CN109595076A - 一种进气道保护罩 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种进气道保护罩，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。通过本发明，解决了进气道喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长、结构强度和热防护要求高、作动筒行程增大后在前体空间有限的情况下实现难度大的问题。

Description

一种进气道保护罩

技术领域

本发明涉及飞行器外形设计技术领域，尤其涉及一种进气道保护罩外形。

背景技术

采用超燃冲压发动机为动力的吸气式高速飞行器，需要通过助推器助推、加速到一定的高度和速度，实现发动机点火工作。助推飞行过程中，发动机内部若无保护措施、排气不畅，会存在严重的压力脉动，容易造成发动机结构的破坏。通过助推飞行过程中采用进气道保护罩，可以避免气流进入发动机流道造成结构破坏，在助推至发动机点火窗口后，将进气道保护罩抛离，实现发动机的正常点火工作。

传统的吸气式高速飞行器多采用二元压缩、轴对称压缩等进气形式，进气道入口型面为矩形或扇形、长度较短，进气道保护罩长度也较短，较容易实现气动力或主动力作用下的保护罩分离。随着吸气式高速飞行器技术发展，压缩效率更高、捕获面积更大的三维内转式进气道得到了更多的应用，但由于三维内转式进气道存在大后掠唇口，进气道入口长度大幅增加，进气道保护罩长度也相应大幅增长，给保护罩设计和可靠分离带来了很大难度。

采用气动力分离的保护罩，依靠保护罩本身产生分离气动力，要求保护罩存在逆气流型面，造成保护罩与进气道压缩面之间存在强烈的流动分离和压力脉动，对结构强度和热防护提出了更高的要求，在大尺度、三维内转式进气道上实现难度较大。采用喷流主动力分离的保护罩，需要在保护罩内设计喷流装置，提供所需的分离力，但存在喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长等问题。采用作动筒主动力分离的保护罩，在进气道和保护罩尺度较大的情况下，作动筒行程也相应增大，在前体空间有限的情况下实现难度较大。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种作动筒与气动力相结合实现分离的高速飞行器进气道保护罩。

本发明提供了一种进气道保护罩，所述进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。

所述的头部和尾部沿飞行器轴线对称。

所述的头部下型面对称面上的轮廓线与进气道垂直面的夹角为50°～70°。

进一步的，所述的尾部下型面对称面上的轮廓线在进气道保护罩闭合状态下与进气道轴线平行。

进一步的，所述的尾部下型面空腔的两侧为翻边结构。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明通过设计头部的上型面为压缩型面，使保护罩张开较小角度后，压缩面迎气流形成高压，产生分离气动力，使保护罩在气动力作用下自动分离；

(2)本发明通过船型结构设计，增大保护罩容积，使作动筒可以安装在保护罩内、增加了作动筒行程，提供初始分离作用力；

(3)本发明通过头部下型面外凸结构，将保护罩受到的气流的纵向压缩调整为侧向压缩，减弱了作用于保护罩的回复力，进一步减小了实现气动力分离所需的初始角度。

(4)本发明通过尾部下型面设计翻边结构，在进气道保护罩闭合状态下与进气道侧缘贴合，保证侧缘处的密封性。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

本发明共有8幅附图。

图1是本发明提出的保护罩在闭合状态下示意图；

图2是本发明提出的保护罩在张开状态下示意图；

图3是本发明提出的保护罩示意图；

图4是本发明提出的保护罩侧视图；

图5是本发明提出的保护罩俯视图；

图6是本发明提出的保护罩仰视图；

图7是本发明提出的保护罩前视图；

图8是本发明提出的保护罩后视图。

其中：1为飞行器前体下表面、2为保护罩、3为保护罩头部上型面、4为保护罩尾部下型面、5为保护罩翻边、6为保护罩头部下型面、7为飞行器发动机进气道。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，为进气道保护罩与进气道口闭合的形态，图2所示为进气道保护罩与进气道口脱离的形态。

一种进气道保护罩2，安装于外露进气道7入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面3与前体下表面1贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面6与尾部下型面4光滑过渡，头部和尾部沿飞行器轴线对称。

如图3到图8所示，上型面3为压缩面区域，上型面3使保护罩2在张开较小角度的时候就能够产生使保护罩2向远离飞行器方向运动的气动力，而传统进气道保护罩采用壳体方案，无内型面压缩面，在分离过程中要求保护罩张开较大角度才能实现气动力分离，采用本发明的设计，可使产生气动分离力的临界角度减小5°左右，降低了作动筒行程、提高分离安全性。

尾部的空腔结构保证进气道保护罩与进气道之间具有足够的间隙，避免分离过程中两者发生碰撞。

进气道保护罩2的总长大于进气道入口的长度，小于进气道和前体长度和，在优选的实施例中，进气道保护罩总长为进气道总长的三分之二。

头部下型面6对称面上的轮廓线与进气道垂直面(垂直于进气道轴线的平面)的夹角为50°～70°，此种设计一方面增大了保护罩内部空间，便于作动筒安装和增大作动筒行程，通过本发明的设计，可使作动筒行程达到保护罩全长的1/5以上，确保了保护罩能够在作动筒作用下张开足够的角度；另一方面，前倾船首形保护罩外型面所受气动力的作用方向由纵向转变为侧向，进一步减小了保护罩分离过程中外型面所产生的回复力。

如图1所示，尾部下型面4对称面上的轮廓线在进气道保护罩闭合状态下与进气道轴线平行。

如图1、3所示，尾部下型面空腔的两侧为翻边结构，在进气道保护罩闭合状态下与进气道侧缘贴合，保证侧缘处的密封性。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种进气道保护罩，其特征在于：所述进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。

2.根据权利要求1所述的进气道保护罩，其特征在于：所述的头部和尾部沿飞行器轴线对称。

3.根据权利要求1所述的进气道保护罩，其特征在于：所述的头部下型面对称面上的轮廓线与进气道垂直面的夹角为50°～70°。

4.根据权利要求1所述的进气道保护罩，其特征在于：所述的尾部下型面对称面上的轮廓线在进气道保护罩闭合状态下与进气道轴线平行。

5.根据权利要求1所述的进气道保护罩，其特征在于：所述的尾部下型面空腔的两侧为翻边结构。

6.根据权利要求1所述的进气道保护罩，其特征在于：所述的进气道保护罩的总长大于进气道入口的长度，小于进气道和前体长度之和。