采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的制作方法
采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器超声速、高超声速进气道领域，特别是定几何进气道。
【背景技术】
[0002]作为吸气式高速推进系统的关键气动部件以及机体/推进系统一体化的重要因素，超声速、高超声速进气道的设计形式和工作特性直接影响着推进系统整体效能的发挥。相关分析结果表明，对于马赫5工作的氢燃料超燃冲压发动机而言，进气道每1%的压缩效率提升即可导致发动机0.5%?1%的比冲增加，每I %的流量捕获效率提升则可导致发动机0.4%的比冲增加。为此，进气道的设计形式和气动性能相当关键，一直以来有大量的研宄工作致力于各类超声速、高超声速进气道的设计方法与性能改善。
[0003]不起动是超声速、高超声速进气道的非正常工作状态，其极易演化为破坏力极强的喘振现象。当进气道处于不起动状态时，其总压恢复系数和流量系数显著下降，并往往伴随着剧烈的波系运动和壁面压强振荡，这不仅使得发动机的推力特性严重恶化，其伴随的周期性力载荷和热载荷还可能导致发动机的结构破坏，并使得飞行器变得更加难以控制。为此，进气道的不起动状态具有相当大的危害，在理论上应该尽量避免。然而，对于宽包线工作的进气道而言其难以避免，并曾在国内外的多次超声速飞行试验中以及俄罗斯(1998年)、澳大利亚(2007年)、美国(2011年)等国际著名高超声速飞行试验中出现，均直接导致了飞行试验的全部或部分失败。为此，不起动喘振问题被视为各类吸气式超声速、高超声速飞行试验的“拦路虎”。
[0004]为了避免飞行实验中以及实际应用中灾难性事故的发生，应采取措施对进气道的喘振现象进行抑制，拓宽其亚临界稳定裕度。同时，为了使不起动后的发动机具备再次点火能力，还应对进气道进行再起动控制，使其重新进入起动状态。由于不起动喘振状态的建立速度非常快，可达十毫秒量级，因此进气道的不起动控制措施在保证可靠再起动的同时，还必须具备可快速响应的特点。目前，进气道不起动喘振状态的控制措施均为机械式，大致有转动唇罩(二元进气道)、平移唇罩(侧压式进气道)、平移中心体(轴对称进气道)等几种方式，其基本原理均是通过增大进口前的溢流来缓解通道内的气流堵塞，进而实现喘振控制。另外，内通道设置放气门也被用来进行不起动喘振控制，如轴对称进气道的旋转放气门方法。从气动原理上来讲，上述进口溢流和通道内放气的办法能够分别对超声速、高超声速进气道的不起动状态进行控制，然而由于涉及到较大的可动部件和行程，上述控制措施的快速响应能力值得怀疑，实时性难以得到保证。
[0005]为此，有必要寻求更为有效的、可快速响应的超声速、高超声速气道不起动控制措施。
[0006]故，需要一种新的技术方案以解决上述问题。
【发明内容】
[0007]为解决上述问题，本发明提供一种气动式控制方法，可快速地、有效地对超声速、尚超声速进气道的亚临界振荡现象进彳丁抑制，并可对其不起动状态进彳丁再起动控制O
[0008]为达到上述目的，本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道可采用如下技术方案:
[0009]一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体、安装在进气道前体外侧的进气道唇罩、自进气道前体向后延伸的内通道下壁板、连接于进气道前体与内通道下壁板之间的多缝板及气动式控制系统；所述内通道下壁板及进气道唇罩之间形成内通道；内通道下壁板与进气道唇罩外缘形成进气道入口 ；所述内通道下壁板内设有收容气动式控制系统的收容腔；所述收容腔与多缝板之间设有第一稳压腔，该第一稳压腔与收容腔之间密封，并通过多缝板与外界连通；所述内通道下壁板上还设有第二稳压腔，该第二稳压腔上具有盖体、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道；所述气动式控制系统包括高压气源、连通高压气源及第一稳压腔的第一引气管、连通高压气源及第二稳压腔的第二引气管；所述第一引气管上设有第一调压阀及第一电磁阀；第二引气管上设有第二调压阀及第二电磁阀。
[0010]为达到上述目的，本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的使用方法可采用如下技术方案:
[0011]当进气道处于亚临界状态时，打开连通第二稳压腔的第二电磁阀，控制高压气体从水平注入通道吹出，对当地边界层气流进行能量补充，实施流动振荡抑制；
[0012]当进气道处于不起动状态时，打开连通第一稳压腔的第一电磁阀，控制高压气体从多缝板注入进气道前体附近流动区域，在内通道中造成低压，而后迅速关闭第一电磁阀，实现辅助再起动控制。
[0013]相较于现有技术，本发明的有益效果为，本发明可快速地实现进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制，并且具有几何固定、结构简单等优点，并且在不同状态下的操作简单方便。在不影响超声速、高超声速进气道基本结构的基础上，设置的多缝板及注入通道占用体积小，便于实现。
【附图说明】
[0014]图1是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的结构示意图。
[0015]图2是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的工作状态示意图，展示了进行喘振现象控制时的状态图。
[0016]图3是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的工作状态示意图，展示了进行再起动控制时的状态图。
【具体实施方式】
[0017]请参阅图1至图3所示，本发明公开了一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体1、安装在进气道前体I外侧的进气道唇罩2、自进气道前体I向后延伸的内通道下壁板4、连接于进气道前体I与内通道下壁板4之间的多缝板6及气动式控制系统。所述内通道下壁板4及进气道唇罩2之间形成内通道28。内通道下壁板4与进气道唇罩2外缘形成进气道入口 32。所述内通道下壁板4内设有收容气动式控制系统的收容腔5，所述收容腔5与多缝板6之间设有第一稳压腔7，该第一稳压腔7与收容腔5之间密封，而该第一稳压腔7通过多缝板6与外界连通。所述内通道下壁板4上还设有第二稳压腔8，该第二稳压腔8上具有盖体17、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道18 ;所述气动式控制系统包括高压气源15、连通高压气源15及第一稳压腔7的第一引气管10、连通高压气源15及第二稳压腔8的第二引气管9 ;所述第一引气管10上设有第一调压阀13及第一电磁阀11 ;第二引气管9上设有第二调压阀14及第二电磁阀12。所述第一、第二调压阀用于调节注入气体流量和压力，第一、第二电磁阀用于快速通断。
[0018]在本实施方式中，所述盖体17为多缝板6的后端延伸在第二稳压腔8上的部分，这样在制造及组装时，多缝板6能够同时覆盖在第一稳压腔7及第二稳压腔8上，便于控制组装精度。而在其他实施方式中，也可以设置盖体17为内通道下壁板4的一部分，即在内通道下壁板4内直接一体成型一个第二稳压腔8，也是可以想到的变形。
[0019]开缝倾斜设置并引导缝中吹出的气流倾斜地向进气道入口 32方向流动，注入通道18位于进气道入口 32的底部。所述多缝板6上的开缝具有若干个，而注入通道18仅有一个。这是因为多缝板6需要形成大角度“气动挡板”25和强斜激波26，从而需要设置多个开缝以提高吹出高压气体的吹气面积和流量；而注入通道18的作用是对进气道 入口 32处的当地边界层气流20进行能量补充，需要使小流量的高压气体集中吹出。故虽然都是为了吹出高压气，但是需要不同的结构实现对应的作用。同时，为了适应多缝板6，所述第一稳压腔7的纵向截面为扁平的长方形。为了适应注入通道，第二稳压腔8的纵向截面设置为非规则多边形，使腔内截面积到注入通道18截面积逐渐缩小，以提高注入通道18吹出气体的流速。
[0020]在实际应用中，为了获得最佳的控制效果，还需要根据具体进气道的气动设计、来流条件等对多缝板6的缝条数、缝倾角、位置以及注入通道18的高度、位置进行细致选取。多缝板上的缝条数为3?10条，斜缝倾角为30°?90°，所述进气道前体表面为第一级压缩面30，第一级压缩面及进气道入口之间为第二级压缩面31，第一级压缩面与第二级压缩面相接处具有钝角的夹角；多缝板的开缝位置取在第二级压缩面。而注入通道18的高度不超过进气道入口高度的10%，位置取在内通道进口附近。
[0021]在本实施方式中，高压气源15为高压气瓶，或者在其他实施方式中，也可以从进气道出口的主流中直接获取高压气源。
[0022]本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道在具体的使用时，包括两种状态下的使用:
[0023]请结合图1及图2，当进气道处于亚临界状态时，结尾激波19停留在进气道入口32上游，其往往容易导致边界层气流20的分离，并诱发整个进气道流动的往复振荡现象，即所谓的喘振现象。此时，第二调压阀14被预先设置在一个合适的开度。而后，迅速打开布置在注入通道18下的第二电磁阀12，控制高压气体从注入通道18高速吹出，对当地边界层气流20进行能量补充，以抑制亚临界状态下进气道口部的边界层分离现象22。这样，开启第二电磁阀12即可消除诱发进气道喘振的上游扰动源，从而可快速地对喘振现象进行抑制。
[0024]请结合图1及图3，当进气道处于不起动状态时，进气道入口被大尺度分离包所堵塞，其给发动机的供气量显著减少，并往往导致其处于熄火状态。此时，迅速打开第一电磁阀11，控制高压气体24从多排斜缝注入进气道前体附近流动区域，形成大角度“气动挡板”25和强斜激波26，并迫使绝大部分主流27溢出内通道外，在内通道28中造成低压，而后迅速关闭电磁阀11，“气动挡板”25瞬间倾倒，进气道入口 32处的局部高压消失，同时内通道28发出膨胀波将进气道入口处的分离包29和激波系吸入内通道中，从而利用流动的瞬态效应实现辅助再起动控制。
[0025]基于上述工作原理，本发明可快速地实现进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制，并且具有几何固定、结构简单等优点。在不影响超声速、高超声速进气道基本结构的基础上，设置的多缝板6及注入通道18占用体积小，便于实现。
[0026]另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
【主权项】
1.一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:包括进气道前体(I)、安装在进气道前体外侧的进气道唇罩(2)、自进气道前体向后延伸的内通道下壁板(4)、连接于进气道前体与内通道下壁板之间的多缝板(6)及气动式控制系统；所述内通道下壁板(4)及进气道唇罩(2)之间形成内通道(28);内通道下壁板(4)与进气道唇罩(2)外缘形成进气道入口 ；所述内通道下壁板内设有收容气动式控制系统的收容腔(5)，所述收容腔与多缝板之间设有第一稳压腔(7)，该第一稳压腔(7)与收容腔(5)之间密封，而该第一稳压腔(7)通过多缝板(6)与外界连通；所述内通道下壁板(4)上还设有第二稳压腔(8)，该第二稳压腔(8)上具有盖体(17)、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道(18);所述气动式控制系统包括高压气源(15)、连通高压气源及第一稳压腔的第一引气管(10)、连通高压气源及第二稳压腔的第二引气管(9);所述第一引气管上设有第一调压阀(13)及第一电磁阀(11);第二引气管上设有第二调压阀(14)及第二电磁阀(12)。2.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述盖体(17)为多缝板的后端延伸在第二稳压腔上的部分或者为内通道下壁板的一部分。3.根据权利要求2所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述多缝板(6)上的开缝具有若干个，而注入通道(18)仅有一个；开缝倾斜设置并引导缝中吹出的气流倾斜地向进气道入口方向流动，注入通道(18)则位于进气道入口的底部。4.根据权利要求3所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:注入通道(18)的高度不超过进气道入口高度的10%。5.根据权利要求4所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:多缝板上的缝条数为3?10条，斜缝倾角为30°?90°，所述进气道前体表面为第一级压缩面(30)，第一级压缩面及进气道入口之间为第二级压缩面(31)，第一级压缩面与第二级压缩面相接处具有钝角的夹角；多缝板的开缝位置取在第二级压缩面。6.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:高压气源为高压气瓶，或者从进气道出口的主流中直接获取高压气源。7.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述第一、第二调压阀用于调节注入气体流量和压力，第一、第二电磁阀用于快速通断。8.如权利要求1-7中任一项所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的使用方法，其特征在于: 既可对超声速、高超声速进气道的亚临界振荡现象进行抑制，也可对其不起动状态进行再起动控制； 当进气道处于亚临界状态时，打开连通第二稳压腔的第二电磁阀(12)，控制高压气体从水平注入通道(18)吹出，对当地边界层气流进行能量补充，以实现流动振荡抑制； 当进气道处于不起动状态时，打开连通第一稳压腔的第一电磁阀(11)，控制高压气体从多缝板(6)注入进气道前体附近流动区域，在内通道(28)中造成低压，而后关闭第一电磁阀(11)，实现辅助再起动控制。
【专利摘要】本发明提供一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体、进气道唇罩、内通道下壁板以及气动式控制系统；所述气动式控制系统设置在进气道前体内部，包括多缝板，多缝板覆盖第一稳压腔；所述内通道下壁板上还设有第二稳压腔，该第二稳压腔上具有盖体、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道；第一、第二稳压腔通过各自的引气管、阀门与高压气源相连，阀门包括调压阀和电磁阀两类，前者用于调节注入气体流量和压力，后者用于快速通断。通过阀门控制高压气体从水平注入通道注入进气道内或从多排斜缝注入进气道内，本发明可快速地进行进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制。
【IPC分类】B64D33/02
【公开号】CN104890887
【申请号】CN201510188361
【发明人】谭慧俊, 张启帆, 陈昊, 庄逸, 张悦
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月20日
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器超声速、高超声速进气道领域，特别是定几何进气道。
【背景技术】
[0002]作为吸气式高速推进系统的关键气动部件以及机体/推进系统一体化的重要因素，超声速、高超声速进气道的设计形式和工作特性直接影响着推进系统整体效能的发挥。相关分析结果表明，对于马赫5工作的氢燃料超燃冲压发动机而言，进气道每1%的压缩效率提升即可导致发动机0.5%?1%的比冲增加，每I %的流量捕获效率提升则可导致发动机0.4%的比冲增加。为此，进气道的设计形式和气动性能相当关键，一直以来有大量的研宄工作致力于各类超声速、高超声速进气道的设计方法与性能改善。
[0003]不起动是超声速、高超声速进气道的非正常工作状态，其极易演化为破坏力极强的喘振现象。当进气道处于不起动状态时，其总压恢复系数和流量系数显著下降，并往往伴随着剧烈的波系运动和壁面压强振荡，这不仅使得发动机的推力特性严重恶化，其伴随的周期性力载荷和热载荷还可能导致发动机的结构破坏，并使得飞行器变得更加难以控制。为此，进气道的不起动状态具有相当大的危害，在理论上应该尽量避免。然而，对于宽包线工作的进气道而言其难以避免，并曾在国内外的多次超声速飞行试验中以及俄罗斯(1998年)、澳大利亚(2007年)、美国(2011年)等国际著名高超声速飞行试验中出现，均直接导致了飞行试验的全部或部分失败。为此，不起动喘振问题被视为各类吸气式超声速、高超声速飞行试验的“拦路虎”。
[0004]为了避免飞行实验中以及实际应用中灾难性事故的发生，应采取措施对进气道的喘振现象进行抑制，拓宽其亚临界稳定裕度。同时，为了使不起动后的发动机具备再次点火能力，还应对进气道进行再起动控制，使其重新进入起动状态。由于不起动喘振状态的建立速度非常快，可达十毫秒量级，因此进气道的不起动控制措施在保证可靠再起动的同时，还必须具备可快速响应的特点。目前，进气道不起动喘振状态的控制措施均为机械式，大致有转动唇罩(二元进气道)、平移唇罩(侧压式进气道)、平移中心体(轴对称进气道)等几种方式，其基本原理均是通过增大进口前的溢流来缓解通道内的气流堵塞，进而实现喘振控制。另外，内通道设置放气门也被用来进行不起动喘振控制，如轴对称进气道的旋转放气门方法。从气动原理上来讲，上述进口溢流和通道内放气的办法能够分别对超声速、高超声速进气道的不起动状态进行控制，然而由于涉及到较大的可动部件和行程，上述控制措施的快速响应能力值得怀疑，实时性难以得到保证。
[0005]为此，有必要寻求更为有效的、可快速响应的超声速、高超声速气道不起动控制措施。
[0006]故，需要一种新的技术方案以解决上述问题。
【发明内容】
[0007]为解决上述问题，本发明提供一种气动式控制方法，可快速地、有效地对超声速、尚超声速进气道的亚临界振荡现象进彳丁抑制，并可对其不起动状态进彳丁再起动控制O
[0008]为达到上述目的，本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道可采用如下技术方案:
[0009]一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体、安装在进气道前体外侧的进气道唇罩、自进气道前体向后延伸的内通道下壁板、连接于进气道前体与内通道下壁板之间的多缝板及气动式控制系统；所述内通道下壁板及进气道唇罩之间形成内通道；内通道下壁板与进气道唇罩外缘形成进气道入口 ；所述内通道下壁板内设有收容气动式控制系统的收容腔；所述收容腔与多缝板之间设有第一稳压腔，该第一稳压腔与收容腔之间密封，并通过多缝板与外界连通；所述内通道下壁板上还设有第二稳压腔，该第二稳压腔上具有盖体、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道；所述气动式控制系统包括高压气源、连通高压气源及第一稳压腔的第一引气管、连通高压气源及第二稳压腔的第二引气管；所述第一引气管上设有第一调压阀及第一电磁阀；第二引气管上设有第二调压阀及第二电磁阀。
[0010]为达到上述目的，本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的使用方法可采用如下技术方案:
[0011]当进气道处于亚临界状态时，打开连通第二稳压腔的第二电磁阀，控制高压气体从水平注入通道吹出，对当地边界层气流进行能量补充，实施流动振荡抑制；
[0012]当进气道处于不起动状态时，打开连通第一稳压腔的第一电磁阀，控制高压气体从多缝板注入进气道前体附近流动区域，在内通道中造成低压，而后迅速关闭第一电磁阀，实现辅助再起动控制。
[0013]相较于现有技术，本发明的有益效果为，本发明可快速地实现进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制，并且具有几何固定、结构简单等优点，并且在不同状态下的操作简单方便。在不影响超声速、高超声速进气道基本结构的基础上，设置的多缝板及注入通道占用体积小，便于实现。
【附图说明】
[0014]图1是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的结构示意图。
[0015]图2是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的工作状态示意图，展示了进行喘振现象控制时的状态图。
[0016]图3是本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的工作状态示意图，展示了进行再起动控制时的状态图。
【具体实施方式】
[0017]请参阅图1至图3所示，本发明公开了一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体1、安装在进气道前体I外侧的进气道唇罩2、自进气道前体I向后延伸的内通道下壁板4、连接于进气道前体I与内通道下壁板4之间的多缝板6及气动式控制系统。所述内通道下壁板4及进气道唇罩2之间形成内通道28。内通道下壁板4与进气道唇罩2外缘形成进气道入口 32。所述内通道下壁板4内设有收容气动式控制系统的收容腔5，所述收容腔5与多缝板6之间设有第一稳压腔7，该第一稳压腔7与收容腔5之间密封，而该第一稳压腔7通过多缝板6与外界连通。所述内通道下壁板4上还设有第二稳压腔8，该第二稳压腔8上具有盖体17、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道18 ;所述气动式控制系统包括高压气源15、连通高压气源15及第一稳压腔7的第一引气管10、连通高压气源15及第二稳压腔8的第二引气管9 ;所述第一引气管10上设有第一调压阀13及第一电磁阀11 ;第二引气管9上设有第二调压阀14及第二电磁阀12。所述第一、第二调压阀用于调节注入气体流量和压力，第一、第二电磁阀用于快速通断。
[0018]在本实施方式中，所述盖体17为多缝板6的后端延伸在第二稳压腔8上的部分，这样在制造及组装时，多缝板6能够同时覆盖在第一稳压腔7及第二稳压腔8上，便于控制组装精度。而在其他实施方式中，也可以设置盖体17为内通道下壁板4的一部分，即在内通道下壁板4内直接一体成型一个第二稳压腔8，也是可以想到的变形。
[0019]开缝倾斜设置并引导缝中吹出的气流倾斜地向进气道入口 32方向流动，注入通道18位于进气道入口 32的底部。所述多缝板6上的开缝具有若干个，而注入通道18仅有一个。这是因为多缝板6需要形成大角度“气动挡板”25和强斜激波26，从而需要设置多个开缝以提高吹出高压气体的吹气面积和流量；而注入通道18的作用是对进气道 入口 32处的当地边界层气流20进行能量补充，需要使小流量的高压气体集中吹出。故虽然都是为了吹出高压气，但是需要不同的结构实现对应的作用。同时，为了适应多缝板6，所述第一稳压腔7的纵向截面为扁平的长方形。为了适应注入通道，第二稳压腔8的纵向截面设置为非规则多边形，使腔内截面积到注入通道18截面积逐渐缩小，以提高注入通道18吹出气体的流速。
[0020]在实际应用中，为了获得最佳的控制效果，还需要根据具体进气道的气动设计、来流条件等对多缝板6的缝条数、缝倾角、位置以及注入通道18的高度、位置进行细致选取。多缝板上的缝条数为3?10条，斜缝倾角为30°?90°，所述进气道前体表面为第一级压缩面30，第一级压缩面及进气道入口之间为第二级压缩面31，第一级压缩面与第二级压缩面相接处具有钝角的夹角；多缝板的开缝位置取在第二级压缩面。而注入通道18的高度不超过进气道入口高度的10%，位置取在内通道进口附近。
[0021]在本实施方式中，高压气源15为高压气瓶，或者在其他实施方式中，也可以从进气道出口的主流中直接获取高压气源。
[0022]本发明采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道在具体的使用时，包括两种状态下的使用:
[0023]请结合图1及图2，当进气道处于亚临界状态时，结尾激波19停留在进气道入口32上游，其往往容易导致边界层气流20的分离，并诱发整个进气道流动的往复振荡现象，即所谓的喘振现象。此时，第二调压阀14被预先设置在一个合适的开度。而后，迅速打开布置在注入通道18下的第二电磁阀12，控制高压气体从注入通道18高速吹出，对当地边界层气流20进行能量补充，以抑制亚临界状态下进气道口部的边界层分离现象22。这样，开启第二电磁阀12即可消除诱发进气道喘振的上游扰动源，从而可快速地对喘振现象进行抑制。
[0024]请结合图1及图3，当进气道处于不起动状态时，进气道入口被大尺度分离包所堵塞，其给发动机的供气量显著减少，并往往导致其处于熄火状态。此时，迅速打开第一电磁阀11，控制高压气体24从多排斜缝注入进气道前体附近流动区域，形成大角度“气动挡板”25和强斜激波26，并迫使绝大部分主流27溢出内通道外，在内通道28中造成低压，而后迅速关闭电磁阀11，“气动挡板”25瞬间倾倒，进气道入口 32处的局部高压消失，同时内通道28发出膨胀波将进气道入口处的分离包29和激波系吸入内通道中，从而利用流动的瞬态效应实现辅助再起动控制。
[0025]基于上述工作原理，本发明可快速地实现进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制，并且具有几何固定、结构简单等优点。在不影响超声速、高超声速进气道基本结构的基础上，设置的多缝板6及注入通道18占用体积小，便于实现。
[0026]另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
【主权项】
1.一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:包括进气道前体(I)、安装在进气道前体外侧的进气道唇罩(2)、自进气道前体向后延伸的内通道下壁板(4)、连接于进气道前体与内通道下壁板之间的多缝板(6)及气动式控制系统；所述内通道下壁板(4)及进气道唇罩(2)之间形成内通道(28);内通道下壁板(4)与进气道唇罩(2)外缘形成进气道入口 ；所述内通道下壁板内设有收容气动式控制系统的收容腔(5)，所述收容腔与多缝板之间设有第一稳压腔(7)，该第一稳压腔(7)与收容腔(5)之间密封，而该第一稳压腔(7)通过多缝板(6)与外界连通；所述内通道下壁板(4)上还设有第二稳压腔(8)，该第二稳压腔(8)上具有盖体(17)、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道(18);所述气动式控制系统包括高压气源(15)、连通高压气源及第一稳压腔的第一引气管(10)、连通高压气源及第二稳压腔的第二引气管(9);所述第一引气管上设有第一调压阀(13)及第一电磁阀(11);第二引气管上设有第二调压阀(14)及第二电磁阀(12)。2.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述盖体(17)为多缝板的后端延伸在第二稳压腔上的部分或者为内通道下壁板的一部分。3.根据权利要求2所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述多缝板(6)上的开缝具有若干个，而注入通道(18)仅有一个；开缝倾斜设置并引导缝中吹出的气流倾斜地向进气道入口方向流动，注入通道(18)则位于进气道入口的底部。4.根据权利要求3所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:注入通道(18)的高度不超过进气道入口高度的10%。5.根据权利要求4所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:多缝板上的缝条数为3?10条，斜缝倾角为30°?90°，所述进气道前体表面为第一级压缩面(30)，第一级压缩面及进气道入口之间为第二级压缩面(31)，第一级压缩面与第二级压缩面相接处具有钝角的夹角；多缝板的开缝位置取在第二级压缩面。6.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:高压气源为高压气瓶，或者从进气道出口的主流中直接获取高压气源。7.根据权利要求1所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，其特征在于:所述第一、第二调压阀用于调节注入气体流量和压力，第一、第二电磁阀用于快速通断。8.如权利要求1-7中任一项所述的采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道的使用方法，其特征在于: 既可对超声速、高超声速进气道的亚临界振荡现象进行抑制，也可对其不起动状态进行再起动控制； 当进气道处于亚临界状态时，打开连通第二稳压腔的第二电磁阀(12)，控制高压气体从水平注入通道(18)吹出，对当地边界层气流进行能量补充，以实现流动振荡抑制； 当进气道处于不起动状态时，打开连通第一稳压腔的第一电磁阀(11)，控制高压气体从多缝板(6)注入进气道前体附近流动区域，在内通道(28)中造成低压，而后关闭第一电磁阀(11)，实现辅助再起动控制。
【专利摘要】本发明提供一种采用气动式不起动控制方法的超声速、高超声速进气道，包括进气道前体、进气道唇罩、内通道下壁板以及气动式控制系统；所述气动式控制系统设置在进气道前体内部，包括多缝板，多缝板覆盖第一稳压腔；所述内通道下壁板上还设有第二稳压腔，该第二稳压腔上具有盖体、连通第二稳压腔腔内及进气道入口的注入通道；第一、第二稳压腔通过各自的引气管、阀门与高压气源相连，阀门包括调压阀和电磁阀两类，前者用于调节注入气体流量和压力，后者用于快速通断。通过阀门控制高压气体从水平注入通道注入进气道内或从多排斜缝注入进气道内，本发明可快速地进行进气道的亚临界振荡抑制和再起动控制。
【IPC分类】B64D33/02
【公开号】CN104890887
【申请号】CN201510188361
【发明人】谭慧俊, 张启帆, 陈昊, 庄逸, 张悦
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月20日
最新回复(0)