CN106225606A - 一种超声速进气道附面层控制装置 - Google Patents

一种超声速进气道附面层控制装置 Download PDF

Info

Publication number
CN106225606A
CN106225606A CN201610607644.6A CN201610607644A CN106225606A CN 106225606 A CN106225606 A CN 106225606A CN 201610607644 A CN201610607644 A CN 201610607644A CN 106225606 A CN106225606 A CN 106225606A
Authority
CN
China
Prior art keywords
region
stage
compression face
vent
boundary
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610607644.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106225606B (zh
Inventor
任志文
万志明
卢杰
赵胜海
万丽颖
陈尊敬
王春利
赵政衡
安平
亓洪玲
肖毅
杨佳壁
周俊伟
万俊丹
王天绥
高骏冬
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Original Assignee
Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd filed Critical Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Priority to CN201610607644.6A priority Critical patent/CN106225606B/zh
Publication of CN106225606A publication Critical patent/CN106225606A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106225606B publication Critical patent/CN106225606B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种进气道附面层控制装置，提供一种超声速进气道附面层控制装置，包括：进气道(5)，进气道一级压缩面区域(1)，进气道二级压缩面区域(2)，进气道喉道区域(3)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，二级压缩面区域放气通道(24)，喉道区域放气通道(34)，发动机(6)，发动机控制器(4)，一级压缩面放气通道伺服阀(41)，二级压缩面放气通道伺服阀(42)，喉道放气通道伺服阀(43)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141)，二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241)，喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)。

Description

一种超声速进气道附面层控制装置
技术领域
本专利涉及一种进气道附面层控制装置，特别是涉及一种导弹用超声速进气道附面层控制装置。
背景技术
由于附面层低能流会导致超声速进气道的性能下降，此外，激波附面层干扰会造成结尾激波的不稳定，因此会造成发动机工作不稳定。目前国内外均采用附面层放泄技术来实现导弹超声速进气道性能的提升及进气道稳定性的控制，但均不能实现对放气量的控制及放气区域的控制。考虑到附面层放气对进气道性能提升的重要意义，因此，需要一种新的技术措施来解决上述问题。
发明内容
本发明的目的：提出一种超声速进气道附面层控制装置，解决超声速进气道进气附面层抽吸控制问题。
本发明的技术方案：
一种超声速进气道附面层控制装置，包括：
进气道(5)，进气道一级压缩面区域(1)，进气道二级压缩面区域(2)，进气道喉道区域(3)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，二级压缩面区域放气通道(24)，喉道区域放气通道(34)，发动机(6)，发动机控制器(4)，一级压缩面放气通道伺服阀(41)，二级压缩面放气通道伺服阀(42)，喉道放气通道伺服阀(43)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141)，二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241)，喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)；
进气道(5)从前到后依次设置进气道一级压缩面区域(1)、进气道二级压缩面区域(2)、进气道喉道区域(3)；
进气道一级压缩面区域(1)与一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(141)之间开设有一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，进气道二级压缩面区域(2)与二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(241)之间开设有二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)，进气道喉道区域(3)与喉道放气区域附面层放泄通道排气口(341)之间开设有喉道放气区域附面层放泄通道(34)；一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(141)、二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(241)、喉道放气区域附面层放泄通道排气口(341)分别通向外界大气；
进气道一级压缩面区域(1)开设有放气小孔(11)，进气道二级压缩面区域(2)开设有放气小孔(21)，进气道喉道区域(3)开设有放气小孔(31)；一级压缩面区域放气小孔(11)通过对应的一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)与发动机控制器(4)连接，二级压缩面区域放气小孔(21)通过二级压缩面区域放气通道放气通道(24)与发动机控制器(4)连接，进气道喉道区域放气小孔(31)通过喉道放气区域附面层放泄通道(34)与发动机控制器(4)连接；
一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)内设置有一级压缩面放气通道伺服阀(41)；二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)内设置有二级压缩面放气通道伺服阀(42)；喉道区域放气通道(34)内设置有喉道放气通道伺服阀(43)；电子控制器(4)结合发动机(6)工作状态分别控制一级压缩面放气通道伺服阀(41)、二级压缩面放气通道伺服阀(42)、喉道放气通道伺服阀(43)，以控制附面层放气流量。
进一步的，一级压缩面区域放气小孔(11)位于进气道一级压缩面区域(1)的顶部；二级压缩面区域放气小孔(21)位于进气道二级压缩面区域(2)的顶部；进气道喉道区域放气小孔(31)位于进气道喉道区域(3)的顶部；一级压缩面区域放气小孔(11)、二级压缩面区域放气小孔(21)、进气道喉道区域放气小孔(31)的孔径在Φ0.5mm～1.0mm之间，小孔的间距在1mm～1.5mm之间，均匀分布，充满整个区域，与进气道(5)内流接触。
本发明的优点：
本发明所述的一种超声速进气道附面层控制装置，导弹飞行时，进气道通过前体压缩面将气流压缩，进入进气道内通道，通道内压力逐渐升高，进气道沿程附面层逐渐发展，影响了压缩面及喉道理论型面，降低了喉道面积，而且在临界状态时会在喉道区域与结尾激波相互作用，导致进气道工作稳定性下降。为了避免这一现象出现，本发明在附面层出现区域开设了放气小孔，小孔的孔径极小，不影响进气道理论型面。当发生附面层堆积时，放气阀打开，通过压差的作用将附面层低能流通过放气通道排向外界。考虑到不同的飞行工况及不同的发动机工作状态，附面层发展情况及进气道工作状态迥异，因此通过伺服阀控制放气面积，从而控制放气流量，一方面实现了进气道性能的提升，一方面减少放气流量及降低放气损失。
附图说明：
图1是本发明一种超声速进气道附面层控制装置的全局视图；
图2是本发明一种超声速进气道附面层控制装置的局部视图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
本发明提供一种超声速进气道附面层控制装置，充分利用超声速进气道附面层的区域分布特性及附面层放泄的流量控制方法，全面改善超声速进气道的气动性能。技术方案如图1、2所示，包括：
进气道5，进气道一级压缩面区域1，进气道二级压缩面区域2，进气道喉道区域3，一级压缩面放气区域附面层放泄通道14，二级压缩面区域放气通道24，喉道区域放气通道34，发动机6，发动机控制器4，一级压缩面放气通道伺服阀41，二级压缩面放气通道伺服阀42，喉道放气通道伺服阀43，一级压缩面放气区域附面层放泄通道14及其排气口141，二级压缩面放气区域附面层放泄通道24及其排气口241，喉道放气区域附面层放泄通道34及其排气口341；
进气道5从前到后依次设置进气道一级压缩面区域1、进气道二级压缩面区域2、进气道喉道区域3；
进气道一级压缩面区域1与一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口141之间开设有一级压缩面放气区域附面层放泄通道14，进气道二级压缩面区域2与二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口241之间开设有二级压缩面放气区域附面层放泄通道24，进气道喉道区域3与喉道放气区域附面层放泄通道排气口341之间开设有喉道放气区域附面层放泄通道34；一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口141、二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口241、喉道放气区域附面层放泄通道排气口341分别通向外界大气；
进气道一级压缩面区域1开设有放气小孔11，进气道二级压缩面区域2开设有放气小孔21，进气道喉道区域3开设有放气小孔31；一级压缩面区域放气小孔11通过对应的一级压缩面放气区域附面层放泄通道14与发动机控制器4连接，二级压缩面区域放气小孔21通过二级压缩面区域放气通道放气通道24与发动机控制器4连接，进气道喉道区域放气小孔31通过喉道放气区域附面层放泄通道34与发动机控制器4连接；
一级压缩面放气区域附面层放泄通道14内设置有一级压缩面放气通道伺服阀41；二级压缩面放气区域附面层放泄通道24内设置有二级压缩面放气通道伺服阀42；喉道区域放气通道34内设置有喉道放气通道伺服阀43；电子控制器4结合发动机6工作状态分别控制一级压缩面放气通道伺服阀41、二级压缩面放气通道伺服阀42、喉道放气通道伺服阀43，以控制附面层放气流量。
进一步的，一级压缩面区域放气小孔11位于进气道一级压缩面区域1的顶部；二级压缩面区域放气小孔21位于进气道二级压缩面区域2的顶部；进气道喉道区域放气小孔31位于进气道喉道区域3的顶部；一级压缩面区域放气小孔11、二级压缩面区域放气小孔21、进气道喉道区域放气小孔31的孔径在Φ0.5mm～1.0mm之间，小孔的间距在1mm～1.5mm之间，均匀分布，充满整个区域，与进气道5内流接触。
实施例
参阅图1、图2所示，本发明公开了一种超声速进气道附面层控制装置。在本实施方式中，所述超声速进气道附面层控制装置应用于超声速导弹中。
一种超声速进气道附面层控制装置，包括进气道5，进气道一级压缩面区域1，进气道二级压缩面区域2，进气道喉道区域3，一级压缩面放气区域附面层放泄通道14，二级压缩面区域放气通道24，喉道区域放气通道34，发动机6，发动机控制器5，一级压缩面放气通道伺服阀41，一级压缩面放气通道伺服阀42，一级压缩面放气通道伺服阀43，一级压缩面放气区域附面层放泄通道14排气口141，二级压缩面放气区域附面层放泄通道24排气口241，喉道放气区域附面层放泄通道34排气口341。
放气小孔11，21，31位于压缩面1,2及喉道区域3进气道内流气动型面的顶部，放气小孔11，21，31的孔径在Φ0.5mm～1.0mm之间，小孔的间距在1mm～1.5mm之间，均匀分布，充满整个区域，与进气道5内流接触。放气小孔11开设在进气道内通道放气区域的表面，一级压缩面区域放气小孔11通过对应的放气通道14与发动机控制器4连接，一级压缩面区域放气小孔12通过对应的放气通道24与发动机控制器4连接，一级压缩面区域放气小孔13通过对应的放气通道34与发动机控制器4连接。放气通道中设置有伺服阀41、42、43，以控制附面层放气流量。
请再参阅图1、图2，导弹飞行时，进气道通过前体一级压缩面1，二级压缩面2将气流压缩，进入进气道内通道5，通道内压力逐渐升高，进气道沿程附面层逐渐发展。当发生附面层堆积时，伺服阀41,42,43打开，通过压差的作用将附面层低能流通过放气通道14，24，34及排气口141，241，341排向外界。考虑到不同的飞行工况及不同的发动机工作状态，附面层发展情况及进气道工作状态迥异，因此通过伺服阀41,42,43控制放气面积，从而控制放气流量，一方面实现了进气道性能的提升，一方面减少放气流量及降低放气损失。
综上所述，本发明所述的一种超声速进气道附面层控制装置具有极高的工程应用前景。
本发明具体实现的方法和途径较多，以上所述仅仅是本发明的优选实施方案，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，这些改进也应被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。

Claims (2)

1.一种超声速进气道附面层控制装置，包括：
进气道(5)，进气道一级压缩面区域(1)，进气道二级压缩面区域(2)，进气道喉道区域(3)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，二级压缩面区域放气通道(24)，喉道区域放气通道(34)，发动机(6)，发动机控制器(4)，一级压缩面放气通道伺服阀(41)，二级压缩面放气通道伺服阀(42)，喉道放气通道伺服阀(43)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141)，二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241)，喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)；
其特征在于，
进气道(5)从前到后依次设置进气道一级压缩面区域(1)、进气道二级压缩面区域(2)、进气道喉道区域(3)；
进气道一级压缩面区域(1)与一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(141)之间开设有一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，进气道二级压缩面区域(2)与二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(241)之间开设有二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)，进气道喉道区域(3)与喉道放气区域附面层放泄通道排气口(341)之间开设有喉道放气区域附面层放泄通道(34)；一级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(141)、二级压缩面放气区域附面层放泄通道排气口(241)、喉道放气区域附面层放泄通道排气口(341)分别通向外界大气；
进气道一级压缩面区域(1)开设有放气小孔(11)，进气道二级压缩面区域(2)开设有放气小孔(21)，进气道喉道区域(3)开设有放气小孔(31)；一级压缩面区域放气小孔(11)通过对应的一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)与发动机控制器(4)连接，二级压缩面区域放气小孔(21)通过二级压缩面区域放气通道放气通道(24)与发动机控制器(4)连接，进气道喉道区域放气小孔(31)通过喉道放气区域附面层放泄通道(34)与发动机控制器(4)连接；
一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)内设置有一级压缩面放气通道伺服阀(41)；二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)内设置有二级压缩面放气通道伺服阀(42)；喉道区域放气通道(34)内设置有喉道放气通道伺服阀(43)；电子控制器(4)结合发动机(6)工作状态分别控制一级压缩面放气通道伺服阀(41)、二级压缩面放气通道伺服阀(42)、喉道放气通道伺服阀(43)，以控制附面层放气流量。
2.如权利要求1所述的一种超声速进气道附面层控制装置，其特征在于，
一级压缩面区域放气小孔(11)位于进气道一级压缩面区域(1)的顶部；二级压缩面区域放气小孔(21)位于进气道二级压缩面区域(2)的顶部；进气道喉道区域放气小孔(31)位于进气道喉道区域(3)的顶部；一级压缩面区域放气小孔(11)、二级压缩面区域放气小孔(21)、进气道喉道区域放气小孔(31)的孔径在Φ0.5mm～1.0mm之间，小孔的间距在1mm～1.5mm之间，均匀分布，充满整个区域，与进气道(5)内流接触。
CN201610607644.6A 2016-07-29 2016-07-29 一种超声速进气道附面层控制装置 Active CN106225606B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610607644.6A CN106225606B (zh) 2016-07-29 2016-07-29 一种超声速进气道附面层控制装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610607644.6A CN106225606B (zh) 2016-07-29 2016-07-29 一种超声速进气道附面层控制装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106225606A true CN106225606A (zh) 2016-12-14
CN106225606B CN106225606B (zh) 2018-10-12

Family

ID=57533908

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610607644.6A Active CN106225606B (zh) 2016-07-29 2016-07-29 一种超声速进气道附面层控制装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106225606B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112648078A (zh) * 2020-12-22 2021-04-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法
CN113107681A (zh) * 2021-04-21 2021-07-13 南京航空航天大学 一种连续可调的进气道放气装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101549758A (zh) * 2009-05-13 2009-10-07 南京航空航天大学 一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置
CN102923309A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身进气系统
CN103950543A (zh) * 2014-04-18 2014-07-30 南京航空航天大学 一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道
US9046035B2 (en) * 2011-04-15 2015-06-02 Lockheed Martin Corporation Compression ramp boundary layer removal

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101549758A (zh) * 2009-05-13 2009-10-07 南京航空航天大学 一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置
US9046035B2 (en) * 2011-04-15 2015-06-02 Lockheed Martin Corporation Compression ramp boundary layer removal
CN102923309A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身进气系统
CN103950543A (zh) * 2014-04-18 2014-07-30 南京航空航天大学 一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112648078A (zh) * 2020-12-22 2021-04-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法
CN112648078B (zh) * 2020-12-22 2021-10-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法
CN113107681A (zh) * 2021-04-21 2021-07-13 南京航空航天大学 一种连续可调的进气道放气装置
CN113107681B (zh) * 2021-04-21 2022-02-08 南京航空航天大学 一种连续可调的进气道放气装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN106225606B (zh) 2018-10-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103950543B (zh) 一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道
US9108607B2 (en) Method and system for vacuum generation
EP3480432A3 (en) Modified structural truss for airfoils
DE102015100466A1 (de) Mehrstutzen-aspirator mit leckagekanal
RU2013127111A (ru) Способ подачи разрежения в двигатель (варианты), двигатель и способ для двигателя
WO2010075393A3 (en) Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine
EP1655474A3 (en) Thrust vectoring aft flade engine
US10012146B2 (en) Turbojet comprising a bleeding system for bleeding air in said turbojet
EP2072756A3 (en) Systems and methods involving variable throat area vanes
CN106225606A (zh) 一种超声速进气道附面层控制装置
CN105201836A (zh) 空调系统、空调系统补气结构及双级压缩机
KR100941808B1 (ko) 브레이크 부스터 부압 조절 장치
JP6431448B2 (ja) 燃料電池車両の排気口構造
RU2016125478A (ru) Способ (варианты) и система для управления топливными парами
CN208204096U (zh) 一种高频动作气动阀
JP5939313B2 (ja) 過給機付き内燃機関
CN208078485U (zh) 一种开关柜多通道排风装置
CN204253187U (zh) 基于高压气瓶对进气道补气的埋入式进气道
CN104712588A (zh) 一种新型矿井轴流式通风扩散器
CN203558213U (zh) 飞机进气道附面层泄除装置
CN204623821U (zh) 一种消声布风器
CN204459510U (zh) 燃气配送用消声管道
CN104389681A (zh) 基于高压气瓶对进气道补气的埋入式进气道
JPS56124623A (en) Secondary air-supplying device of engine with supercharger
JPH05142098A (ja) エンジン高空模擬試験装置

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant