本发明属于冲压发动机设计技术领域，尤其涉及一种非均匀压缩系统及其设计方法。
背景技术：
由于可以利用外界大气中的氧化剂进行燃烧，吸气式发动机比火箭发动机具有更高的比冲和更好的经济性。来流通过进气道、压气机压缩减速加压，供给燃烧室与燃料混合进行燃烧，加温、加压后通过喷管膨胀加速喷出从而产生推力。随着飞行马赫数的提高，来流总温、总压急剧增加，仅依靠高速气流自身的滞止就能获得较高的压比，压气机和涡轮就可以省去，此时发动机包含进气道、燃烧室、尾喷管三大部件，称为冲压发动机。一般来说，飞行马赫数在3以上时，吸气式飞行器采用冲压发动机来提供推力。
现在工程使用的冲压发动机是基于均匀压缩概念，即假定燃烧室进口截面流场均匀，气流压缩全靠进气系统完成。因此在宽速域飞行条件下为了达到最优比冲，进气系统在设计时需要满足收缩比(cr)的巨大变化，如在ma＝5.0时最优cr为13，在ma＝10.0时最优cr为30。解决这一问题通常采用的方法是将进排气系统设计成几何可调。与固定几何冲压发动机相比，可调几何冲压发动机不可避免地面临机械结构重量增加、结构强度降低、调节控制复杂等一系列问题。面对超声速乃至高超声速飞行条件下严酷的来流条件，定几何结构是一种非常理想的选择。而均匀压缩概念下的定几何结构设计在宽速域飞行范围内无法同时满足低马赫数飞行时的低压缩需求和高马赫数飞行的高压缩需求。因此，要使得定几何冲压发动机能在宽速域范围内高效可靠地运行，需要跳出均匀压缩设计定几何进气道的思维，基于非均匀气动压缩的思想发展一种新的压缩系统。
技术实现要素：
发明目的
本发明针对传统定几何进气道在宽速域范围内无法同时满足低马赫数飞行时的低压缩需求和高马赫数飞行时的高压缩需求这一问题，提出了一种非均匀气动压缩系统及其设计方法，采用气动压缩与进气道定几何压缩相结合的方式，减小对进气道几何型面压缩量的需求，拓展定几何进气道在宽速域下的气动性能。
发明技术解决方案
一种非均匀压缩系统的设计方法，该方法采用定几何型面压缩结合化学反应释热气动压缩。
优选的，包括如下步骤：
第一步：在飞行包线内选取一个来流马赫数作为设计点设计进气道几何型面，进气道包含高压缩区域和低压缩区域，设计后的几何型面应满足设计点及飞行包线内设计点马赫数以下动力装置对于进气道的性能要求；
第二步：针对飞行包线内除第一步中选定的设计点马赫数以上的来流马赫数，设计气动压缩方案。
优选的，第二步中的气动压缩方案具体为：在进气道壁面布置燃油喷嘴，燃油喷嘴能够向进气道内喷射燃料，燃料与空气混合燃烧产生压缩波对气流进行压缩。
一种非均匀压缩系统，该系统的主体为进口截面面积大于出口截面面积的进气道；进气道的底面由角度不同的线或面构成；进气道的进口端端面两侧高度不同；进气道内壁面设置有燃料喷嘴。
优选的，进气道的进口端端面高度较高一侧与其对应的出口端高度之比能够使来流产生足够的压缩来使进气道内的可燃混气自燃。
优选的，燃料喷嘴的数量为一个或多个。
优选的，燃料喷嘴中轴线与进气道的内壁面垂直或呈一定角度。
优选的，采用的燃料喷嘴包括旋流雾化喷嘴、同轴喷嘴、气动雾化喷嘴。
本发明的优点：
(1)放宽进气道喉道设计：与常规在高马赫数设计点下进行设计的进气道相比，本发明的进气系统在低马赫数设计点下完成设计，进气道喉道高度高于常规进气道、压缩楔角度低于常规进气道，因而在阻力特性、起动特性等方面均优于传统进气道。
(2)气动压缩设计：如果发动机设计中未使用气动压缩，对于等动压轨道，不采用气动压缩方法的低几何收缩比进气道在高飞行马赫数下产生的压缩量是不够的。本发明中提出的非均匀设计结合气动压缩设计方法，能让定几何进气道在高马赫数下产生足够高的压缩量。
(3)定几何设计：本发明中的定几何设计，与可变几何进气道相比，由于不需要变几何调节机构，能有效提高飞行器进气道在高马赫数下的结构强度极限、耐热极限，同时减轻飞行器重量，起到增大发动机推重比的效果。
附图说明
图1～图4是本发明的实施例一的一种非均匀压缩系统的结构示意图。
图5～图8是本发明的实施例二的一种非均匀压缩系统的结构示意图。
图9～图12是本发明的实施例三的一种非均匀压缩系统的结构示意图。
图13是本发明的实施例一的一种非均匀压缩系统非均匀气动压缩模态启动后的燃烧范围示意图。
图中，1-高压缩量侧面、2-低压缩量侧面、3-一级压缩楔、4-燃料喷嘴、5-隔离段下壁面、6-进气道上壁面、7-二级压缩楔、8-三级压缩楔、9-唇口、10-曲面压缩楔、11-燃烧区域、12-未燃区域。
具体实施方式
本发明是通过如下技术方案予以实现的。
一种非均匀压缩系统的设计方法，第一步：设计定几何发动机进气道；在飞行包线内选取一个较低的来流马赫数作为进气道设计点，根据设计点来流条件设计两个不同压缩量的二维进气道。
实施例一中以一级压缩楔三维进气道作为示例，包含一个一级压缩楔3、一个隔离段下壁面5和一个进气道上壁面6，如图1～图4、图13所示，该非均匀压缩系统主体的进气道底面由一个斜面(一级压缩楔3)和一个水平面(隔离段下壁面5)相接构成，进口端端面左侧高度大于右侧高度。
实施例二中以三级压缩楔三维进气道作为示例，包含一个一级压缩楔3、一个二级压缩楔7、一个三级压缩楔8、一个隔离段下壁面5、一个唇口9和一个进气道上壁面6，如图5～图8所示，该非均匀压缩系统主体的进气道底面由三个斜面(一级压缩楔3、二级压缩楔7、三级压缩楔8)和一个水平面(隔离段下壁面5)相接构成，进口端端面左侧高度大于右侧高度。
实施例三中以曲面三维进气道作为示例，包含一个曲面压缩楔10、一个唇口9和一个进气道上壁面6，如图9～图12所示，该非均匀压缩系统主体的进气道底面由一个曲面(曲面压缩楔10)构成，进口端端面左侧高度大于右侧高度。
实施例一、二、三中，高压缩量二维进气道1位于进气道左侧侧面位置，低压缩量二维进气道2位于进气道右侧侧面，设计后的进气道三维几何型面应满足设计点下发动机对来流的压缩需求。高压缩量二维进气道1的设计要求下限是：当该进气道在高马赫数飞行条件下压缩量不够时，应当能产生足够的压缩量，使喷入燃料自燃。
第二步：设计燃料方案；
根据三维进气道工作需求来定制燃料喷射方案。在进气道一级压缩楔3内壁面的适当位置布置一个或多个燃料喷嘴4，燃料喷嘴4可以是标准化产品(常规发动机上使用的旋流雾化喷嘴等)，也可以是经过特殊设计的产品(同轴喷嘴、气动雾化喷嘴等)。燃料喷嘴4的中轴线与一级压缩楔3(或二级压缩楔7或三级压缩楔8或曲面压缩楔10)内壁面垂直或呈一定角度，燃料喷嘴4位置固定，燃料喷嘴4数量、燃料喷嘴4位置坐标、燃料喷嘴4工作状态(开启、关闭、燃料量调节)等参数根据具体设计要求定制。当燃料喷入进气道高压缩侧的适当位置后，混气自燃，化学反应使得燃料内包含的能量释放，改变当地气体的温度压力，引发压缩波，使得内流道中的气体状态(温度、压力、组分)沿xyz三个维度(x向为流向，y向为周向，z向为展向)发生变化，同时高压缩侧燃料燃烧产生的自由基沿流向(x向)和周向(y向)输运后，将会在下游引燃低压缩侧附近的未燃混气。
当飞行器低马赫数飞行时，进气道几何设计能够满足发动机进气压缩需求，此时进气道一级压缩楔3(或二级压缩楔7或三级压缩楔8或曲面压缩楔10)燃料喷嘴4处于关闭状态，当飞行器在高马赫数飞行条件下，进气压缩量不够时，开启燃料喷嘴4，注入燃料，让燃料燃烧释热产生对流场产生气动压缩的效果，使得进气道整体压比提高，满足高马赫数飞行条件的进气压缩需求。
上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的是让熟悉该技术领域的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此来限制本发明的保护范围，凡根据本发明精神本质所作出的等同变换或修饰，都应涵盖本发明的保护范围内。本发明未详细描述的技术、形状、构造部分均为公知技术。
1.一种非均匀压缩系统的设计方法，其特征在于，该方法采用定几何型面压缩结合化学反应释热气动压缩。
2.如权利要求1所述的一种非均匀压缩系统的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
第一步：在飞行包线内选取一个来流马赫数作为设计点设计进气道几何型面，进气道包含高压缩区域和低压缩区域，设计后的几何型面应满足设计点及飞行包线内设计点马赫数以下动力装置对于进气道的性能要求；
第二步：针对飞行包线内除第一步中选定的设计点马赫数以上的来流马赫数，设计气动压缩方案。
3.如权利要求2所述的一种非均匀压缩系统的设计方法，其特征在于，第二步中的气动压缩方案具体为：在进气道壁面布置燃油喷嘴，燃油喷嘴能够向进气道内喷射燃料，燃料与空气混合燃烧产生压缩波对气流进行压缩。
4.根据权利要求1～3任一所述的一种非均匀压缩系统及其设计方法设计的一种非均匀压缩系统，其特征在于，该系统的主体为进口截面面积大于出口截面面积的进气道；进气道的底面由角度不同的线或面构成；进气道的进口端端面两侧高度不同；进气道内壁面设置有燃料喷嘴(4)。
5.如权利要求4所述的一种非均匀压缩系统，其特征在于，进气道的进口端端面高度较高一侧与其对应的出口端高度之比能够使来流产生足够的压缩来使进气道内的可燃混气自燃。
6.如权利要求4所述的一种非均匀压缩系统，其特征在于，燃料喷嘴(4)的数量为一个或多个。
7.如权利要求4所述的一种非均匀压缩系统，其特征在于，燃料喷嘴(4)中轴线与进气道的内壁面垂直或呈一定角度。
8.如权利要求4所述的一种非均匀压缩系统，其特征在于，采用的燃料喷嘴(4)包括旋流雾化喷嘴、同轴喷嘴、气动雾化喷嘴。
技术总结