CN105730701A - 一种可改变次流进口面积的次流系统 - Google Patents

Abstract

一种可改变次流进口面积的次流系统，其中，次流进口附于弹身表面且在次流进口安装有可调斜板，引射装置安装于弹体尾部，同时次流进口为可变进口面积的平面式进气口，气流经过次流进口由可调斜板组成的通道引入，流入发动机舱与导弹机身蒙皮之间，最后经过引射装置排出；通过控制次流进口的进口面积大小以解决导弹不同工作状态下次流系统对次流量的需求，有效地降低飞行阻力，减小雷达散射面积，提高导弹的隐身性能，同时还有利于导弹的箱式发射，在战备贮存时能够防止异物进入导弹内部，起到防护作用。

Description

一种可改变次流进口面积的次流系统

技术领域

本发明涉及导弹次流技术领域，尤其涉及一种可改变次流进口面积的次流系统。

背景技术

导弹在飞行过程中，一部分从进气道引出或者从外部风斗吸进来的空气，从发动机及其周围结构之间通过，而后由引射装置或其他开口排出导弹外，这部分空气称为次流。次流系统在导弹上的用途主要是进行发动机各部件冷却或改善进气道性能，在任何特定的飞行状态下，冷却温度均为次流流量的函数，在次流量较小时，随着次流流量的增加，冷却温度下降，并在次流流量增加至一定量后冷却温度下降缓慢，同时也增加了放气阻力；因此，在进行次流系统设计时，合适的次流流量不仅影响着引射尾喷管的工作效率，同时对飞行器内发动机各部件和附件的冷却效果起着至关重要的作用。

参见图1所示的导弹用次流系统原理图，次流空气进口可以为风斗式进气口、平面式进气口或进气道放气口，但这三种进气口一般不同时采用，次流空气最后通过导弹尾部安装的引射喷管抽吸到外界大气中；其中，

风斗式进气口总压恢复系数较高，可以采用较小的面积获得较大空气流量，但适应性相对较差，为了满足低速飞行时冷却流量要求，风斗进口面积应设计得较大；但为了抑制在高速飞行时的引射流量，降低引射流量对主喷流膨胀的影响，风斗进口面积应设计得较小；因此，对风斗进口面积的选取需要综合权衡，即使如此，在实际飞行过程中，仍无法始终保持风斗与引射喷管之间的匹配工作；并且，导弹在高速飞行时，风斗式进气口将显著提高导弹的飞行阻力，突出于弹身表面的结构特点也提高了导弹的雷达散射面积，降低了导弹的隐身性能；

平面进气口又称埋入式进气口，它与弹身融于一体的结构特点不仅能够有效的减少雷达散射截面积，还能大幅度地减少飞行器的迎风面积，降低迎风阻力；但是，平面进气口的总压恢复较低，进气量小，难以满足导弹在不同工作状态下对次流系统次流量的需求；

而通过进气道放气口引入二次流的方式会造成进气道的流量损失，降低发动机的工作性能，导致发动机推力损失。

因此，设计一种针对导弹在不同飞行状态下对次流流量的不同需求，同时可根据发动机及引射喷管的工作状态改变次流流量，以保证次流系统在较大范围都能协调匹配工作的次流系统已经成为本领域技术人员亟待解决的重要问题。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于提供一种可改变次流进口面积的次流系统，以解决上述背景技术中的缺点。

本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种可改变次流进口面积的次流系统，包括进气道主流、发动机舱、导弹舱、次流进口及引射装置；其中，次流进口附于弹身表面且在次流进口安装有可调斜板，引射装置安装于弹体尾部，同时次流进口为可变进口面积的平面式进气口，气流经过次流进口由可调斜板组成的通道引入，流入发动机舱与导弹机身蒙皮之间，最后经过引射装置排出；具体运行方式如下：

当导弹在地面静止或贮存状态下，次流进口处于关闭状态，可调斜板保持与导弹机身蒙皮平齐，使得导弹机身表面无凸出或开口，既能防止异物进入导弹内部，又便于导弹的安装和箱式发射；

当导弹飞行至空中后，由于引射装置的抽吸作用，导弹舱的压力迅速降低，在导弹舱内压力低于导弹舱外压力后，次流进口打开，引入二次流以满足次流系统对次流量的需求；

当发动机以较大状态工作时，导弹舱内压力降低，通过增大次流进口的可调斜板倾斜角度，促使次流进口的进口面积增加，以实现次流流量增加进而对发动机各部件和附件进行冷却；

当发动机小工作状态下，通过减小次流进口的可调斜板倾斜角度，以减少次流进口的进口面积，实现次流流量减小。

在本发明中，次流进口附于弹身上表面。

在本发明中，可调斜板的倾斜角度为0o～90o。

在本发明中，引射装置为引射喷管。

在本发明中，根据发动机工作状态不同通过调节次流进口的进口面积大小来实现实时控制次流流量，以促使次流进口与引射喷管协调匹配工作；此方案不仅能解决不同工作状态下次流系统对次流量的不同需求，相比风斗式进气口还能有效地降低飞行阻力，减小雷达散射面积，提高导弹的隐身性能，同时还有利于导弹的箱式发射，在战备贮存时能够防止异物进入导弹内部，起到防护作用。

有益效果：本发明中次流进口附于弹身表面且在次流进口安装有可调斜板，同时次流进口为可变进口面积的平面式进气口，通过控制次流进口的进口面积大小以解决导弹不同工作状态下次流系统对次流量的需求，有效地降低飞行阻力，减小雷达散射面积，提高导弹的隐身性能，同时还有利于导弹的箱式发射，在战备贮存时能够防止异物进入导弹内部，起到防护作用。

附图说明

图1是目前采用的导弹用次流系统原理图。

图2是本发明较佳实施例中的次流系统示意图。

图3是本发明较佳实施例中的地面静止及贮存状态下次流进口处于关闭状态示意图。

图4是本发明较佳实施例中的低速状态下次流进口的工作状态示意图。

图5是本发明较佳实施例中的高速状态下次流进口的工作状态示意图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

参见图2~图5的一种可改变次流进口面积的次流系统，包括进气道主流1、发动机舱2、导弹舱3、次流进口4、引射喷管5、可调斜板6及导弹机身蒙皮7。

在本实施例中，次流进口4附于弹身表面且带有可调斜板6，引射喷管5安装于弹体尾部，且次流进口4为可变进口面积的平面式进气口，气流经过次流进口4由一个倾斜角度可变的可调斜板6通道引入，流经发动机舱2与导弹机身蒙皮7之间，最后经过引射喷管5排出；在地面静止或贮存状态下，可调斜板6保持与导弹机身蒙皮7平齐，使得导弹机身表面无凸出或开口，既能防止异物进入导弹内部，又便于导弹的安装和箱式发射；

如图3所示，在次流进口4处于关闭状态时，可调斜板6与导弹机身蒙皮7保持平齐；

如图4所示，当导弹飞行至空中后，由于引射喷管5的抽吸作用，导弹舱3的压力迅速降低，在导弹舱3内压力低于导弹舱3外压力后，次流进口4打开，引入二次流以满足次流系统对次流量的需求；

如图5所示，当发动机以较大状态工作时，次流系统需要更大的次流量进行冷却作用，发动机及其附件温度更高，引射喷管5抽吸效果更强，需要更大的次流量进行冷却，导弹舱3内压力降低，通过增大次流进口4的可调斜板6倾斜角度，促使次流进口4进口面积增加，以实现次流流量增加对发动机各部件和附件进行冷却；当发动机小工作状态下，次流系统对次流流量需求较小，通过减小次流进口4的可调斜板6倾斜角度，以减少次流进口4进口面积，实现次流流量减小。

在本实施例中，可调斜板6的倾斜角度为0o～90o。

在本实施例中，根据发动机工作状态不同通过调节次流进口4进口面积大小来实现实时控制次流流量，以促使次流进口4与引射喷管5协调匹配工作；此方案不仅能解决不同工作状态下次流系统对次流量的不同需求，相比风斗式进气口还能有效地降低飞行阻力，减小雷达散射面积，提高导弹的隐身性能，同时还有利于导弹的箱式发射，在战备贮存时能够防止异物进入导弹内部，起到防护作用。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (4)

1.一种可改变次流进口面积的次流系统，包括进气道主流、发动机舱、导弹舱、次流进口及引射装置；其特征在于，次流进口附于弹身表面且在次流进口安装有可调斜板，引射装置安装于弹体尾部，同时次流进口为可变进口面积的平面式进气口，气流经过次流进口由可调斜板组成的通道引入，流入发动机舱与导弹机身蒙皮之间，最后经过引射装置排出；具体运行方式如下：

当导弹在地面静止或贮存状态下，次流进口处于关闭状态，可调斜板保持与导弹机身蒙皮平齐；

当导弹飞行至空中后，由于引射装置的抽吸作用，导弹舱的压力迅速降低，在导弹舱内压力低于导弹舱外压力后，次流进口打开，引入二次流以满足次流系统对次流量的需求；

当发动机以较大状态工作时，导弹舱内压力降低，通过增大次流进口的可调斜板倾斜角度，促使次流进口的进口面积增加，以实现次流流量增加进而对发动机各部件及附件进行冷却；

当发动机小工作状态下，通过减小次流进口的可调斜板倾斜角度，以减少次流进口的进口面积，实现次流流量减小。

2.根据权利要求1所述的一种可改变次流进口面积的次流系统，其特征在于，次流进口附于弹身上表面。

3.根据权利要求1所述的一种可改变次流进口面积的次流系统，其特征在于，可调斜板的倾斜角度为0o～90o。

4.根据权利要求1所述的一种可改变次流进口面积的次流系统，其特征在于，引射装置为引射喷管。