分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法制造方法及图纸

分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法，涉及航空航天。根据高超声速飞行器需求，设计可调节的内转TBCC进气道，采用二元结构的调节部件以保证结构的旋转可调。为避免通道内结尾激波在靠近通道入口处产生突跳现象，在涡轮通道可调上壁面设置分布式可调节的旋转板，涡轮通道下壁面和冲压通道上壁面间设连通的分布式可调节旋转板，通过布置在各个通道内的压力传感器传递的压力信号对其控制；通过压力信号灵活控制可调节旋转板开合，形成分布式的泄流槽抑制通道内结尾激波突跳现象，避免通道工作失稳，排除低能的附面层，削弱通道内的激波/边界层干扰现象。分布式泄流槽增强通道的抗反压能力，提髙进气道的工作稳定性和工作裕度。工作裕度。工作裕度。

【技术实现步骤摘要】
分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法


[0001]本专利技术涉及航空航天
，尤其涉及一种基于压力信号的分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法。

技术介绍

[0002]随着航空航天技术的不断发展，可水平起降的吸气式宽速域高超声速飞行器已成为未来飞行器重要的研究领域。为了实现可水平起降的宽速域飞行，涡轮基组合循环(Turbine
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ba sed Combined Cycle,TBCC)推进系统应运而生。将适合低速工作的涡轮发动机和高速工作的冲压发动机组合，使这两类发动机在各自适应的工作范围内充分发挥优势，形成具有宽速域连续工作特征的组合式推进系统，推动宽速域飞行器的发展。
[0003]进气道作为吸气式推进系统的重要组成部件之一，其工作性能和工作效率对燃烧室有着显著的影响。对于组合发动机进气道而言，为了在宽马赫数范围内向组合循环发动机提供稳定及高品质的气流，进气道需要在飞行过程中需要依靠自身形状的改变以适应飞行状态的变化。([1]李嘉新.组合动力内转可调进气道研究[D].南京理工大学,2019.DOI:10.27241/d.cnki.gnjgu.2019.000680.)近年来，三维内转进气道因其迎风面积小、压缩效率高、流量捕获系数及总压恢复系数高等特点得到广泛的研究。因此，为了充分利用内转进气道的诸多优势且拓宽其工作速域，众多研究单位开展以内转进气道为基础的TBCC进气道的研究，旨在提高组合进气道的工作性能及工作效率。其中，内转TBCC进气道的可调节部件以二元结构为主，以保证调节过程中整体结构的气密性及结构稳定性。
[0004]进气道在工作状态下，由于燃烧室燃烧产生较高压力向前传递，在通道内会产生复杂的结尾激波或激波串以匹配出口较高的压力。随着出口压力的增大，结尾激波逐渐向通道入口移动，同时会与通道壁面的边界层发生干扰并产生复杂的干扰现象。在内转TBCC进气道中，当结尾激波推出通道入口后，进气道将无法正常工作。另外，当结尾激波受较大波动的出口压力影响或者与通道内背景干扰均会产生突跳的现象，进而导致进气道的工作失稳，这会导致推进系统停止工作，无法提供足够的推力，会严影响飞行器的安全运行。
[0005]为了将结尾激波控制在通道内，以及避免结尾激波在通道内发生突跳现象，需要主动控制结尾激波的动态特性以及改善通道内的流动结构，以保证进气道工作的稳定。因此，提供一种结构简单且便于设置的可调部件的设计方法进行流动控制对于提高进气道的性能具有重要意义。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种基于压力信号的分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法，通过壁面压力信号反馈，控制设置在通道上的分布式的可调部件，以改善通道内的流动状态，抑制结尾激波，提高进气道工作稳定性和工作裕度。
[0007]为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
[0008]本专利技术所述基于压力信号的分布式可调节TBCC进气道流动控制装置，包括内转TBCC进气道可调压缩段、可调涡轮通道、冲压通道、分布式可调节旋转板及压力监测传感器；所述设计方法包括以下步骤：
[0009]1)设计双入射激波内收缩基本流场：基本流场是设计内转进气道不可缺少的条件，根据飞行器的飞行包线，选取基本流场的设计点，根据设计状态下约束条件设计具有双入射激波的内收缩基本流场；
[0010]2)设计内转TBCC进气道可调压缩段：根据给定的进气道入口形状，采用流线追踪技术在双入射激波基本流场中生成带有两级压缩特征的进气道压缩段；修整模型，将压缩段的第二级压缩型面设置为可旋转前分流板，转轴位置为第二级压缩型面的起始位置，旋转角度为第二级压缩角；将第二级压缩型面旋转至与第一级压缩型面平行，形成涡轮通道的入口，通过旋转第二级压缩型面进而控制涡轮通道的开合；
[0011]3)设计可调涡轮通道：涡轮通道分别由可调扩张段和不可调扩张段组成；可调扩张段保持二元特性，以保证结构的可调性；将可调扩张段的上壁面设置为可旋转后分流板，与可调节的第二级压缩型面协同工作，以保证涡轮通道在调节过程中型面的光顺过渡；在涡轮模态下，前分流板和后分流板连接过渡；在冲压模态下，前分流板逐渐关闭，后分流板完全关闭，与涡轮通道下壁面紧密贴合；不可调扩张段通过给定的进出口形状，控制中心线走势及面积变化规律生成；
[0012]4)设计冲压通道：冲压通道为固定的几何型面，为了便于设置流动控制部件，前段控制为类矩形形状，然后根据进出口几何形状，控制中心线及面积变化规律生成冲压通道型面；
[0013]5)设计分布式可调节旋转板：为保证其旋转，分布式可调节旋转板设计为矩形；分布式可调节旋转板分别布置在后分流板自由端、涡轮通道下壁面与冲压通道上壁面之间；分布式可调节旋转板的总长度占各工作通道总长度的5％～10％，且贴近通道入口端，相邻两个可调旋转板之间的距离要大于或等于旋转板本身的宽度，以减弱对通道内主流区流动特征的影响；
[0014]6)布置压力监测传感器：分布式可调节旋转板是通过压力信号进行控制的，其作用即通过旋转开启泄流槽，进而控制通道内结尾激波的快速向前移动以保证进气道工作的稳定性；同时，形成的分布式泄流槽可排除通道内壁面的附面层，增强近壁面气流的能量，提高通道的抗反压能力；因此，需要在通道内布置检测结尾激波位置的压力传感器，分别布置在涡轮通道上、下壁面以及冲压通道上壁面，其位置靠近但位于分布式可调旋转板之后，以保证监测到结尾激波的压力信号进行控制可调板；
[0015]7)设计分布式可调节旋转板的控制方式：所述分布式可调节旋转板，当通道内压力监测点的压力突增或达到预设值，表明结尾激波已经达到甚至超过监测点，此时进入预警模式，相应通道的可调旋转板开启，以控制结尾激波的动态特性；当压力监测点压力恢复正常，可调旋转板即恢复正常，闭合与通道型面光顺过渡。
[0016]在涡轮模态下，当通道内压力传感器监测到结尾激波的压力信号，涡轮通道上壁面的分布式可调旋转板向通道外部逆时针打开形成分布式泄流槽，涡轮通道下壁面的可调旋转板向通道外部顺时针打开，与冲压通道间形成联通的通气槽。涡轮通道上壁面的泄流槽排除近壁面附面层，抑制结尾激波快速移动；涡轮通道下壁面与冲压通道上壁面的通气
槽可以充分抑制结尾激波在下壁面的动态特性。
[0017]在冲压模态下，此时涡轮通道停止工作，涡轮通道的后分流板与涡轮通道下壁面紧密贴合，此时涡轮通道上壁面的分布式可调板不再工作，呈完全关闭状态。当冲压通道内压力传感器监测到结尾激波的压力信号，涡轮通道下壁面的可调旋转板向通道外部顺时针打开，此时与冲压通道上壁面形成分布式泄流槽，可排除冲压通道入口端的附面层，同时抑制冲压通道内结尾激波的动态特性，保证进气道的稳定工作。
[0018]相对于现有技术，本专利技术技术方案取得的有益效果是：
[0019]所述内转TBCC进气道有涡轮模态和冲压模态两种工作模态。相比于传统固定式的流动控制结构，本专利技术主要提供一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法，其特征在于基于压力信号的分布式可调节TBCC进气道流动控制装置，包括内转TBCC进气道可调压缩段、可调涡轮通道、冲压通道、分布式可调节旋转板及压力监测传感器；所述设计方法包括以下步骤：1)设计双入射激波内收缩基本流场：基本流场是设计内转进气道不可缺少的条件，根据飞行器的飞行包线，选取基本流场的设计点，根据设计状态下约束条件设计具有双入射激波的内收缩基本流场；2)设计内转TBCC进气道可调压缩段：根据给定的进气道入口形状，采用流线追踪技术在双入射激波基本流场中生成带有两级压缩特征的进气道压缩段；修整模型，将压缩段的第二级压缩型面设置为可旋转前分流板，转轴位置为第二级压缩型面的起始位置，旋转角度为第二级压缩角；将第二级压缩型面旋转至与第一级压缩型面平行，形成涡轮通道的入口，通过旋转第二级压缩型面进而控制涡轮通道的开合；3)设计可调涡轮通道：涡轮通道分别由可调扩张段和不可调扩张段组成；可调扩张段保持二元特性，以保证结构的可调性；将可调扩张段的上壁面设置为可旋转后分流板，与可调节的第二级压缩型面协同工作，以保证涡轮通道在调节过程中型面的光顺过渡；在涡轮模态下，前分流板和后分流板连接过渡；在冲压模态下，前分流板逐渐关闭，后分流板完全关闭，与涡轮通道下壁面紧密贴合；不可调扩张段通过给定的进出口形状，控制中心线走势及面积变化规律生成；4)设计冲...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱呈祥，孙振棋，刘杰，胡占仓，尤延铖，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：