定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验

专利名称：一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法专利类型：发明专利
发明人：石磊,何国强,秦飞,刘佩进
申请号：CN201210264341.0
申请日：20120729
公开号：CN102748135A
公开日：
20121024
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法。

采用的二元混压式进气道的基本构型包括外压段、内压段、喉道段、扩张段、唇口,唇口为带有一定楔角的尖板结构；在设计进气道时，适当将设计起动马赫数提高，改变其唇口形状，在满足进气道流量需求的前提下通过牺牲一定的流量，有效地将起动马赫数降低到要求值以下。

其不仅能满足进气道的起动性能要求，而且可在设计时增大进气道的收缩比，从而使其在较宽的工作范围内获得更高的抗反压能力以及更低的出口马赫数以利于燃烧室中高效燃烧的组织。

此外，唇口形状的改变还可带来进气道工作过程中更小的总压损失。

本发明提出的设计方法有较好的实际应用价值。

申请人：西北工业大学
地址：710072 陕西省西安市友谊西路127号646信箱
国籍：CN
代理机构：西北工业大学专利中心
代理人：陈星
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超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。

对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。

当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。

因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。

超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。

空气喷气发动机所需空气的进口和通道。

进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。

涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。

在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。

随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。

超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。

超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。

①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。

外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。

按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。

外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。

设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。

内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。

按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。

对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。

第28卷　第1期航　空　学　报Vol 128No 11　2007年 1月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA J an.　2007收稿日期:2005210211;修订日期:2006207219基金项目:国家863高技术项目(2003AA723020)通讯作者:谢旅荣,E 2mail :xielvrong @ 文章编号:100026893(2007)0120078206定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证谢旅荣,郭荣伟(南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京　210016)Numerical Simulation and Experimental V alidation of Flow in Mixed 2CompressionAxisymmetric Supersonic Inlet with Fixed 2G eometryXIE L u 2rong ,GUO Ro ng 2wei(College of Energy and Power Engineering ,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics ,Nanjing 210016,China )摘　要:针对一种马赫数为4一级的定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞试验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。

利用CFD 方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布,并对M a =4下稳定亚临界状态进行了分析。

研究结果表明:①超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;②迎角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随之下降;③随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;④通道内的静压分布曲线清晰地反映了内通道沿程激波系情况;⑤在大于贴口马赫数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道,从而存在稳定的亚临界状态。

一种组合循环发动机变几何进气道方案刘晓伟;石磊;刘佩进;何国强【摘要】用于空天往返的组合循环发动机工作马赫数范围宽,为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案:用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道,低马赫数时,上下2个通道同时进气,高马赫数时,通过旋转外压段最后一道压缩面关闭下通道后,仅上通道进气,从而实现进气道压缩角和收缩比的大范围调节.研究表明,该变几何进气道在Ma=2.2～7.0范国内具有较高的总压恢复系数,尤其是具有很高的流量系数,且大部分区间出口马赫数合适,该变几何进气道方案调节过程简单、可靠,容易实现.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2016(039)006【总页数】5页(P746-750)【关键词】组合循环发动机;变几何进气道;数值模拟【作者】刘晓伟;石磊;刘佩进;何国强【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V435未来第三代可重复使用航天运输系统将采用吸气式组合推进取代传统的仅使用火箭动力的工作模式，以增强发射的灵活性，并大幅降低运载成本，运输系统的安全性和可靠性也会随之显著提高。

吸气式组合循环动力，典型的如火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机和涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)发动机，是未来最具应用潜力的候选动力之一，一直以来都是该领域研究的热点[1-5]。

用于空天往返的吸气式组合循环发动机，应具有宽广的工作范围。

进气道是吸气式发动机的主要部件，如何保证进气道在宽马赫数范围内具有较高的性能，是吸气式组合动力设计的研究重点之一[6]。

变几何进气道已成为国内外普遍采用的设计方法。

国际上，各典型RBCC发动机方案均采用了变几何进气道技术，如Strutjet的顶板调节方案[7]、GTX的中心锥前后移动方案[8]、ASTRX-RBCC喉道调节门放气方案[5]，日本JAXA顶板升降方案[9]。

57第2卷　第16期产业科技创新　2020，2（16）：57~59Industrial Technology Innovation 典型二元高超声速进气道设计方法研究蔡　佳1,2，徐　白1，崔　杰1，成　诚1（1.南京工业职业技术大学，江苏　南京　210023；2.南京航空航天大学，江苏　南京　210016）摘要：从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，初步实现了对进气道型面的参数化设计方法，为缩短进气道的设计周期和改善进气道性能提供了切实可行的途径。

关键词：高超声速；二元进气道；参数化；设计方法中图分类号：V249.1　文献标识码：A　文章编号：2096-6164（2020）16-0057-03近年来，为了实现更快、更高的飞行，各国对高超声速推进技术的研究投入了大量的人力和物力。

超燃冲压发动机由于在飞行速度和比冲上的突出优势，广泛应用在高超声速飞行的动力装置中。

作为超燃冲压发动机的重要部件之一，进气道可为发动机超声速燃烧提供所需的空气，并尽可能实现高的流量捕获和对来流的高效压缩。

高超声速进气道结构形式较为多样，包括二维进气道、侧压进气道、轴对称进气道、Busemann进气道以及REST进气道等。

其中二元进气道由于其型面设计较为简单，流动情况易于分析，结构容易制造加工并且便于设计能够倾转的唇罩来实现进气道内收缩比的控制等优势，广泛应用于当前高超声速飞行器和发动机地面试验方案中。

但是，即便二元进气道结构较为简单，设计一款适合于工程使用的进气道型面也必须经历初步设计、性能计算后调整参数再设计这一反复迭代设计的过程。

因此，开展二元进气道型面的参数化设计并提炼出一套较为通用的设计方法对缩短进气道的设计周期和改善进气道性能显得尤为重要。

本文将从二元进气道的几何构型出发，总结出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对进气道型面的参数化设计。

高马赫数临近空间无人机气动布局设计分析有连兴;余雄庆;王宇【摘要】以高马赫数临近空间无人机概念方案设计为背景,研究高马赫数无人机气动布局设计问题.为提高气动布局设计的效率,开发了气动外形设计和分析的工具,包括参数化几何建模程序、网格自动生成程序、自动化流场计算程序和结果分析程序.针对高马赫数无人机总体设计要求,提出一种翼身融合的双后掠气动布局方案,翼型为菱形,尾翼构型为V型.为了满足进气道进口流量捕获面积的要求,机体前缘设计成拱形前缘.应用数值分析方法分析展弦比和上反角对升阻比的影响,优选出合适的展弦比和下反角,形成了最终的气动布局方案.流场特性分析结果证实了最终的气动布局方案的合理性.%Aerodynamic configurations in the conceptual design of a near-space HSUAV (high supersonic unmanned aerial vehicle) were investigated.To accelerate the aerodynamic configuration design process, a set of tools for the aerodynamic configuration design and analysis, including the parametric geometry modeling code, the grid generation script, the flow field analysis software and the aerodynamic result analysis code, were developed.Following the request for proposal of the HSUAV, an aerodynamic configuration for the HSUAV, in which the wing was integrated into fuselage, was proposed.The wing used a double-wedge airfoil, and the empennage was in V tail.In order to meet the requirement of the air mass flow captured by the inlet, the straight leading edge of the HSUAV was modified into the arched leading edge.Numerical simulation method was employed to evaluate the aerodynamic characteristics of the HSUAV configurations with different wing aspect ratios anddihedrals.Based on the evaluations, the most suitable wing aspect ratio and dihedral were selected, and the final aerodynamic configuration for the HSUAV was obtained.The viability of the final aerodynamic configuration of the HSUAV was verified by the detailed flow field analysis.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2017(039)004【总页数】7页(P62-68)【关键词】临近空间;无人机;气动布局;空气动力学【作者】有连兴;余雄庆;王宇【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,江苏南京 210016;北京机电工程研究所,北京 100074;南京航空航天大学航空宇航学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,江苏南京 210016;南京航空航天大学航空宇航学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】V221.3高马赫数临近空间无人机是指巡航马赫数为3.0～5.0、飞行高度在20～100 km 的无人飞行器[1]。

战机的鼻孔：说说超音速飞机进气道设计超音速进气道在结构上更复杂，它通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。

超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。

外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。

外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。

内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。

设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。

内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。

混合式进气道：是内外压式的折衷。

对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。

所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。

飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。

圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。

它主要经历了四个阶段：（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。