双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道制造技术

本发明专利技术是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转‑密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好。本发明专利技术优点：不仅在设计马赫数状态继承了内乘波进气道的优势，而且实现了保持内乘波式进气道技术优势与较为理想的几何变形能力，可以适用于宽广的马赫数范围，各种马赫数下都保持了内压缩型面的光顺、消除了角区流动；并在整个工作马赫数范围内具有流量捕获能力强、压缩效率高、总压恢复与动能效率水平高、外阻小等特点。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术提出的是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，涉及的是一种全三维式基于变截面内乘波进气道的高速几何形状可变的进气道技术，可用于涡轮基组合循环发动机，其设计技术属于吸气式飞行器高速进气道领域。该通道无尖角内乘波式变几何进气道基于变截面内乘波高速进气道进行变几何设计，继承了内乘波进气道的优势，且该变几何方案适用于异形压缩面，能保证TBCC进气道的气流密封性。进气系统在全马赫数范围内能起动工作，流量捕获能力强、压缩效率高、出口气流品质好。
技术介绍
随着航空航天技术的快速发展，以及各国在空天领域的军备竞争呈不断增加趋势，对高空高速飞行器的需求日益强烈，例如能进行远距离快速打击的且集情报、监视、侦察（ISR）及于一体的高速战斗机、可重复使用的空间运载器等。而要实现这些飞行器宽广的飞行范围的关键在于其推进系统。不同类型的发动机均只能在某一飞行范围内高效工作，可将其中几种动力组合起来，结合它们在低速或者高速飞行条件下的优势，以满足飞行器宽广工作范围的动力需求。目前用于高速飞行器的组合动力系统中以涡轮基组合循环动力系统和火箭基组合循环动力系统(RocketBasedCombinedCycle，RBCC)的研究应用更为广泛。TBCC较RBCC不同在于其低速工作状态采用涡喷发动机，较火箭发动机具有更大的比冲，且能重复使用，在经济性和续航能力等方面均有较大优势。且TBCC可以实现飞行器与常规飞机一样水平起降，可利用普通机场，起飞和着陆地点灵活、耐久性高、安全性好，适合高速飞行器的远距离巡航任务需求。TBCC是高速巡航导弹、高速/高超声速侦察机、轨道飞行器一级推进系统的理想选择。根据TBCC发动机的布局方式，可分为串联式和并联式两类，串联式TBCC组合发动机采用涡轮发动机与冲压发动机前后排列的结构形式，结构紧凑、发动机基线尺寸小、重量轻、附加阻力小，但需要对传统的涡轮发动机进行较大的改动。并联式TBCC组合发动机采用涡轮发动机与冲压发动机上下并列的结构形式，对两种发动机的改造少，避免了串联式TBCC在模态转换过程中发动机不稳定工作的问题，其主要的技术难点在于进排气系统的设计和集成。并联式TBCC进气道不仅要满足下游涡轮机的压气机及冲压燃烧室对气流的品质要求，而且在模态转换过程中，要尽量实现推进系统的流量与推力的平滑过渡，使得TBCC进气道的设计更加复杂，需要在不同飞行状态下改变自身形状来实现动力系统处于不同模态的稳定工作。因此，高速进气道的设计技术及与之对应的变几何方案被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。美、日及欧洲各国均在此领域开展了大量的研究，中国对TBCC进气道的研究起步较晚，还存在很多关键技术亟需解决。目前，国内外TBCC组合推进系统大多采用二元式或轴对称式进气道，进行变几何调节时相对简便，但其在压缩效率、来流捕获能力和外部阻力等方面均有待提高。近年来提出的一种新型三维内收缩进气道，解决了常规进气道存在的不足，流量系数高、流动损失小、外阻低，且能更好地与飞行器前体进行一体化设计。国内外关于该类进气道均进行了一定研究，如Busemann进气道、NASALangley的REST进气道、Jaws进气道等，国内的黄国平、尤延铖、梁德旺等于2004年首次提出了一类命名为内乘波式进气道的新型三维内收缩式进气道，具有设计状态基本无溢流，三维压缩能力强，压缩效率高等优点。将三维内收缩进气道应用于并联式TBCC上，继承其优点，对于提高TBCC进气系统的总体性能是一种新的思路，国外在此方向已经先行展开了研究，例如：美国新一代高超声速SR-72概念飞行器也采用了三维内收缩进气道的TBCC动力系统；美国Aerojet公司基于Busemann进气道提出了一种三通道的内并联TBCC并进行了实验验证，这是目前可见到公开报道的兼顾了三维内收缩进气道设计与变几何能力的前沿技术；而国内在该方面还未见展开具体研究。但是，Aerojet公司的设计方案为了实现几何变形，在进气道内的高速压缩段设置了几个近似三棱柱的突出物，在大多数马赫数（非最高马赫数）下，这种设计使得高速压缩段出现了角区流动、增加了复杂的激波结构、也增大了气流浸润面积，因此其性能仍不够理想。改进优化设计提高变截面内乘波进气道性能，提出适用于异形压缩曲面的进气道变几何调节方案，使TBCC进气系统满足全马赫数工作的要求，为我国TBCC发动机的研制奠定基础和提供技术储备，具有重大意义。
技术实现思路
本专利技术提出的是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，是基于变截面内乘波高速进气道的一种全三维的并联式涡轮基组合循环进气系统，其目的是为了将三维内收缩进气道的优势应用于TBCC设计技术中，使其进气系统具有流量系数高（设计态接近100%，低马赫数态明显高于其它类进气道）、压缩能力强（喉道增压比高）、总压损失小等特点。本专利技术中提出了一种适用于异形压缩曲面的进气道变几何设计方法，在最高马赫数设计态，内乘波进气道保持其初始流道，未进行变几何作动，进气道通过三维压缩面对气流减速增压，首道曲面激波贴口，几乎无溢流；随来流马赫数降低，首道激波偏离下唇口点，进气道出现溢流，此时需要调节进气系统自身形状来放大喉道面积从而保证进气道起动，同时也需要控制喉道马赫数不太大，以减小喉道后扩张段内结尾激波带来的总压损失。本专利技术的技术解决方案：双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其结构是包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好；所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机包括：在最高马赫数状态飞行时，内乘波进气道收缩比最大，可动压缩面保持设计点的初始状态，高速气流经压缩后通过结尾激波降为亚音速流，进一步在扩张段内减速增压，由分流机构将气流导入供给冲压发动机；在较低马赫数状态飞行时，进气道收缩比减小，可动压缩面旋转至某一位置，喉道面积放大以适应低马赫数来流；在低于过渡马赫数为Ma2-3状态飞行时，分流机构将减速增压了的气流导入涡轮通道供给涡轮发动机。本专利技术的优点：该涡轮基组合循环进气系统在三维变截面内乘波进气道的基础型面上进行变几何设计，继承了内乘波进气道高流量捕获优点的同时能够在全马赫数范围保持起动状态，进气道出口气流品质好（如：总压恢复系数高、动能效率高、增压比高等），对于提升涡轮基组合循环推进系统具有十分重要的增益。双吻切轴对称流进气道设计方法使得进气道在进出口形状选择上具有一定程度的自由度，更利于进气道与飞行器前体及与下游发动机流道进行匹配设计。绕双轴旋转-密封式变几何设计方法能保证进气道在变几何时的气流密封，若采用类圆形（研究表明圆形或椭圆形燃烧室对冲压发动机更有利）喉道截面形状，那么低马赫数状态下通过变几何作动后的喉道形状仍然保持曲率连续无尖角，可避免喉道处出现角区流动。附图说明附图1是双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道结构图。附图2是双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道变几何设计方法示意图。附图3是改进的变截面内乘波进气道吻切面排布方式示意图。附图4是改进的变截面本文档来自技高网...

【技术保护点】
双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转‑密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好；所述绕双轴旋转‑密封式变几何流道调节机包括：在最高马赫数状态飞行时，内乘波进气道收缩比最大，可动压缩面保持设计点的初始状态，高速气流经压缩后通过结尾激波降为亚音速流，进一步在扩张段内减速增压，由分流机构将气流导入供给冲压发动机；在较低马赫数状态飞行时，进气道收缩比减小，可动压缩面旋转至某一位置，喉道面积放大以适应低马赫数来流；在低于过渡马赫数为Ma2‑3状态飞行时，分流机构将减速增压了的气流导入涡轮通道供给涡轮发动机。

【技术特征摘要】
1.双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好；所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机包括：在最高马赫数状态飞行时，内乘波进气道收缩比最大，可动压缩面保持设计点的初始状态，高速气流经压缩后通过结尾激波降为亚音速流，进一步在扩张段内减速增压，由分流机构将气流导入供给冲压发动机；在较低马赫数状态飞行时，进气道收缩比减小，可动压缩面旋转至某一位置，喉道面积放大以适应低马赫数来流；在低于过渡马赫数为Ma2-3状态飞行时，分流机构将减速增压了的气流导入涡轮通道供给涡轮发动机。2.根据权利要求1所述的双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是所述的变截面内乘波进气道，其作为进气系统中压缩面的基础型面；依据轴对称吻切流理论，在原高外压比的变截面内乘波进气道基础上，将吻切面排布中心偏离进气道对称面左右一段距离m，在左右两部分沿流向为曲线的压缩面之间布置一过渡压缩型面，其对称面上为沿流向的二元压缩型线，逐渐向左右曲线压缩型线过渡。3.根据权利要求1所述的双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是所述绕双轴旋转-密封式变几何流道调节机，包括：可动内乘波压缩面的选取、进气道变几何作动过程中密封板的布置、喉道后变几何扩张段的作动；该变几何设计方法通过旋转压缩曲面调节进气道的收缩比，能保证进气系统在全马赫数范围内顺利起动工作；若设计态的基础内乘波进气道喉道为圆形或椭圆形，则采用该变几何设计方法使得在任一马赫数状态工作时的进气道几何喉道截面形状曲率连续无尖角，有利于壁面喉道处的角区流动，提高进气道的总压恢复水平和动能效率。4.根据权利要求3所述的双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，其特征是：所述的变截面内乘波进气道压缩面分为定几何压缩面与可动压缩面，在设计点的内乘波进气道三维压缩基础型面上，沿流向在进气道下唇口点前某一位置的平面及沿周向的某两个吻切面截取出可动压缩面，将其按对称面一分为二，各自绕相应的转轴旋转；转轴位于前述沿流向的截取平面内，轴点位于可动压缩面前缘曲线的拐点处，转...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄国平，黄慧慧，夏晨，左逢源，乐婷，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32