一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法技术

本发明专利技术公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。对于设计方面而言，本发明专利技术在传统二级外压缩高超声速进气道的基础上，将二级压缩面设计为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通道实现外并联结构，并且将低速通道下壁面设计为可变结构，使低速通道内收缩比可调，从而改善低速通道起动性能不佳的问题。高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的功能，使得进气道结构简化，可靠性增强。同时本发明专利技术还提供了一种转动唇罩的具体实施方案，通过在通道侧壁引入滑动薄板的形式以伺服电机控制转动唇罩，使得转动唇罩运动可控，在满足模态转换的同时，通过与可变喉道的配合还可以实现低速通道的流量控制。

【技术实现步骤摘要】
一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法
本专利技术涉及飞行器设计领域，具体涉及一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。
技术介绍
随着超声速/高超声速打击武器的问世，高超声速飞行器技术以成为了各国研究的重点。而高超声速飞行器的核心技术是发动机即高性能的推进技术。对于高超声速飞行器所要求的宽马赫数工作范围，一般形式的航空动机均难以满足要求，所以组合发动机应运而生。其中涡轮基组合循环(Turbine-Base-Combine-Cycle)发动机将航空涡轮将航空涡轮，亚燃/超燃冲压发动机进行组合，实现变循环工作，从而使得发动机在不同工作条件下均有良好的工作特性成为了目前组合动力研究的重点，美国和日本等国均在此投入了大量的人力与物力。进气道是TBCC发动机的核心部件之一，制约着整个推进系统的运行方式与工作性能。TBCC进气道的主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气,以满足飞行器高超声速飞行的需要。进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性已经被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。目前，TBCC进气道可根据发动机排布方式分为串联式与并联式两大类，对于串联式布局而言，该布局采用航空涡轮与冲压发动机前后排列,具有发动机基线尺寸小、重量轻等优点,但在高马赫数飞行时，受气动热效应影响，该结构难以保护涡轮发动机,并且涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失,导致高马赫数状态下性能欠佳,因此该布局方式对于工作马赫数有一定限制。对于并联式布局而言，涡轮与冲压气路相互独立，这种布局可以适应更宽广的马赫数范围，具有较大的发展潜力，是当今组合动力领域的主要研究方向。但对于并联式TBCC进气道而言，其设计方法与实现形式仍存在问题。首先，在不同飞行条件下，如何使进气道具有良好的工作性能，这对于进气道的气动设计和结构设计不小的考验；其次，如何进行可靠的进行模态转换，使得流量与压力平稳过渡；如何合理运用流动控制手段，保证进气道非设计工况下的性能；如何保证低速通道的气动性能，与流量匹配，这些同样是TBCC进气道面临的关键性问题。
技术实现思路
为解决上述问题，本专利技术提供一种矩形双通道外并联TBCC进气道。能够拓宽进气道工作马赫数范围，并且解决低速通道起动性能不佳的问题。为达到上述目的，本专利技术矩形双通道外并联TBCC进气道可采用如下技术方案：一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，包括自前向后延伸的高速通道、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道、一级压缩面、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板、铰接在通道隔板前端并向前延伸的转动唇罩；高速通道的外壁面为高速通道唇罩，低速通道的内壁面包括铰接于一级压缩面后端的可动收缩段、铰接与可动收缩段后端并向后延伸的可动喉道段、连接于可动喉道段后端的可动扩压段；所述可动收缩段内部及可动喉道段内部均设有泄流腔。有益效果：为拓宽进气道工作马赫数范围，本专利技术在传统二级外压缩高超声速进气道的基础上，将二级压缩面设置为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通道实现外并联结构。而针对低速通道起动性能不佳的问题，本专利技术将低速通道下壁面设置为可变结构，使低速通道内收缩比可调，并且曾设流动控制装置，控制激波边界层干扰，从而改善进气道起动性能。另外，为保证低速通道在各工作条件下均有良好的气动性能，可变喉道与转动唇罩分开调节，通过选取合适的低速通道设计点与转动唇罩配合从而实现低速通道流量调节。相比于传统TBCC外并联进气道本专利技术的优势在于：1、高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的功能，使得进气道结构简化，可靠性增加。2、对于低速通道而言，可调节喉道装置的加入，使得其起动性能得到大幅改善，拓宽了低速通道的稳定工作范围。3、由于转动唇罩的引入，通过选取合适的设计点使得对低速通道的流量调节成为可能，从而提升进气道非设计工作状态的性能参数。4、对于高速通道而言，由于二级压缩面可转动，具有本分边界层吸除能力，可提高高速通道气动性能。而本专利技术还提供了一种上述高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的设计方法，附图说明图1为本专利技术高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的结构示意图。图2为本专利技术高性能矩形双通道外并联TBCC进气道模态转换的结构示意图。图3为本专利技术高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的设计流程图。图4为本专利技术高性能矩形双通道外并联TBCC进气道中转动唇罩的立体结构图。图5为本专利技术高性能矩形双通道外并联TBCC进气道中变几何调节机构的机构示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明。请参阅图1及图2所示，本专利技术公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的具体实施方式，包括自前向后延伸的高速通道13、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道14、一级压缩面1、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板5、铰接在通道隔板5前端并向前延伸的转动唇罩3；高速通道13的外壁面为高速通道唇罩6，低速通道14的内壁面包括铰接于一级压缩面1后端的可动收缩段8、铰接与可动收缩段8后端并向后延伸的可动喉道段10、连接于可动喉道段后端的可动扩压段12。一级压缩面1固定且与可动收缩段8铰接于第一控制点7，动收缩段8与可动喉道段10铰接于第二控制点9，可动喉道段10与可动扩张段12铰接于第三控制点11。所述可动收缩段内部及可动喉道段10内部均设有泄流腔2，泄流腔的目的是控制激波边界层干扰，改善进气道性能。请再结合图4所示，为了能够控制转动唇罩3的转动，本实施方式中还设有驱动转动唇罩3转动的驱动系统，该驱动系统包括位于可动收缩段8内侧的驱动器、位于驱动器输出端并自可动收缩段8的至少一侧向外延伸并连接转动唇罩3的连接板；所述驱动器带动连接板向外或向内移动，从而带动转动唇罩向外转动或向内转动。请再结合图5所示，为了能够控制可动收缩段8、可动喉道段10、可动扩压段12的活动，本实施方式中还包括第一摇杆18及第二摇杆19，所述可动收缩段8后端与第一摇杆18的上端铰接，可动喉道段10的后端与第二摇杆19的上端铰接，所述第一摇杆18的下端与第二摇杆19的下端均铰接在自前向后延伸的水平作动杆20上。所述水平作动杆20可以由电机驱动向前伸出或者向后缩回，由于第一摇杆18的两端、第二摇杆19的两端均为铰接，当水平作动杆20向后缩回，拉动第一摇杆18及第二摇杆19的下端向后移动而使第一摇杆18上端、第二摇杆19上端分别拉动可动收缩段8、可动喉道段10向远离转动唇罩3的方向移动，从而使喉道面积扩大。相反的，当水平作动杆20向前伸出，可动收缩段8、可动喉道段10向靠近转动唇罩3的方向移动，从而使喉道面积缩小，在此不再赘述。如图2所示，当来流马赫数为模态转换马赫数时，开始进行模态切换过程，其转动喉道3开始沿逆时针方向转动，直至与可动收缩段8前缘相接触，模态切换完成，进气道工高速通道13开始工作，低速通道14关闭。当马赫数不断提升时，高速通道不再调节，直至来流马赫数达到工作范围内最大马赫数时，进气道前体压缩波系贴与高速通道唇罩6。本专利技术的工作方式为：当工作马赫数小于模态转换马赫数时，首先通过第一控制点7，第二控制点9第三控制点11的调节使得可动收缩段本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，其特征在于，包括自前向后延伸的高速通道(13)、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道(14)、一级压缩面(1)、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板(5)、铰接在通道隔板(5)前端并向前延伸的转动唇罩(3)；高速通道(13)的外壁面为高速通道唇罩(6)，低速通道(14)的内壁面包括铰接于一级压缩面(1)后端的可动收缩段(8)、铰接与可动收缩段(8)后端并向后延伸的可动喉道段(10)、连接于可动喉道段后端的可动扩压段(12)；所述可动收缩段内部及可动喉道段(10)内部均设有泄流腔(2)。

【技术特征摘要】
1.一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，其特征在于，包括自前向后延伸的高速通道(13)、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道(14)、一级压缩面(1)、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板(5)、铰接在通道隔板(5)前端并向前延伸的转动唇罩(3)；高速通道(13)的外壁面为高速通道唇罩(6)，低速通道(14)的内壁面包括铰接于一级压缩面(1)后端的可动收缩段(8)、铰接与可动收缩段(8)后端并向后延伸的可动喉道段(10)、连接于可动喉道段后端的可动扩压段(12)；所述可动收缩段内部及可动喉道段(10)内部均设有泄流腔(2)。2.根据权利要求1所述的TBCC进气道，其特征在于：还包括驱动转动唇罩(3)转动的驱动系统，该驱动系统包括位于可动收缩段(8)内侧的驱动器、位于驱动器输出端并自可动收缩段(8)的至少一侧向外延伸并连接转动唇罩(3)的连接板；所述驱动器带动连接板向外或向内移动，从而带动转动唇罩向外转动或向内转动。3.根据权利要求1所述的TBCC进气道，其特征在于：还包括第一摇杆(18)及第二摇杆(19)，所述可动收缩段(8)后端与第一摇杆(18)的上端铰接，可动喉道段(10)的后端与第二摇杆(19)的上端铰接，所述第一摇杆(18)的下端与第二摇杆(19)的下端均铰接在自前向后延伸的水平作动杆(20)上。4.根据权利要求1或2或3所述TBCC进气道的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(a)根据飞行马赫数范围确定双通道各自的设计点马赫数与捕获流量并设计高速通道的气动型面(13)；(b)确定唇罩转动唇罩与通道隔板之间的转动铰接点(4)的位置，其具体位置应为：转动铰接点的位置应为(6)高速通道唇罩激波在(13)高速通道下壁面的反射点，在此此基础上并构造低速通道(14)；(c)根据巡航马赫数与压缩量要求，进行低速通道(14)最小气动型面的设计；(d)根据飞行需要最大流量，确定低速通道(14)最大气动型面；(e)确定控制点将低速通道(14)下壁面设计为可变结构，选取控制点，进行变结构设计；(f)根据数值仿真确定可动喉道调节(10)与转动唇罩(3)调节规律；(g)进行气动实验，验证进气道工作性能与起动性能，并增设适当的流动控制措施。5.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，步骤(a)包括以下分步骤：(a1)选取飞行马赫数范围内的最大值为高速通道的设计点马赫数，根据发动机要求的最大流量选取捕获流量；采用双激波外压缩的形式进行配波，根据进气道前体长度及总压缩量要求，分配一级偏转角与二级偏转角；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；(a2)确定高速流道的内收缩比；内收缩比在1.1～1.3之间；(a3)确定高速通道喉道面积，定义高速通道喉道高度为h0，内收缩段的长度为喉道长度的3～4倍，给定进气道入口高度，同时根据内收缩比的定义获得高速通道喉道高度，根据高速通道喉道高度计算出内收缩段长度；(a4)唇罩外表面与水平线夹角为9°～12°。6.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，步骤(b)包含以下分步骤：(b1)选定低速通道的设计点马赫数，该马赫数的选择首先应保证不大于模态转换马赫数，并且接近低速通道巡航马赫数；由于二级压缩面已设置为转动唇罩，一级压缩面角度固定故根据低速通道(14)的设计马赫数；可直接确定激波角β；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；以转动铰接点(4)为圆心，二级压缩面长度为半径与一级压缩面所产生的交点即为低速通道设计点唇罩的位置；若这是所设计的低速通道的捕获流量，满足发动机最大流量需求，则需要返回步骤(a)重新设计；b2)确定低速流道的内收缩比，定义A1为低速通道入口截面的面积，A2为低速通道喉道截面的面积；内收缩比Art为低速通道入口截面与喉道截面的面积之比；内收...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙姝，张宇超，谭慧俊，刘亚洲，黄河峡，张悦，
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