一种预冷型发动机的带旁通流路进气道及设计方法技术

本发明专利技术公开了一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，包括中心体、唇罩、固定支板、预冷器、分流隔板、进气道外壳、作动部件，通过在预冷器外侧设置旁通流路，使得进气道在低马赫数下工作时有效扩大预冷器处流通面积，避免了由于预冷器形成“第二喉道”而引起的进气道不起动现象；本发明专利技术还提供了适用于该进气道的设计方法。方法。方法。

【技术实现步骤摘要】
一种预冷型发动机的带旁通流路进气道及设计方法


[0001]本专利技术涉及飞行器设计领域，尤其是一种预冷型发动机带旁通流路进气道。

技术介绍

[0002]随着科技的发展，人类对空间的探索和利用已经不再局限于地球轨道和大气层内，开始对高度20
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100km的临界空间进行探索，因此对高性能的高超声速飞行器表现出极大地需求。高超声速飞行器指的是可以在大气层中以5个马赫数以上的飞行速度巡航的飞行器，它比现在的各种隐形技术具有更高的突防能力，更强的及时、高精度打击能力，更宽广的飞行包线。高超声速飞行器的动力一直是其发展的瓶颈，而进气道是高超声速飞行器动力系统的最重要组成部分之一，担负着在各种工况下为发动机提供所需空气的任务。
[0003]预冷型发动机是指在气流在进入发动机前采用换热、射流等手段降低发动机进口的气流温度。这有利于解决和改善发动机在高马赫数下工作时来流空气滞至温度过高的问题。近年来，以英国“SABRE”为代表的利用微小管束型预冷换热器对来流空气进行预冷的方式取得了有效进展。为使发动机在高马赫数工况下的来流空气在进入发动机前充分预冷，又不影响进气道对来流空气的预压缩，预冷器必须安装在进气道后方或者进气道扩压段内，这必将对进气道内流场产生影响。
[0004]在进气道扩压段加入预冷器可以有效拓宽进气道的飞行包线，极大提高进气道在高速飞行状态下的性能。但在低速工况下，预冷器的存在使得该处有效流通面积减小，有可能形成“第二喉道”，会给进气道带来起动问题，尤其在起飞状态下，起动问题更加严重。r/>[0005]为此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。

技术实现思路

[0006]为解决上述问题，本专利技术提供一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，解决在进气道扩张段内增加预冷器后，预冷器占用扩张段内空间而对进气道内流场产生影响，而对进气道在低速飞行状态下的起动能力和气动性能造成影响的技术问题。
[0007]本专利技术同时提供了上述进气道的设计方法。
[0008]为了达到上述目的，本专利技术提供的预冷型发动机的带旁通流路进气道及设计方法可采用的技术方案如下：
[0009]一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，包括中空的中心体、围绕中心体的唇罩、自唇罩向后延伸且同样围绕中心体的外壳、主流路、扩张段、位于主流路内部的预冷器；所述主流路形成于中心体及唇罩之间；扩张段形成于中心体与外壳之间并与主流路连通；其特征在于：还设有位于外壳与中心体之间的分流隔板、驱动分流隔板前后移动的作动部件；
[0010]所述分流隔板与外壳之间形成旁通流路，分流隔板前端还设有同样位于外壳内的连接段，所述预冷器全部位于分流隔板与中心体之间，当分流隔板向前移动至与连接段接触时，所述旁通流路与主流路之间封闭；当分流隔板向后移动时，所述旁通流路与主流路之间连通。
[0011]进一步的，分流隔板为套筒形状，所述外壳上开设有滑槽；外壳外侧覆盖有与作动部件连接的滑槽盖板，穿过滑槽的固定支板；所述固定支板外端与滑槽盖板连接，固定支板内端与分流隔板连接。
[0012]进一步的，所述预冷器包括若干环形的管束，该若干管束围绕中心体设置且管束内流过冷却液。
[0013]进一步的，还设有中心体固定支板；所述中心体通过中心体固定支板与外壳固定连接；所述外壳外侧固定有冷却液输入器、冷却液输出器、冷却液输入通道、冷却液输出通道，冷却液输入器及冷却液输出器相互连通，冷却液输入通道自冷却液输入器延伸入中心体固定支板后，再从中心体内继续延伸并进入扩张段内而与预冷器连通；冷却液输出通道自冷却液输出器延伸入中心体固定支板后，再从中心体内继续延伸并进入扩张段内而与预冷器连通；冷却液输入器、冷却液输入通道、预冷器、冷却液输出通道、冷却液输出器形成一个回路；所述预冷器包括若干环形的管束，该若干管束围绕中心体设置且管束内流过冷却液。
[0014]进一步的，当飞行器的飞行马赫数低于进气道的流路转换马赫数Mt时，将分流隔板向后移动使旁通流路与主流路之间连通；当飞行器的飞行马赫数高于进气道流路转换马赫数Mt时，将分流隔板向后移动使旁通流路与扩张段之间关闭。。
[0015]有益效果：本专利技术提供的进气道的技术方案实现了在轴对称进气道中增加可调旁通流路的布局，避免了传统预冷型轴对称进气道在低速条件下的起动问题。具体的，进气道处于低速飞行状态或地面起飞状态时，此时自主流路进入进气道内的进气量较大，而扩张段内又被预冷器占用空间，则影响进气道起动能力。故，此时将旁通流路的进口与进气道主流路连通，使得进气道在低马赫数下工作时有效扩大预冷器所在位置的扩张段的流通面积，避免了由于预冷器形成“第二喉道”而引起的进气道不起动现象，从而提高了进气道在低马赫数工况下的起动性能和起动能力。而在进气道位于高速状态下，此时需要对进气道内的气流进行冷却，则关闭旁通流路，使气流均需要通过预冷器所在空间以发挥预冷器带来的预冷效果，以解决发动机在高马赫数下工作时来流空气滞至温度过高的问题。
[0016]本专利技术提供的上述进气道的设计方法可采用的技术方案是：包括如下步骤：
[0017](1)旁通流路打开面积与流通面积的确定，包括：
[0018](1a)首先确定进气道扩张段预冷器安装位置的流通面积，并通过比较该处流通面积与进气道在不同飞行状态下喉道面积的大小，确定旁通流路的开合及旁通流路的打开面积；
[0019](1b)根据步骤(1a)得到旁通流路在不同飞行状态下的打开面积后，确定旁通流路的最小流通面积；；
[0020](2)旁通流路基本构型设计，包括：
[0021](2a)所述分流隔板在旁通流路关闭时紧贴进气道外壳(11)与进气道唇罩(2)的连接段(13)，且分流隔板在主流路侧的型线与唇罩内侧型线光滑连接过度；
[0022](2b)进气道外壳(11)与进气道唇罩(2)在中心体固定支板(3)后通过一连接段(12)固定连接，且连接段(12)与轴向方向具有一定的偏折角度γ；
[0023](2c)借助计算流体力学仿真软件仿真模拟步骤(2b)的连接段在不同偏折角度γ下流场结构的特点及旁通流路的损失，确定连接段的偏折角度γ以使旁通流路在不同打开
面积下总压恢复系数不小于0.9；
[0024](2d)借助计算流体力学仿真软件对旁通流路内侧的分流隔板内侧型线设计以使旁通流路在不同打开面积下总压恢复系数不小于0.9；
[0025](2e)借助计算流体力学仿真软件对旁通流路外侧的进气道外壳内侧型线设计以使旁通流路在不同打开面积下总压恢复系数不小于0.9，并在旁通流路与主流路汇合有掺混时，总压恢复系数不小于0.9；
[0026](3)旁通流路安装位置的确定，包括：
[0027]所述旁通流路的安装位置主要由分流隔板的安装位置决定，借助计算流体力学仿真软件对分流隔板在不同径向和轴向安装位置进行仿真模拟以使旁通流路在不同打开面积下总压恢复系数不小于0.9。
[0028]进一步的，步骤(1a)中旁通流路的开本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，包括中空的中心体(1)、围绕中心体的唇罩(2)、自唇罩向后延伸且同样围绕中心体的外壳(11)、主流路、扩张段、位于主流路内部的预冷器(10)；所述主流路形成于中心体及唇罩之间；扩张段形成于中心体与外壳之间并与主流路连通；其特征在于：还设有位于外壳与中心体之间的分流隔板(501)、驱动分流隔板(501)前后移动的作动部件(4)；所述分流隔板与外壳之间形成旁通流路(8)，分流隔板前端还设有同样位于外壳内的连接段(12)，所述预冷器(10)全部位于分流隔板与中心体之间，当分流隔板向前移动至与连接段接触时，所述旁通流路与主流路之间封闭；当分流隔板向后移动时，所述旁通流路与主流路之间连通。2.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于：分流隔板(501)为套筒形状，所述外壳上开设有滑槽(504)；外壳外侧覆盖有与作动部件连接的滑槽盖板(503)，穿过滑槽(504)的固定支板(502)；所述固定支板外端与滑槽盖板连接，固定支板内端与分流隔板(501)连接。3.根据权利要求2所述的一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，其特征在于：所述预冷器包括若干环形的管束，该若干管束围绕中心体设置且管束内流过冷却液。4.根据权利要求1至3所述的一种预冷型发动机的带旁通流路进气道，其特征在于：还设有中心体固定支板(3)；所述中心体(1)通过中心体固定支板(3)与外壳(11)固定连接；所述外壳外侧固定有冷却液输入器(1301)、冷却液输出器(1302)、冷却液输入通道、冷却液输出通道，冷却液输入器(1301)及冷却液输出器(1302)相互连通，冷却液输入通道自冷却液输入器延伸入中心体固定支板(3)后，再从中心体内继续延伸并进入扩张段内而与预冷器(10)连通；冷却液输出通道自冷却液输出器延伸入中心体固定支板(3)后，再从中心体内继续延伸并进入扩张段内而与预冷器(10)连通；冷却液输入器、冷却液输入通道、预冷器、冷却液输出通道、冷却液输出器形成一个回路。5.根据权利要求1至4任一项所述的进气道，其特征在于：当飞行器的飞行马赫数低于进气道的流路转换马赫数Mt时，将分流隔板向后移动使旁通流路与主流路之间连通；当飞行器的飞行马赫数高于进气道流路转换马赫数Mt时，将分流隔板向后移动使旁通流路与扩张段之间关闭。6.一种根据权利要求1至5中任一项所述进气道的设计方法，包括如下步骤：(1)旁通流路打开面积与流通面积的确定，包括：(1a)首先确定进气道扩张段预冷器安装位置的流通面积，并通过比较该处流通面积与进气道在不同飞行状态下喉道面积的大小，确定旁通流路的开合及旁通流路的打开面积；(1b)根据步骤(1a)得到旁通流路在不同飞行状态下的打开面积后，确定旁通流路的最小流通面积；(2)旁通流路基本构型设计，包括：(2a)所述分流隔板在旁通流路关闭时紧贴进气道外壳(11)与进气道唇罩(2)的连接段(13)，且分流隔板在主流路侧的型线与唇罩内侧型线光滑连接过度；(2b)进气道外壳(11)与进气道唇罩(2)在中心体固定支板(3)后通过一连接段(12)固定连接，且连接段(12)与轴向方向具有一定的偏折角度γ；(2c)借助计算流体力学仿真软件仿真模拟步骤(2b)的连接段在不同偏折角度γ下流场结构的特点及旁通流路的损失，确定连接段的偏折角度γ以使旁通流路在不同打开面积
下总压恢复系数不小于0.9；(2d)借助计算流体力学仿真软件对旁通流路内侧的分流隔板内侧型线设计以使旁通流路在不同打开面积下；(2e)借助计算流体力学仿真软件对旁通流路外侧的进气道外壳内侧型线设计以使旁通流路在不同打开面积下总压恢复系数不小于0.9，并在旁通流路与主流路汇合有掺混时，总压恢复系数不小于0.9；(3)旁通流路安装位置的确定，包括：所述旁通流路的安装位置主要由分流隔板的安装位置决定...

【专利技术属性】
技术研发人员：张悦，李超，张晗天，谭慧俊，王子运，薛洪超，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：