一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法
专利汇可以提供一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。对于设计方面而言，本发明在传统二级外压缩高超声速进气道的 基础 上，将二级压缩面设计为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通道实现外并联结构，并且将低速通道下壁面设计为可变结构，使低速通道内收缩比可调，从而改善低速通道起动性能不佳的问题。高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换 阀 的功能，使得进气道结构简化，可靠性增强。同时本发明还提供了一种转动唇罩的具体实施方案，通过在通道 侧壁 引入滑动薄板的形式以伺服 电机 控制转动唇罩，使得转动唇罩运动可控，在满足模态转换的同时，通过与可变喉道的配合还可以实现低速通道的流量控制。，下面是一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法专利的具体信息内容。
1.一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，其特征在于，包括自前向后延伸的高速通道(13)、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道(14)、一级压缩面(1)、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板(5)、铰接在通道隔板(5)前端并向前延伸的转动唇罩(3)；高速通道(13)的外壁面为高速通道唇罩(6)，低速通道(14)的内壁面包括铰接于一级压缩面(1)后端的可动收缩段(8)、铰接与可动收缩段(8)后端并向后延伸的可动喉道段(10)、连接于可动喉道段后端的可动扩压段(12)；所述可动收缩段内部及可动喉道段(10)内部均设有泄流腔(2)；
还包括第一摇杆(18)及第二摇杆(19)，所述可动收缩段(8)后端与第一摇杆(18)的上端铰接，可动喉道段(10)的后端与第二摇杆(19)的上端铰接，所述第一摇杆(18)的下端与第二摇杆(19)的下端均铰接在自前向后延伸的水平作动杆(20)上；
当水平作动杆(20)向后缩回，拉动第一摇杆(18)及第二摇杆(19)的下端向后移动而使第一摇杆(18)上端、第二摇杆(19)上端分别拉动可动收缩段(8)、可动喉道段(10)向远离转动唇罩(3)的方向移动，从而使喉道面积扩大。
2.根据权利要求1所述的TBCC进气道，其特征在于：还包括驱动转动唇罩(3)转动的驱动系统，该驱动系统包括位于可动收缩段(8)内侧的驱动器、位于驱动器输出端并自可动收缩段(8)的至少一侧向外延伸并连接转动唇罩(3)的连接板；所述驱动器带动连接板向外或向内移动，从而带动转动唇罩向外转动或向内转动。
3.根据权利要求1或2所述TBCC进气道的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(a)根据飞行马赫数范围确定双通道各自的设计点马赫数与捕获流量并设计高速通道(13)的气动型面；
(b)确定转动唇罩与通道隔板之间的转动铰接点(4)的位置，其具体位置应为：转动铰接点的位置应为高速通道唇罩(6)激波在高速通道(13)下壁面的反射点，在此此基础上并构造低速通道(14)；
(c)根据巡航马赫数与压缩量要求，进行低速通道(14)最小气动型面的设计；
(d)根据飞行需要最大流量，确定低速通道(14)最大气动型面；
(e)确定控制点将低速通道(14)下壁面设计为可变结构，选取控制点，进行变结构设计；
(f)根据数值仿真确定可动喉道段(10)调节与转动唇罩(3)调节规律；
(g)进行气动实验，验证进气道工作性能与起动性能，并增设适当的流动控制措施。
4.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于，步骤(a)包括以下分步骤：
(a1)选取飞行马赫数范围内的最大值为高速通道的设计点马赫数，根据发动机要求的最大流量选取捕获流量；采用双激波外压缩的形式进行配波，根据进气道前体长度及总压缩量要求，分配一级偏转角与二级偏转角；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
(a2)确定高速流道的内收缩比；内收缩比在1.1～1.3之间；
(a3)确定高速通道喉道面积，定义高速通道喉道高度为h0，内收缩段的长度为喉道长度的3～4倍，给定进气道入口高度，同时根据内收缩比的定义获得高速通道喉道高度，根据高速通道喉道高度计算出内收缩段长度；
(a4)唇罩外表面与水平线夹角为9°～12°。
5.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于，步骤(b)包含以下分步骤：
(b1)选定低速通道的设计点马赫数，该马赫数的选择首先应保证不大于模态转换马赫数，并且接近低速通道巡航马赫数；由于二级压缩面已设置为转动唇罩，一级压缩面角度固定故根据低速通道(14)的设计马赫数；可直接确定激波角β；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
以转动铰接点(4)为圆心，二级压缩面长度为半径与一级压缩面所产生的交点即为低速通道设计点唇罩的位置；若这是所设计的低速通道的捕获流量，满足发动机最大流量需求，则需要返回步骤(a)重新设计；
b2)确定低速流道的内收缩比，定义A1为低速通道入口截面的面积，A2为低速通道喉道截面的面积；内收缩比Art为低速通道入口截面与喉道截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：
S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)；其中，式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；S取值区间为0.75～0.85；
(b3)根据所选设计马赫数确定最小喉道面积，具体方法如下：定义：A1为低速通道入口截面的面积，A0为低速通道喉道截面的面积；由遵循流量守恒原则可知，喉道面积A0为:
式中Ma1为进气道进口马赫数；Ma0为喉道马赫数，Ψ为流量系数设计时一般取1，σ为总压恢复系数取80％～95％；q(M)为流量函数其具体函数形式为：
式中M为马赫数，k＝1.4，根据经验应保证喉道马赫数Ma0在1.2～1.4范围内；
(b4)根据发动机根据起飞时发动机所需的最大流量确定喉道初始最大面积，具体方法如下：根据流量公式：
其中，为发动机要求最大流量；
k＝1.4,R＝287.06， 为进口处总压，R为普适气体常数与空气摩尔质量的比值一般取
286.5,σ为总压恢复系数设计时取80％～95％，T0为总温在设计时认为总温不变，Ma0喉道马赫数，q(M)为流量，A0为喉道最小面积；在喉道马赫数Ma0在0.7-0.8范围内时根据上述流量公式可获得最大喉道面积；
(b5)确定喉道长度，具体方法如下：在低速通道设计状态下，定义喉道高度为H，喉道长度为L，L/H取值在2-4范围内；
(b6)确定扩压段扩张角，根据经验一般取3～7度之内；
(b7)根据给定的捕获流量，内收缩比，最大和最小喉道面积，一级压缩角，扩张角，喉道长度，并且确定基于相互之间的铰接约束、几何关系，在保证可动喉道段(10)时刻保持水平的情况下，可以确定最大/最小气动型面。
6.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于，可变机构的设计方法如下：设计刚性变形机构：
(1)所述可动扩压段(12)有弹簧钢板制作而成；
(2)以设计步骤(c)设计的最小喉道型面为基准，选取铰铰接点：将转动唇罩与一级压缩面的交点作为第一控制点(7)，转动唇罩产生的入射激波在下壁面的反射点作为第二控制点(9)，低速通道扩压段与喉道的交点作为第三控制点(11)；
(3)步骤(c)、(d)中分别确定了低速通道(14)喉道的最大高度hmax以及喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，第一摇杆(18)的最小长度为hmax-hmin，考虑到机构受力以及水平作动杆(20)位移量，将第一摇杆(18)的长度l1选取为最小长度的1.7倍；为了实现可动喉道段(10)在运动时位置保持水平，将第二摇杆(19)的长度l2选取为最小长度的1.9倍；
(4)以最小气动型面为基准，分别以第一控制点(7)与第二控制点(9)为圆心，摇杆长度l1、l2作圆，两圆与根据飞行器总体结构要求所确定的水平基线的交点定为第一摇杆、第二摇杆与水平作动杆(20)的铰接位置；
(5)通过运动仿真的方式判断(1)-(4)设计的连杆变形机构能否实现预期的变形需求，如果不能则调整参数重复(1)-(4)的设计步骤。
7.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，步骤f中，流量与转动唇罩的调节规律应按步骤(b4)中所述的流量公式 与步骤(b3)面积关系：
进行调节将公式进行变换可知：
根据上述公式只要知道来流马赫数便可调节喉道与唇罩面积以保证进气道的工作性能。
一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道及设计方法
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