的表面，这些表面在压缩过程期间产生连续的无穷微弱 的小激波。相比之下，直表面通常表现为平的斜面本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种超音速入口，其包括：　构造成产生初始激波的机翼前沿；　位于机翼前沿下游的压缩表面，其具有至少一个构造成产生等熵压缩的弯曲区段；　机罩前缘，其与压缩表面在空间上分开，使得机罩前缘和压缩表面限定一用于接收超音速流的入口开口；　压缩表面构造成产生第二激波，在预定航速时的超音速入口运行期间，所述第二激波从压缩表面延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交；和　由弯曲区段产生的等熵压缩以一系列马赫线为特征，其中，在预定航速时的超音速入口运行期间，至少多条马赫线没有集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：PA亨纳，TR康纳斯，DC豪，
申请(专利权)人：湾流航空公司，
类型：发明
国别省市：US[]