一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法技术

本发明专利技术公开了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据；S3：在所述侧壁上开设调压孔；S4：设计整流罩的机动机构。本发明专利技术可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响。

A design method of aerodynamic self separation fairing for ramjet inlet

【技术实现步骤摘要】
一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法
本专利技术涉及一种冲压发动机整流罩的设计方法，具体地说是一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法。
技术介绍
目前，进气道是喷气动力装置的一个重要部件，其功能是利用迎面来流的速度冲压，有效地将动能转化为位能，提高气流的压力，并为这类发动机提供所需的空气流量；另外，冲压发动机不能零速度工作，必须靠助推器升空后进入巡航阶段飞行。在助推阶段，飞行速度也是很高的，这时候如果进气道打开，进入燃烧室的气流产生气动加热，会对内部结构造成影响。所以，进气道还起到封堵作用，该工作的时候打开，不该工作的时候关闭。进气道堵盖开闭是实现冲压发动机工况转换的关键步骤。火箭基组合循环(RocketBasedCombinedCycle,RBCC)发动机工作过程主要包括三个阶段：助推加速阶段，转级阶段，巡航阶段。在助推加速阶段，主要是固体火箭发动机工作工况，巡航阶段主要是冲压发动机工作工况。转级阶段是两者之间的工况，而实现工况转级的主要部件就是进气道。在助推加速阶段需要进气道关闭，进入巡航阶段，则需要进气道打开。为了实现进气道开闭，目前通常采用火工品爆炸的方法，会产生堵盖破片对进气道结构产生附加影响。
技术实现思路
根据上述提出的技术问题，提供了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法。本专利技术采用的技术手段如下：一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在所述整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据及整流罩头部激波的位置；；S3：在所述侧壁上开设调压孔；所述调压孔的大小和位置根据数值仿真计算的结果；S4：设计整流罩的机动机构；包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔的调压孔机动机构、用于保证所述整流罩与所述进气道唇口未分离时所述整流罩与所述超/高超声速飞行器相对位置保持稳固的限位机构和用于所述整流罩在与所述超/高超声速飞行器完全分离前所述整流罩围绕其尾端旋转的转动机构。进一步地，在所述步骤S1中所述底板为从其头部至尾部逐渐向下凸起的弧形面，其宽度从头部至尾部逐渐增大；所述侧壁为向超/高超声速飞行器外侧凸起的弧形面，其上端外缘线与所述超/高超声速飞行器外表面贴合，其宽度从尾部至头部逐渐减小，最终与底板在头部聚拢；所述堵板与所述进气道唇口相匹配。进一步地，在上述步骤S3中，所述调压孔设置在所述侧壁的前部。进一步地，在所述步骤S3中，所述来流条件包括来流总温、来流总压、所述超/高超声速飞行器的飞行攻角和所述超/高超声速飞行器的飞行马赫数。进一步地，在所述步骤S4中，所述整流罩在与所述飞行器超/高超声速飞行器完全分离前旋转10°～25°。进一步地，在所述步骤S4中，所述调压孔机动机构、所述限位机构和所述转动机构在整流罩分离时与所述整流罩一同脱离所述超/高超声速飞行器。通过本方法可以设计出利用气动力来打开所述进气道的作用，在整流罩不与所述进气道唇口分离时，所述限位机构保持所述整流罩与所述超/高超声速飞行器贴合在一起，且此时调压孔机动机构关闭所述调压孔，此时进气道处于封闭状态，当想要进气道打开时，所述调压孔机动机构打开所述调压孔，所述整流罩内压力变大驱动整流罩围绕其尾端进行转动，当转动到一定角度后其与进气道唇口分离，实现进气道的打开。本专利技术提出了一种依靠气动力实现冲压发动机进气道处整流罩安全分离的设计方法，相比传统通过火工品或弹簧机构来进行整流罩分离的方案，可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响，也没有额外的进气道堵盖打开时序要求，提高了进气道使用性能。基于上述理由本专利技术可在一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法等领域广泛推广。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是本专利技术具体实施方式中整流罩结构示意图。图2是本专利技术具体实施方式中整流罩初始位置结构示意图。图3是本专利技术具体实施方式中整流罩分离时结构示意图。图4是本专利技术具体实施方式中调压孔不同位置时整流罩内及其表面压强图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。如图1～图4所示，一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器1的冲压发动机进气道2唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道2的整流罩3，所述整流罩3包括底板31、侧壁32和堵板33；所述侧壁32设置在所述底板31的两侧，所述堵板33设置在所述底板的尾端；S2：在超声速飞行条件下，对超/高超声速飞行器1流场进行分析，获得其流场的数据以及整流罩3头部激波4的准确位置；S3：所述侧壁32上开设调压孔5；所述调压孔5的大小和位置根据所述来流条件以及整流罩3头部激波4的准确位置，采用数值仿真计算获得。侧壁32表面不同部位的压强有明显区别，且调压孔设置在不同位置具有其内部压强不同(如图4所示)，调压孔5内的压力增加为整流罩3的转动提供扭转力矩。S4：设计整流罩3的机动机构；包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔5的调压孔机动机构6、用于保证所述整流罩3与所述进气道2唇口未分离时所述整流罩3与所述超/高超声速飞行器1相对位置保持稳固的限位机构7和用于所述整流罩3在与所述超/高超声速飞行器1完全分离前所述整流罩3围绕其尾端旋转的转动机构8。进一步地，在所述步骤S1中所述底板31为从其头部至尾部逐渐向下凸起的弧形面，其宽度从头部至尾部逐渐增大；所述侧壁32为向超/高超声速飞行器1凸起的弧形面，其上端外缘线与所述超/高超声速飞行器1外表面贴合，其宽度从尾部至头部逐渐减小，最终与底板31在头部聚拢；所述堵板33与所述进气道2唇口相匹配。进一步地，在所述步骤S3中，所述来流条件包括来流总温、来流总压、所述超/高超声速飞行器1的飞行攻角和所述超/高超声速飞行器1的飞行马赫数.进一步地，在所述步骤S4中，所述整流罩3在与所述飞行器超/高超声速飞行器1完全分离前旋转1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于，包括如下步骤：/nS1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；/nS2：在所述整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据及整流罩头部激波的位置；/nS3：在所述侧壁上开设调压孔；/nS4：设计整流罩的机动机构；/n包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔的调压孔机动机构、用于保证所述整流罩与所述进气道唇口未分离时所述整流罩与所述超/高超声速飞行器相对位置保持稳固的限位机构和用于所述整流罩在与所述超/高超声速飞行器完全分离前所述整流罩围绕其尾端旋转的转动机构。/n

【技术特征摘要】
1.一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；
S2：在所述整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据及整流罩头部激波的位置；
S3：在所述侧壁上开设调压孔；
S4：设计整流罩的机动机构；
包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔的调压孔机动机构、用于保证所述整流罩与所述进气道唇口未分离时所述整流罩与所述超/高超声速飞行器相对位置保持稳固的限位机构和用于所述整流罩在与所述超/高超声速飞行器完全分离前所述整流罩围绕其尾端旋转的转动机构。


2.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在所述步骤S1中所述底板为从其头部至尾部逐渐向下凸起的弧形面，其宽度从头部至尾部逐渐增大；
所述侧壁为向超/高超声速飞...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙钦东，常思源，何德胜，刘君，陈泽栋，魏雁昕，王正军，雷海，
申请(专利权)人：大连理工大学，西安航天动力测控技术研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21