【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于机体推进一体化进气道，具体涉及一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法。
技术介绍
1、机体推进一体化气动布局与传统飞机布局存在较大差异，传统飞机的航空发动机与机身是完全解耦的，其发动机内部空间充足，工作范围在亚音速和2倍音速之间；而机体推进一体化气动布局是将机身与发动机融合设计，可显著降低高速巡航时产生的气动阻力，其机体内部空间十分紧凑。当飞行速度达到3倍音速以上时，进气道内的边界层增厚，内流场中的激波与边界层相互干扰会带来局部高温、流场均匀性差等诸多不利影响，对进气道的稳定工作影响十分巨大，严重时会导致进气道入口壅塞而出现不起动、发动机熄火等情况，因此，需要对进气道进行流动控制，通过吸除进气道低能边界层，达到提高综合性能、拓宽工作范围的目的。
2、边界层吸除的原理是利用进气道内表面当地静压与外界环境静压之差，通过流动控制装置巧妙地将低能低速的边界层气流排到外界环境。传统飞机进气道往往是通过机械调节压缩面改变气流压缩、同时配合吸除缝吸除低能边界层气流，让发动机在宽速域都能高性能稳定工作。而机体推进一体化布局进气道由于激波边界层干扰、气动热等问题严重，无法使用大面积的边界层吸除缝；同时进气道内部空间紧凑，几何调节困难，一般采用固定几何设计，流动控制装置的泄流通道很短，布局结构需要开展集成化、轻量化设计。
技术实现思路
1、为了解决上述问题，本专利技术旨在提供一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，通过在进气道上设置泄流通道，通过泄流通道将进气道内压缩
2、为达到上述目的，本专利技术具有如下技术方案：
3、一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，包括如下步骤：
4、t1、在进气道上设置泄流通道，泄流通道包括吸除孔3、长方形集气腔4及排气通道5；
5、t2、通过步骤t1的泄流通道，将近壁面的低能气流吸除进气道外，提高进气道喉道7的总压恢复，具体为：
6、沿来流方向的气流经过压缩面2减速增压，进入进气道内压缩段1流经吸除区域即压缩面2上低能气流覆盖区域时，在内外压差的作用下，近壁面的低能气流经吸除孔3、长方形集气腔4、排气通道5排出进气道外，从而提高进气道喉道7的总压恢复；
7、t3、当进气道出现不起动时，通过步骤t1的泄流通道吸除产生分离的低能气流，从而使进气道恢复起动，具体为：
8、当进气道出现不起动时，所述吸除区域即压缩面2上低能气流覆盖区域产生分离，压力骤增，气流经吸除孔3排出产生分离的低能气流，从而使进气道恢复起动；
9、t4、当发动机反压前传至吸除区域即压缩面2上低能气流覆盖区域时，通过吸除孔3限制激波串上传，从而实现进发匹配。
10、作为优选方式，步骤t1包括：
11、t11、在进气道内压缩段1的压缩面2上吸除区域开设吸除孔3，吸除区域即压缩面2上低能气流覆盖区域，低能气流即近壁面总压损失超过70%的气流；
12、所述进气道内压缩段1和压缩面2用于对来流进行减速增压，吸除孔3利用压差吸除进气道压缩面2上的低能气流；
13、所述吸除孔3的开孔方向与开孔所在位置的表面垂直，吸除孔3按矩阵排列，吸除孔3沿长度方向的轴线与进气道的中轴线平行，以确保吸除孔3的吸除效果最佳；
14、t12、长方形集气腔4入口与步骤t11的吸除孔3连通；
15、所述长方形集气腔4用于汇集通过吸除孔3的气流，长方形集气腔4的入口即为吸除孔3的出口，长方形集气腔4的出口即为排气通道5的入口，长方形集气腔4的内腔宽度与所述吸除区域的宽度相同，长方形集气腔4的内腔的长度在所述吸除区域长度的基础上前后各扩展一个吸除孔3的长度，以避免被吸除的低能气流即近壁面总压损失超过70%的气流倒流回进气道内压缩段1，长方形集气腔4的高度确保排气通道5的面积与所述吸除区域即压缩面2上低能气流覆盖区域的面积相等，以保证被吸除的低能气流完全排出；长方形集气腔4的入口与所述吸除区域连接成整体，以减小吸除孔3的高度，提升吸除效果；
16、t13、排气通道5向进气道底部两侧延伸且与长方形集气腔4出口连通；
17、所述排气通道5用于将吸除的低能气流排出机体，排气通道5的出口与外部大气环境连通且与机体外表面6连接，排气通道5的后掠角即排气通道5的出口中心线与进气道中轴线的夹角为40°～55°，确保在排气顺畅前提下降低附加阻力。
18、作为优选方式，所述进气道包括位于进气道内收缩段1上游的压缩面2、位于进气道唇口8与进气道喉道7之间的进气道内压缩段1、位于进气道内压缩段1的入口及吸除区域前端正下方的进气道唇口8、位于进气道内压缩段1出口的进气道喉道7、与排气通道5的出口端连接并固定在进气道外的机体外表面6；
19、所述进气道唇口8用于通过唇口激波对来流进一步减速增压，机体外表面6用于承受空气来流带来的气动力及气动热载荷，进气道喉道7用于决定进气道的压缩量。
20、作为优选方式，吸除区域和吸除孔的设计方法，包括以下步骤：
21、s31、获取进气道的结构参数；
22、其中，s31所述的进气道的结构参数包括进气道内压缩段的长度 l及进气道喉道的面积 a；
23、s32、根据步骤s31的结构参数确定压缩面上的吸除区域大小；
24、s33、根据进气道工作设计点计算当地的湍流边界层位移厚度 δ*；
25、其中，s33所述的计算当地的湍流边界层位移厚度 δ*，具体为：
26、根据主流区的密度 ρe、主流区的速度 ue、边界层内流体密度 ρ及边界层内流体速度 u，通过公式(3)获得当地的湍流边界层位移厚度 δ*：
27、 (3)
28、其中，y是以进气道壁面为计算起点沿边界层厚度方向的距离；
29、s34、通过s33的湍流边界层位移厚度 δ*，获得压缩面上吸除区域内的吸除孔布局。
30、作为优选方式， s32所述的确定压缩面上的吸除区域大小，包括步骤：
31、s3201、根据步骤s31中进气道内压缩段长度 l，通过公式(1)获得吸除区域长度 l1： 本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，步骤T1具体包括：
3.根据权利要求1所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，所述进气道包括位于进气道内收缩段(1)上游的压缩面(2)、位于进气道唇口(8)与进气道喉道(7)之间的进气道内压缩段(1)、位于进气道内压缩段(1)的入口及吸除区域前端正下方的进气道唇口(8)、位于进气道内压缩段(1)出口的进气道喉道(7)、与排气通道(5)的出口端连接并固定在进气道外的机体外表面(6)；
4.根据权利要求1所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，所述吸除区域和吸除孔（3）的设计方法，包括以下步骤：
5.根据权利要求4所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于， S32所述的确定压缩面（2）上的吸除区域大小，包括步骤：
6.根据权利要求4所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，其中，S34所述
...【技术特征摘要】
1.一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，步骤t1具体包括：
3.根据权利要求1所述的一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，其特征在于，所述进气道包括位于进气道内收缩段(1)上游的压缩面(2)、位于进气道唇口(8)与进气道喉道(7)之间的进气道内压缩段(1)、位于进气道内压缩段(1)的入口及吸除区域前端正下方的进气道唇口(8)、位于进气道内压缩段(1)出口的进气道喉道(7)、与排气...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨大伟，王琪，陈锐杰，曲俐鹏，刘建霞，丁智坚，杨辉，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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