阅读说明：本技术 高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法 (Hypersonic inlet lip rotating device and test method ) 是由 杨大伟 余安远 贺元元 吴杰 曲俐鹏 黎崎 杨辉 于 2020-04-22 设计创作，主要内容包括：本发明涉及进气道流动控制技术领域,公开了高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法,包括固定在进气道模型两侧的前端上部带轴孔的侧壁,侧壁之间的上缘位置设置有唇罩；唇罩的前缘位置设置有带摇臂和轴孔的旋转唇口,旋转唇口通过旋转轴、旋转轴垫片、旋转轴螺母活动连接于侧壁之间；唇罩的顶部固定有直线电机,直线电机的转轴前端安装有推杆；推杆通过销轴、销轴垫片、销轴螺母与旋转唇口上的摇臂连接。本发明通过控制直线电机带动推杆伸缩,使摇臂带动旋转唇口绕旋转轴旋转,从而实现进气道的打开或关闭；并实现进气道收缩比可变的变几何过程,以此获得旋转唇口的最大自起动角以及旋转唇口的最小可起动角。(The invention relates to the technical field of flow control of an air inlet, and discloses a lip rotating device of a hypersonic air inlet and a test method, wherein the lip rotating device comprises side walls which are fixed on the upper parts of the front ends of two sides of an air inlet model and are provided with shaft holes, and lip covers are arranged at the upper edges between the side walls; a rotary lip with a rocker arm and a shaft hole is arranged at the front edge of the lip cover, and the rotary lip is movably connected between the side walls through a rotary shaft, a rotary shaft gasket and a rotary shaft nut; a linear motor is fixed at the top of the lip cover, and a push rod is installed at the front end of a rotating shaft of the linear motor; the push rod is connected with the rocker arm on the rotary lip through a pin shaft, a pin shaft gasket and a pin shaft nut. According to the invention, the linear motor is controlled to drive the push rod to stretch, so that the rocker arm drives the rotary lip to rotate around the rotary shaft, and the opening or closing of the air inlet channel is realized; and a variable geometry process with variable contraction ratio of the air inlet is realized, so that the maximum self-starting angle of the rotary lip and the minimum starting angle of the rotary lip are obtained.)

高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法

技术领域

本发明涉及进气道流动控制技术领域，具体涉及高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法。

背景技术

吸气式高超声速推进技术是当前国内外研究的热点，高超声速进气道作为推进系统的关键部件，其主要作用是对自由来流进行减速增压，提供稳定的气流供给燃烧室燃烧，进气道气动性能的优劣直接影响着高超声速推进系统的性能。高超声速进气道的工作范围很宽，如马赫数工作范围常常为Ma4-～Ma6+之间，有些甚至高达Ma12以上。在如此宽广范围内要让固定几何进气道始终保持高气动性能是不可能的，而使用变几何方法则可让进气道一直保持较高的气动性能。因此国外TBCC、RBCC组合动力的研究领域普遍使用变几何进气道。另一方面，在风洞试验中，使用固定几何进气道时，当进气道内收缩比较大时，往往出现进气道无法起动的情况，从而导致试验失败，这时使用变几何进气道则可以让进气道保持起动或实现重起动，从而确保试验顺利进行。

因此使用变几何进气道，或实现进气道的变几何是一项重要的技术措施。同时，实现进气道的变几何还是研究进气道内收缩比分配、开展进气道激波边界层干扰的有效途径。国内外实现进气道的变几何有多种方案，常见的是平移唇口与旋转唇口。美国在GTX项目采用了平移方案，在X-43A飞行器上则采用了旋转方案，后者还在飞行试验中成功实现，但相关具体设计由于保密原因均没有对外公开。国内在进气道的变几何上尚局限在地面研究，且均以静态改变唇口为主(即试验前改变唇口角度与位置，试验中保持不变，试验后再次改变唇口角度与位置并继续试验)。

综上，现有技术方案无法在试验过程中对进气道唇口进行实时调整，无法达到实时变几何控制的要求，从而无法在试验过程中改善进气道的气动性能。

发明内容

基于以上问题，本发明提供高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法，通过控制直线电机带动推杆伸缩，使摇臂带动旋转唇口绕旋转轴旋转，从而实现进气道的打开或关闭；并实现进气道收缩比可变的变几何过程，以此获得旋转唇口的最大自起动角以及旋转唇口的最小可起动角。

为解决以上技术问题，本发明提供了高超声速进气道唇口旋转装置，包括固定在进气道模型两侧的侧壁，两个所述侧壁之间的上缘位置设置有唇罩；所述唇罩的前缘位置设置有带轴孔的旋转唇口，所述旋转唇口通过旋转轴活动连接于所述侧壁之间；所述唇罩的顶部固定有直线电机，所述直线电机的转轴前端安装有推杆；所述旋转唇口上固定有摇臂，所述摇臂与所述推杆驱动连接。

进一步地，旋转唇口通过旋转轴、旋转轴垫片、旋转轴螺母固定在侧壁之间，旋转轴在轴端设有锁紧螺母。

进一步地，旋转唇口的摇臂顶部开设有滑槽，所述推杆通过销轴、销轴垫片、销轴螺母与旋转唇口的摇臂的滑槽相连。

为解决上述技术问题，本发明还提供了高超声速进气道唇口旋转装置的试验方法，包括如下步骤：

S1、第一车试验前控制直线电机，将旋转唇口旋转到其内壁面与水平面成10°角，然后风洞开车试验，此状态下进气道没有起动；

S2、在S1中进气道没有起动状态下，不停车继续吹风并控制直线电机逐步推动旋转唇口旋转至进气道处于关闭状态，在进气道关闭前，观察到进气道恢复起动；并确定进气道恢复起动时唇口内壁面与水平面夹角，即为旋转唇口的最大自起动角；

S3、在同一车次中继续控制直线电机，拉动旋转唇口直到其内壁面再次与水平面成10°角时，进气道一直处于起动状态，此时风洞停车；

S4、第二车试验前，控制直线电机，将旋转唇口旋转到进气道关闭状态，然后风洞开车，待流场稳定后再控制直线电机拉动旋转唇口到旋转唇口内壁面与水平面成10°角，此时进气道顺利起动；

S5、在S4中的同一车次里，继续控制电机拉动旋转唇口，直到进气道进入不起动状态，此时确定旋转唇口内壁面与水平面的角度，由此获得最小可起动角。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.本发明通过控制直线电机带动推杆伸缩，使摇臂带动旋转唇口绕旋转轴旋转，从而实现进气道的打开或关闭；并实现进气道收缩比可变的变几何过程，以此获得旋转唇口的最大自起动角以及旋转唇口的最小可起动角。

2.通过控制直线电机调整旋转唇口的角度，让不起动的进气道恢复起动。

附图说明

图1为实施1和2中高超声速进气道唇口旋转装置的结构示意图；

图2为实施1和2中组成高超声速进气道唇口旋转装置的零部件拆分图；

图3为实施例2中进气道处于关闭状态的结构示意图；

图4为实施例2中进气道处于设计状态的结构示意图；

图5为实施例2中进气道处于最大张角状态的结构示意图；

其中：1、旋转唇口；2、旋转轴；3、旋转轴垫片；4、旋转轴螺母；5、销轴；6、销轴垫片；7、销轴螺母；8、推杆；9、直线电机；10、进气道模型；11、唇罩；12、侧壁；13、摇臂。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。

实施例1：

参见图1和图2，高超声速进气道唇口旋转装置，包括固定在进气道模型10两侧的侧壁12，两个所述侧壁12之间的上缘位置设置有唇罩11；所述唇罩11的前缘位置设置有带轴孔的旋转唇口1，所述旋转唇口1通过旋转轴2活动连接于所述侧壁12之间；所述唇罩11的顶部固定有直线电机9，所述直线电机9的转轴前端安装有推杆8；所述旋转唇口1上固定有摇臂13，所述摇臂13与所述推杆8驱动连接。

风洞试验对高超声速进气道唇口旋转装置的要求是：旋转唇口1运行平稳无卡顿；旋转唇口1动作快速；旋转唇口1无空回、无丢步、具有自锁功能。在本实施例中，组成高超声速进气道唇口旋转装置的零部件见图2，包括：旋转唇口1、旋转轴2、旋转轴垫片3、旋转轴螺母4、销轴5、销轴垫片6、销轴螺母7、推杆8、直线电机9、进气道模型10、唇罩11和侧壁12；为了控制旋转唇口1的旋转运动，本实施例在旋转唇口1上设置摇臂13，摇臂13上开有滑槽，通过销轴5与外部直线步进电机的推杆8相连接。带摇臂13的旋转唇口1通过旋转轴2、旋转轴垫片3、旋转轴螺母4固定在唇罩11侧壁12之间，旋转唇口1含有轴孔，插入旋转轴2后可绕旋转轴2旋转，而旋转轴2两端与进气道唇罩11的侧壁12连接，从而使旋转唇口1与进气道唇罩11相连接；推杆8的一端通过销轴5、销轴垫片6、销轴螺母7与旋转唇口1的摇臂13相连，推杆8的另一端与直线电机9相连，直线电机9的底座固定在进气道模型10的唇罩11上。旋转唇口1可以绕旋转轴2旋转，从而可以实现进气道的打开与关闭，并能实现进气道收缩比可变的变几何过程。

为了防止旋转轴2滑出，本实施例中旋转轴2在轴端设有锁紧螺母。

实施例2：

参见图1-5，高超声速进气道唇口旋转装置的试验方法：

高超声速进气道的三种典型状态：

图3-5所示是唇口旋转装置在高超声速进气道动态工作过程中的典型状态示意图。控制直线电机9，通过旋转唇口1可以调整高超声速进气道旋转唇口1，使高超声速进气道处于三种典型状态：

进气道处于关闭状态，如图3；

进气道处于设计状态，如图4；

进气道处于最大张角状态，如图5。

本实施例中风洞的来流参数为：来流名义马赫数为4.0，总压为6.25atm，总温为288K。具体试验步骤如下：

S1、第一车试验前控制直线电机9，将旋转唇口1旋转到其内壁面与水平面成10°角(如图4)，然后风洞开车试验，此状态下进气道没有起动；

S2、在S1中进气道没有起动状态下，不停车继续吹风并控制直线电机9逐步推动旋转唇口1旋转至进气道处于关闭状态，在进气道关闭前，观察到进气道恢复起动；并确定进气道恢复起动时唇口内壁面与水平面夹角，即为旋转唇口1的最大自起动角；

本实施例中在进气道关闭前，可观察到进气道恢复起动时唇口内壁面与水平面夹角为13°角；由此可见，本发明的旋转唇口1在试验过程中获得了旋转唇口1的最大自起动角。

S3、在同一车次中继续控制直线电机9，拉旋转唇口1直到其内壁面再次与水平面成10°角时，进气道一直处于起动状态；与S1步的对比，在风洞未开车前，旋转唇口1内壁面与水平面成10°角时，风洞开车后进气道处于不起动状态；风洞持续吹风过程中，直线电机9控制旋转唇口1由内壁与水平面由设计状态—关闭状态—设计状态后，使进气道处于起动状态；此过程表明该旋转唇口1可以使不起动的进气道恢复起动；

S4、第二车试验前，控制直线电机9，将旋转唇口1旋转到进气道关闭状态(如图3)，然后风洞开车，待流场稳定后再控制直线电机9拉动旋转唇口1到旋转唇口1内壁面与水平面成10°角(如图4)，此时进气道顺利起动；这一步实际上成功地模拟了美国X-43A飞行演示的动作；

S5、在S4中的同一车次里，继续控制电机拉动旋转唇口1，直到进气道进入不起动状态，此时确定旋转唇口1内壁面与水平面的角度，由此获得最小可起动角。本实施例中直到内壁面与水平面减小到4°角时，进气道进入不起动状态；由此可见，本发明的旋转唇口1可以在试验中获得最小可起动角。

总结，高超声速进气道唇口旋转装置的功能特点：

(1)通过控制直线电机9调整旋转唇口1的角度，让不起动的进气道恢复起动；

(2)唇口旋转装置在试验过程中可以获得旋转唇口1的最大自起动角；

(3)唇口旋转装置在试验过程中可以获得旋转唇口1的最小可起动角。

本发明的唇口旋转装置在地面试验中得到了充分的验证与应用，特别适用于马赫数4～6+的高超声速进气道试验研究，同时也为进气道/发动机匹配试验以及一体化高超声速飞行器试验研究提供了一条可操作的技术途径。初步试验还证明，将电机进行热保护(如水冷等)使其能够承受高温冲击，本发明的旋转唇口1完全可用于高焓暂冲风洞中，试验结果将可直接模拟飞行演示的实际情况，取得可观的效益。

本实施例中的其他部分与实施例1相同，这里就不再赘述。如上即为本发明的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。