冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法.pdf

冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法，涉及冲压发动机。所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅设有共轴层叠在一起的第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片，第一格栅片由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，第二格栅片由固定数量的径向条幅组成，第二格栅片相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一、二格栅片安装于冲压发动机圆形燃烧室入口。根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R；确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin；确定第一格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；确定第二格栅片的径向条幅数量，径向条幅数量为第一格栅片的螺旋片圈数的3倍。

权利要求书
1.  冲压发动机径向进气畸变抑制格栅，其特征在于设有第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片共轴层叠在一起，所述第一畸变抑制格栅片由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，由伺服电机卷收或卷放中心滚筒实现控制柔性螺旋片圈数，第二畸变抑制格栅片由固定数量的径向条幅组成，第二畸变抑制格栅片相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片安装于冲压发动机圆形燃烧室入口。

2.  冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1)根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R，DIS_R由下述公式确定：
DIS_R=P*‾-P(r)min*12ρ∞U∞2]]>
式中，为燃烧室入口平均总压，为燃烧室圆形截面入口处占圆面积1/10的圆环平均总压中最小值，ρ∞为自由来流密度，U∞为自由来流速度；
2)确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin；
3)确定第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；
4)确定第二畸变抑制格栅片的径向条幅数量，径向条幅数量为第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数的3倍。

3.  如权利要求2所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R是根据不同飞行器来流条件通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定最大的径向畸变值DIS_R。

4.  如权利要求2所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin，是通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin。

说明书冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法
技术领域
本发明涉及冲压发动机，尤其是涉及一种冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法。
背景技术
冲压发动机属于吸气式高速推进动力装置，广泛应用于超声速巡航导弹和超声速飞机等高速飞行器，为其提供喷气推进动力。常规冲压发动机由三大主要部件组成，分别是扩压器、燃烧室和尾喷管。高速气流首先进入扩压器减速扩压，速度由超声速下降至亚声速，随后在燃烧室中点火燃烧，最后从尾喷管中喷出产生推力。
从冲压发动机部件来看，扩压器出口气流将进入燃烧室点火燃烧，在真实环境下扩压器出口气流在三维空间里很难保证压力和速度分布的均匀性，即出现所谓“畸变”。由于燃烧室入口的气流畸变程度严重影响气流与燃料在燃烧室中的掺混和稳定燃烧，因此有必要对扩压器出口气流采取整流均匀化的措施，使进入燃烧室中的气流压力和速度的空间分布尽可能均匀一致，以保证获得较好的燃烧效果和更理想的冲压发动机推力，使气流均匀化的过程即为“畸变抑制”。
目前，已有的大量进气畸变抑制措施中，进气格栅获得了最广泛的使用并已经取得了令人满意的畸变抑制效果。但是，目前的进气格栅设计方案中基本都采用形式单一、几何形式固定的格栅，在发动机不同工作状态下格栅的小孔形状、孔径大小、堵塞度均保持不变。固定几何形式的畸变抑制格栅很难保证在发动机所有工作状态下均获得较好的气流畸变抑制效果同时保持最小的发动机内部气动阻力。因此，几何可调的进气畸变抑制格栅对于宽范围工作的冲压发动机而言是理想的选择。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种能够控制冲压发动机在不同飞行姿态和飞行环境下燃烧室入口径向畸变抑制程度可调节的冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅设有第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片共轴层叠在一起，所述第一畸变抑制格栅片由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，可由伺服电机卷收或卷放中心滚筒实现控制柔性螺旋片圈数，第二畸变抑制格栅片由固定数量的径向条幅组成，第二畸变抑制格栅片相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片安装于冲压发动机圆形燃烧室入口。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的设计方法，包括以下步骤：
1)根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R，DIS_R由下述公式确定：
DIS_R=P*‾-P(r)min*12ρ∞U∞2]]>
式中，为燃烧室入口平均总压，为燃烧室圆形截面入口处占圆面积1/10的圆环平均总压中最小值，ρ∞为自由来流密度，U∞为自由来流速度；
2)确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin；
3)确定第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；
4)确定第二畸变抑制格栅片的径向条幅数量，径向条幅数量为第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数的3倍。
在步骤1)中，所述根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R可根据不同飞行器来流条件通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定最大的径向畸变值DIS_R。
在步骤2)中，所述确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin，可通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的工作方式为：
当飞行器从地面起飞时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2；
当飞行器大攻角爬升飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数；
当飞行器飞行速度达到巡航速度后攻角和侧滑角降至设计状态时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2；
当飞行器巡航飞行状态受到干扰导致攻角侧滑角增大，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数；
当飞行器大攻角下降飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数。
本发明通过卷放第一畸变抑制格栅片柔性螺旋片增加圈数实现冲压发动机大攻角和大侧滑角飞行姿态下径向畸变有效抑制，同时当冲压发动机以正常飞行姿态运行时卷收第一畸变抑制格栅片柔性螺旋片减少圈数以减小冲压发动机内部气动阻力。
本发明的工作原理为：在常规冲压发动机圆形截面燃烧室入口安装几何可调的径向进气畸变抑制格栅，根据飞行器的飞行状态改变所导致的扩压器出口气流径向畸变程度不同相应调节畸变抑制格栅直径方向孔径分布密度，减小扩压器出口气流的径向畸变同时获得最小的内部气动阻力，帮助推进系统获得最佳的推进效率，主要应用于冲压发动机。当冲压发动机在起飞爬升阶段、下降阶段或者以大攻角大侧滑角飞行姿态工作时，燃烧室入口气流速度和压力在空间分布出现较大范围的不均匀性，导致气流进入冲压发动机燃烧室后与燃料的掺混和稳定燃烧变得困难。为了抑制冲压发动机燃烧室入口气流的径向畸变，卷放畸变抑制格栅片可调节部分，减小格栅整体孔隙沿直径方向分布的稀疏程度，使气流穿过更密的格栅从而降低气流的径向不均匀程度；反之，当冲压发动机在巡航状态或者以小攻角、小侧滑角飞行姿态工作时，卷收畸变抑制格栅可调节部分，增大格栅整体孔隙沿直径方向的稀疏程度，使气流穿过相对稀疏的格栅从而降低冲压发动机内部气动阻力。
本发明的有益效果在于：(1)、通过转动卷放实现冲压发动机大攻角和大侧滑角飞行姿态下径向畸变有效抑制，同时当冲压发动机以正常飞行姿态运行时卷放第一畸变抑制格栅片柔性螺旋片增加畸变抑制格栅整体稀疏程度减小内部气动阻力；(2)、本发明其结构简单、控制方便，极大地提高冲压发动机的抗径向畸变能力，增大了发动机稳定工作裕度。
附图说明
图1为所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅实施例在冲压发动机中安装位置示意图；
图2为所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅实施例在冲压发动机中安装位置正视图；
图3为所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅实施例装配位置示意图；
图4为装配完成的冲压发动机径向进气畸变抑制格栅实施例整体侧视图；
图5为第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷收状态格栅整体正视图；
图6为第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放状态格栅整体正视图；
图7为最小格栅圆环面积测量方法示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
如图1～6所示，所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅安装于冲压发动机内流通道中，常规冲压发动机由扩压器1、燃烧室2和尾喷管3组成，其中，燃烧室2入口截面为圆形。所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅4安装于燃烧室2入口处。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅设有第一畸变抑制格栅片5和第二畸变抑制格栅片6，第一畸变抑制格栅片5和第二畸变抑制格栅片6共轴层叠在一起，所述第一畸变抑制格栅片5由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，可由伺服电机卷收或卷放中心滚筒实现控制柔性螺旋片圈数，第二畸变抑制格栅片6由固定数量的径向条幅组成，第二畸变抑制格栅片6相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一畸变抑制格栅片5和第二畸变抑制格栅片6安装于冲压发动机圆形燃烧室2入口。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的设计方法，包括以下步骤：
1)根据不同飞行器来流条件通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定最大的径向畸变值DIS_R，DIS_R由下述公式确定：
DIS_R=P*‾-P(r)min*12ρ∞U∞2]]>
式中，为燃烧室入口平均总压，为燃烧室圆形截面入口处占圆面积1/10的圆环平均总压中最小值，ρ∞为自由来流密度，U∞为自由来流速度；
2)通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin。
3)确定第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；
4)确定第二畸变抑制格栅片的径向条幅数量，径向条幅数量为第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数的3倍。
所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅的工作方式为：
当飞行器从地面起飞时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2；
当飞行器大攻角爬升飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数；
当飞行器飞行速度达到巡航速度后攻角和侧滑角降至设计状态时，第一畸变抑制格栅片 的螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2；
当飞行器巡航飞行状态受到干扰导致攻角侧滑角增大，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数；
当飞行器大攻角下降飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片的螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数。
本发明通过卷放第一畸变抑制格栅片柔性螺旋片增加圈数实现冲压发动机大攻角和大侧滑角飞行姿态下径向畸变有效抑制，同时当冲压发动机以正常飞行姿态运行时卷收第一畸变抑制格栅片柔性螺旋片减少圈数以减小冲压发动机内部气动阻力。
本发明的工作原理为：在常规冲压发动机圆形截面燃烧室入口安装几何可调的径向进气畸变抑制格栅，根据飞行器的飞行状态改变所导致的扩压器出口气流径向畸变程度不同相应调节畸变抑制格栅直径方向孔径分布密度，减小扩压器出口气流的径向畸变同时获得最小的内部气动阻力，帮助推进系统获得最佳的推进效率，主要应用于冲压发动机。当冲压发动机在起飞爬升阶段、下降阶段或者以大攻角大侧滑角飞行姿态工作时，燃烧室入口气流速度和压力在空间分布出现较大范围的不均匀性，导致气流进入冲压发动机燃烧室后与燃料的掺混和稳定燃烧变得困难。为了抑制冲压发动机燃烧室入口气流的径向畸变，卷放畸变抑制格栅片可调节部分，减小格栅整体孔隙沿直径方向分布的稀疏程度，使气流穿过更密的格栅从而降低气流的径向不均匀程度；反之，当冲压发动机在巡航状态或者以小攻角、小侧滑角飞行姿态工作时，卷收畸变抑制格栅可调节部分，增大格栅整体孔隙沿直径方向的稀疏程度，使气流穿过相对稀疏的格栅从而降低冲压发动机内部气动阻力。
本发明冲压发动机径向进气畸变抑制格栅设计方法具体过程为：
首先，根据不同飞行器来流条件通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定最大的径向畸变值DIS_R，DIS_R由下述公式确定；式中，为燃烧室入口平均总压，燃烧室圆形截面入口处占圆面积1/10的圆环平均总压中最小值，ρ∞为自由来流密度，U∞为自由来流速度；
其次，通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin，最小圆环面积ARmin确定方式由图7所示(在图7中，标记7为最小圆环面积ARmin)；
然后，确定第一畸变抑制格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；
最后，确定第二畸变抑制格栅片径向条幅数量，格栅径向条幅数量为第一畸变抑制格栅片螺旋圈数的3倍。
冲压发动机径向进气畸变抑制格栅工作方式包括以下过程：
当飞行器从地面起飞时，第一畸变抑制格栅片5螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2，卷收后格栅整体正视图如图5所示；
当飞行器大攻角爬升飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片5螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数，卷放后格栅整体正视图如图6所示；
当飞行器飞行速度达到巡航速度后攻角和侧滑角降至设计状态时，第一畸变抑制格栅片5螺旋片卷收，使圈数为设计状态螺旋片圈数的1/2，卷收后格栅整体正视图如图5所示；
当飞行器巡航飞行状态受到干扰导致攻角侧滑角增大，第一畸变抑制格栅片5螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数，卷放后格栅整体正视图如图6所示；
当飞行器大攻角下降飞行或者大侧滑角飞行时，第一畸变抑制格栅片5螺旋片卷放，使圈数为设计状态螺旋片圈数，卷放后格栅整体正视图如图6所示。