阅读说明：本技术 具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法 (Supersonic axisymmetric air inlet with serrated lip and design method ) 是由 谢旅荣 郭金默 李晓驰 汪昆 张兵 赵有喜 于 2019-09-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法,该进气道是在保持原始进气道其他基本构型参数和几何特征不变的基础上,对其唇口前端构造出锯齿形切口,其中,切口沿唇口绕回转轴等间距环形阵列分布。在该锯齿状唇口作用下,低来流马赫数时,进气道易于实现自起动；高来流马赫数时,可以利用锯齿形切口将多余流量溢出,有效改善超额定状态下前体激波入射至唇口内所引起的流动分离现象。该设计方案可以有效地降低进气道自起动马赫数,提高总压恢复系数,拓宽进气道工作马赫数范围。本发明结构简单,未引入活动机构,易于实现。(The invention discloses a supersonic axisymmetric air inlet with a serrated lip and a design method thereof. Under the action of the zigzag lip, when the Mach number of incoming flow is low, the air inlet channel is easy to realize self-starting; when the Mach number of incoming flow is high, redundant flow can be overflowed by using the sawtooth-shaped cuts, and the flow separation phenomenon caused by the fact that precursor shock waves are incident into the lip under an over-rated state is effectively improved. The design scheme can effectively reduce the self-starting Mach number of the air inlet, improve the total pressure recovery coefficient and widen the working Mach number range of the air inlet. The invention has simple structure, does not introduce a movable mechanism and is easy to realize.)

具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法

技术领域

本发明涉及吸气式超声速/高超声速飞行器设计领域，具体涉及一种超声速轴对称进气道。

背景技术

超声速/高超声速飞行器在大气层内飞行，主要采用冲压发动机作为动力，进气道作为冲压发动机的一个重要部件，担负着为发动机从大气中引入足够流量空气的任务，而且还起着将低压超声速来流进行预压缩，减速增压使进入燃烧室的空气流动速度与火焰传播速度相适应的作用。其性能和所提供的流场品质，对发动机及整个飞行器的性能具有重要的影响。因此，进气道的设计对冲压发动机的性能提升十分关键。

轴对称进气道是冲压发动机的一种典型构型，具有结构简单、迎风面利用率高、易于制造、便于携带和发射等优点，现有的轴对称进气道的唇口一般采用单元平唇口，被广泛应用于导弹武器和飞机上。超声速/高超声速飞行器要求进气道在宽广的飞行高度和工作马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的总压恢复系数和流量系数、较低的阻力系数、抗反压能力以及良好的出口流场品质，现有的普通单元平唇口进气道在较低的飞行马赫数下会出现起动困难问题，导致内部出现大面积的流动分离现象从而引起发动机推力不足甚至熄火；另一方面，在高马赫数下由于前体激波入射至唇口内侧，易造成唇罩附近的边界层发生流动分离，导致进气道总压恢复系数降低，严重时甚至会破坏整个进气道的流场。为拓宽进气道工作马赫数范围，提高进气道工作性能，目前许多学者对进气道唇口采用变几何方案改进，如对唇口进行伸缩和转动等方案设计。然而变几何设计方案会在一定程度上增加进气道加工工艺的复杂性以及发动机的重量和复杂程度，同时引起结构连接、密封、冷却、控制等问题，可靠性较差。

发明内容

发明目的：本发明提供了一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道，能够降低进气道的自起动马赫数，提高进气道总压恢复系数，改善流场品质，拓宽进气道的工作范围。

技术方案：为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案。

一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道，包括轴对称的进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩，该唇罩与进气道主体同轴且同样为轴对称设置，所述进气道主体与进气道唇罩之间为进气道内通道唇罩的前缘为锯齿状唇口；所述锯齿状唇口包括若干锯齿状切口，所述切口于唇口上沿唇缘等间距连续阵列分布。

有益效果：本发明通过在设计完成的原始进气道其他基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口前端进行形成周向排列的若干锯齿状切口，在该唇口作用下，低来流马赫数时，进气道易于实现自起动；高来流马赫数时，可以利用锯齿状切口将多余流量溢出，能够有效改善超额定状态下前体激波入射至唇口内所引起的流动分离现象。该设计方案可以通过唇口部位增加的溢流，使进气道在减速扩压过程中的激波强度降低，从而有效地提高总压恢复系数，减少总压损失。

进一步的，所述锯齿状切口与其两侧相同距离的唇缘共同组成一个模块，整周分布16个模块，每个模块占据22.5°。

进一步的，该进气道是具有三级压缩锥面的轴对称结构，唇口上的锯齿切口绕回转轴等间距均布排列。

本发明同时提供了该超声速轴对称进气道的设计方法，包括以下方案：

一种所述超声速轴对称进气道的设计方法，所述锯齿状切口是通过在原始进气道唇口边缘沿回转曲面绘制两腰长13.1cm、内角54°的类等腰曲面三角形，投影至下唇罩法平面得到腰长13cm、内角54.5°、顶角倒圆R＝1cm的类等腰平面三角形，向唇罩方向拉伸拔模70°后通过与唇罩主体进行布尔求差运算得到的。

进一步的，所述锯齿状切口通过剪切原始进气道唇口的一部分形成基于等腰三角形的坡面，剪切后得到的唇口截面法向矢量与下唇法向矢量在左右两侧及顶部三个方位分别形成25°、25°、26°的夹角，此夹角小于原始进气道起动马赫数下对应的激波角。

本发明通过在设计完成的原始进气道其他基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口进行剪切改动，无需引入新的活动机构，易于实现。

附图说明

下面结合附图和

具体实施方式

对本发明作进一步详细说明。

图1是一种具有锯齿状唇口的进气道三维结构图。

图2是本发明所述的原始进气道俯视图。

图3是本发明所述的具有锯齿状唇口进气道的俯视图。

图4(a)是来流马赫数为Ma6.0时原始进气道任意对称截面的流场结构图。

图4(b)是来流马赫数为Ma6.0时具有锯齿状唇口的进气道经过锯齿状切口的截面流场结构图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

如下图1及图3所示，本发明公开了一种具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道，其包括进气道主体1、安装在进气道主体1外侧的进气道唇罩2、唇罩包含锯齿状唇口3、所述进气道主体1与进气道唇罩2之间为进气道内通道4，所述锯齿状唇口3包括若干锯齿状切口5。由图1及图3所示，该进气道是具有三级压缩锥面的轴对称结构，唇口3上的锯齿切口5绕回转轴于唇缘等间距均布排列。

该进气道是完成原始进气道的设计后，在保持其他基本构型参数和几何特征不变的基础上，通过对其唇口前端构造出锯齿形切口5而形成的。如图2所示，原始进气道是具有三级压缩锥面的轴对称结构，其三级半锥角分别为10°、7.4°、12.6°，飞行马赫数为Ma3.5，基于气动关系式，波系按照封口设计，其起动马赫数为Ma3.2。所述锯齿状切口5通过在该原始进气道唇口边缘沿回转曲面绘制两腰长13.1cm、内角54°的类等腰曲面三角形，投影至下唇罩法平面得到腰长13cm、内角54.5°、顶角倒圆R＝1cm的类等腰平面三角形，将此三角平面向唇罩方向拉伸拔模70°后通过与唇罩表面进行布尔求差运算，可得锯齿状切口5。

所述锯齿状切口5截面为成某一角度的斜坡面，该斜坡面法向矢量与下唇面法向矢量在左右两侧及顶部三个方位分别形成25°、25°、26°的夹角，此夹角小于原始进气道起动马赫数下对应的激波角，以避免在此三截面上产生脱体激波影响进气道正常工作。所述锯齿状切口5与其两侧相同距离的唇缘共同组成一个模块，整周分布16个模块，每个模块各占据22.5°。

在锯齿状切口5作用下，进气道在起动过程中可以通过切口处的额外溢流将起动马赫数有效地降低；当飞行马赫数高于设计马赫数时，前体激波入射至唇罩2内部与下唇边界层干扰引起流动分离，而沿唇缘回转阵列均匀分布的锯齿状切口在一定程度上可以使入射激波溢出，且能减小激波/边界层干扰引起的分离包。因此，在低来流马赫数下，容易实现进气道的自起动，高来流马赫数下，可以改善进气道在超额定状态下的唇罩内流动分离现象。另一方面，锯齿状唇口3部位增加的溢流，使进气道在减速扩压过程中的激波强度降低，从而有效地提高总压恢复系数，减少总压损失。

应用实例

(1)设计进气道工作状态的飞行马赫数为Ma3.5，超额定状态下的飞行马赫数至Ma6.0。

(2)方案介绍：

设计了一个具有三级压缩锥面的超声速轴对称进气道，三个半锥角分别为10°、7.4°、12.6°，来流马赫数为Ma3.5时，喉道马赫数为Ma1.58。按照气动关系式，前体激波正好交汇于唇口。按照前文所述，通过对该进气道唇口剪切得到具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道。通过数值仿真得到原始进气道和具有锯齿状唇口的进气道的起动能力、总压恢复系数以及超额定状态下的流场对比分析。

(3)起动能力对比

如表1所示，来流马赫数为Ma3.5时，原始进气道在Ma3.2时起动，而具有锯齿状唇口的进气道在Ma2.7起动，起动马赫数降低了15.63％。可以看出，由于唇口形状的改变，即唇口面积的减少，唇口部位的额外溢流量增加，使得进气道的起动能力有效地提高，进气道工作马赫数范围得到显著拓宽。

	原始进气道	具有锯齿状唇口的进气道
			自起动马赫数	3.2	2.7

表1进气道的自起动马赫数对比(4)总压恢复系数对比

如表2所示，来流马赫数为Ma3.5时，具有锯齿状唇口的进气道比原始进气道喉道处的总压恢复系数提高了2.49％，出口处的总压恢复系数提高了2.15％。这说明唇口部位增加的溢流，使进气道在减速扩压过程中的激波强度降低，减小了流动分离引起的损失，从而有效地提高总压恢复系数，减少总压损失。

	喉道	出口
			原始进气道	0.6571	0.5989
具有锯齿状唇口的进气道	0.6735	0.6118

表2进气道的总压恢复系数对比(5)来流马赫数为Ma6.0时流场对比

来流马赫数达到Ma6.0时，此时飞行马赫数高于设计马赫数，前体激波入射至唇罩内部，进气道处于超额定工作状态。如图4(a)与4(b)所示，激波与下唇边界层干扰引起流动分离，而沿唇缘回转阵列均匀分布的锯齿状切口在一定程度上可以使入射激波溢出，且能减小激波/边界层干扰引起的分离包，从而改善激波/边界层干扰引起的流动分离，提高流场品质。

综上所述，具有锯齿状唇口的进气道能够降低进气道的自起动马赫数，提高进气道总压恢复系数，改善流场品质，拓宽进气道的工作范围，故该设计方案是可行的。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出在不脱离本发明的构思前提下，还可以做出若干推演或替代，这些推演或替代都应视为本发明的保护范围。