阅读说明：本技术 一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法 (Self-adaptive control method for shock wave seal of hypersonic air inlet ) 是由 李楠 于 2020-12-12 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法,结合高超声速飞行器由低马赫加速至高马赫过程中进气道阻力逐渐降低的特点,利用弹性伸缩机构实现进气道压缩面随飞行马赫数自适应移动,以实现宽速裕飞行工况下进气道激波系封口的效果。本发明结构简单、便于安装；同时与主动控制方法相比,不需要外界能量的输入,结构简单便于搭建维护,选择合适弹性系数,可以实现宽速裕飞行工况下激波封口效果。(The invention provides a self-adaptive control method for the shock wave sealing of a hypersonic air inlet, which combines the characteristic that the resistance of the air inlet is gradually reduced in the process that a hypersonic aircraft is accelerated from low Mach to high Mach, and utilizes an elastic telescopic mechanism to realize the self-adaptive movement of a compression surface of the air inlet along with the flying Mach number so as to realize the effect of the shock wave system sealing of the air inlet under the working condition of wide-speed and abundant flight. The invention has simple structure and convenient installation; compared with an active control method, the shock wave sealing device has the advantages that external energy is not needed to be input, the structure is simple, the building and the maintenance are convenient, the proper elastic coefficient is selected, and the shock wave sealing effect under the wide-speed and rich-flight working condition can be realized.)

一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法

技术领域

本发明涉及高超声速进气道的技术领域，尤其是一种激波封口的自适应控制方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器需要依靠自身去捕获空气，用于组织燃料的燃烧。高超声速进气道是吸气式高超声速推进系统的重要部件，其性能的好坏直接影响着推进系统的工作性能。进气道的流量系数对高超声速推进系统的推力具有最直接的影响，流量系数的降低即对应这推进系统推力的同比例减少，因此在飞行器飞行包线内维持进气道最大气流捕获是实现发动机最大性能的关键。

高超声速进气道通常是以巡航状态工作点进行设计，在此状态下进气道外压缩激波打在上唇罩实现激波封口，进而实现最大的气流捕获。然而，面对飞行器宽速裕的飞行需求，在较低飞行马赫数时，进气道产生的激波位于唇罩外侧，造成了一定的溢流。此时进气道流量系数显著下降，并伴随着溢流阻力。因此通过控制手段提高进气道的流量系数是至关重要的。

目前对进气道波系进行控制以提高流量系数的途径是设置专门机构以调节进气道几何形状，或通过流动控制方法改变气流流动状态进而实现波系的控制。但这些方法也付出了昂贵代价：重量增加严重，执行机构结构及控制系统复杂，可靠性降低等。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法，结合高超声速飞行器由低马赫加速至高马赫过程中进气道阻力逐渐降低的特点，利用弹性伸缩机构实现进气道压缩面随飞行马赫数自适应移动，以实现宽速裕飞行工况下进气道激波系封口的效果。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案的具体步骤为：

步骤一：根据高超声速飞行器工作马赫数和飞行高度，查询标准大气参数表获得进气道工作气流静压、静温，并以n个非设计工况下的马赫数及气流静压、静温做为来流条件对高超声速进气道/隔离段进行地面风洞试验；

步骤二：在风洞试验中，给定步骤一的来流条件，当来流静压恒定后，通过纹影测量技术获得进气道波系与进气道唇罩的水平距离x_i，其中i＝1，2，3，…n；

步骤三：通过测力天平获得进气道压缩面沿气流方向的阻力F_i；

步骤四：计算各个工况下所需弹性系数k_i＝F_i/x_i；

步骤五：将步骤四中各个工况下所需弹性系数利用公式(k₁+k₂+…+k_n)/n计算均值，均值作为弹性装置的弹性系数；

步骤六：选用与步骤五中获得弹性系数相同的弹性装置，并进行高超声速进气道激波封口自适应控制的地面试验验证，如果进气道压缩波系打到上唇罩，即实现激波封口，则高超声速进气道激波封口的自适应控制系统设计结束；如进气道压缩波系未打到上唇罩，即未实现激波封口，返回步骤二重新确定弹性系数，直至实现激波封口。

本发明的有益效果在于提供了一套完整的设计方法，从数据获取，弹性系数设计，最后进行验证。本方法利用了高超声速飞行器由低马赫加速至高马赫过程中阻力降低的特点，利用阻力不同并结合弹性装置将压缩面移动至特定位置以实现激波封口，结构简单、便于安装；同时与主动控制方法相比，不需要外界能量的输入，结构简单便于搭建维护，选择合适弹性系数，可以实现宽速裕飞行工况下激波封口效果。

附图说明

图1是高超声速进气道激波封口的自适应控制方法的设计流程图。

图2是本发明中进气道及弹性装置安装示意图。

图3是未进行自适应控制时进气道流场。

图4是进行自适应控制时进气道流场。

其中，2.1是进气道压缩面，2.2为进气道唇罩；2.3为发动机机体；2.4为弹性装置。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

实施例如下：

按照图1高超声速进气道激波封口的自适应控制方法的设计流程图。通过风洞试验获得图2中弹性装置所需弹性系数，当飞行器飞行马赫数、高度较低时，此时阻力、压缩波系角度较大，进气道压缩面2.1会向图中右侧移动，进而使得压缩波系打到进气道唇罩2.2；当飞行马赫数、高度较高时，阻力、压缩波系角度变小，受到弹性装置2.4作用，进气道压缩面2.1会向图中左侧移动，并使压缩波系打到进气道唇罩2.2。图3是未进行自适应控制时进气道流场，在图4中利用自适应控制使实现了进气道波系封口效果，进而提升了进气道流量系数。

本实施方式的方法步骤为：

步骤一：根据高超声速飞行器工作马赫数和飞行高度，查询标准大气参数表获得进气道工作气流静压、静温，并以n个非设计工况下的马赫数及气流静压、静温做为来流条件对高超声速进气道/隔离段进行地面风洞试验；

步骤二：在风洞试验中，给定步骤一的来流条件，当来流静压恒定后，通过纹影测量技术获得进气道波系与进气道唇罩的水平距离x_i，其中i＝1，2，3，…n；

步骤三：通过测力天平获得进气道压缩面沿气流方向的阻力F_i；

步骤四：计算各个工况下所需弹性系数k_i＝F_i/x_i；

步骤五：将步骤四中各个工况下所需弹性系数利用公式(k₁+k₂+…+k_n)/n计算均值，均值作为弹性装置的弹性系数；

步骤六：选用与步骤五中获得弹性系数相同的弹性装置，并进行高超声速进气道激波封口自适应控制的地面试验验证，如果进气道压缩波系打到上唇罩，即实现激波封口，则高超声速进气道激波封口的自适应控制系统设计结束；如进气道压缩波系未打到上唇罩，即未实现激波封口，返回步骤二重新确定弹性系数，直至实现激波封口。