CN109915263A - 用于组合发动机的轴对称双模态进气道及模态切换方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于组合发动机的轴对称双模态进气道及模态切换方法，包括中心体、唇罩、喉道、低速涡轮通道、高速冲压通道、固定支板、模态切换部件、液压作动装置。模态切换部件被推至最后方，此时低速涡轮通道完全打开，进气道处于涡轮模态；模态切换部件被推至最前方，此时高速冲压通道完全打开，进气道处于冲压模态。本发明提供能够为组合发动机提供最为合适的工作模态，由此兼顾了进气道在高、低速下的气动性能，保证了组合发动机可以在较宽泛的飞行包线内有效工作，且同时具备迎风面积小、布局紧凑、内部可用容积率大等优点。

Description

用于组合发动机的轴对称双模态进气道及模态切换方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种可用于组合发动机的轴对称内并联式进气道。

背景技术

进气道是吸气式组合发动机的重要组成部分，根据相关研究，进气道出口总压恢复系数每增加1％，就能使发动机推力增加1.5％。就进气道的功能而言，其不仅要在宽马赫数范围内向组合发动机高效地提供一定压力、温度和流量的空气，还承担着工作模态切换、出口流场均匀性调节以及隔离上下游扰动等多项重要任务。为此，如何设计可用于组合发动机的多模态进气道就成为了提高吸气式组合发动机性能的关键技术之一。

TBCC进气道是最为常见的一种组合发动机进气道，该类进气道由两个流道构成，分别对应发动机的涡轮工作模态和冲压工作模态。出于设计便捷、结构简单、易于实现模态切换等角度的考虑，设计者大多将二元进气道应用于TBCC发动机。根据涡轮模块和冲压模块布局方式和相对位置的不同，二元TBCC进气道可分为并联式和串联式，其中并联式还可以进一步细分为外并联式和内并联式。由于二元TBCC进气道的内通道型面是由二维平面曲线沿展向简单拉伸而成，因此在实现发动机模态切换时，只需要在进气道前体或者内部布置一个二元分流板，令其以展向为轴作定轴转动，便可以起到模态选择阀的作用，从而实现流道的开关切换和发动机工作模态的转换。

除二元进气道之外，另外一种常见的进气道构型是三维轴对称进气道，这类进气道的内通道型面是由二维曲线绕中心轴旋转而成的三维型面。相比于二元进气道，轴对称进气道具有迎风面积小、布局紧凑、进气道出口周向畸变小等优点，在工程应用中十分广泛，例如俄罗斯的“布拉莫斯”巡航导弹就采用了轴对称构型的进气道。然而，在采用三维轴对称进气道的场合，设计者难以像上述二元TBCC进气道那样布置可转动的分流板，这就意味着一旦采取轴对称进气道构型，设计者很难将涡轮通道和冲压通道并联布置，而不得不采用串联式的布局方案，例如美国SR-71黑鸟飞机所配备的J-58发动机。但是，串联式TBCC进气道在高马赫数飞行时难以保护涡轮模块，涡轮模块在高速飞行时会带来很大的流动损失，从而影响发动机在高马赫数下的总体性能。

发明内容

发明目的：本发明提供一种能够在在涡轮模态和冲压模态两种模态下相互切换的轴对称双模态进气道，使得飞行器在宽广的飞行包线内都能高效地工作。

技术方案：为实现上述目的，本发明可采用以下技术方案：

一种用于组合发动机的轴对称双模态进气道，包括中心体、围绕中心体的唇罩；所述中心体与唇罩之间的空间形成进气道的内通道；所述中心体包括向前延伸出唇罩的中心体前部、中心体中部及向后延伸入唇罩的中心体后部，且中心体后部为横截面非线性缩小的准锥形；中心体中部与唇罩之间形成进气道喉道；

所述唇罩内部还设置有模态切换部件；该模态切换部件包括位于中心体内部的驱动装置、安装在中心体后部上的滑动支板、连接在滑动支板上的滑动分流器；所述滑动分流器为中空的圆筒体；

所述中心体后部上开设有贯穿中心体后部两侧的导槽，所述滑动支板穿过该导槽，所述驱动装置设有在中心体后部内部并与滑动支板连接的驱动杆，该驱动杆前后移动而带动滑动支板及滑动分流器在导槽中前后移动；滑动分流器的后端固定在滑动支板上且滑动分流器围绕中心体后部设置；所述滑动支板上还连接有圆筒状的自滑动支板向后延伸的内层通道管；该内层通道管与唇罩之间形成向后延伸的冲压通道，与中心体后部形成向后延伸的涡轮通道；

所述唇罩的内部向内凸设有围绕中心体后部的环状凸部，该环状凸部位于进气道喉道后方，所述滑动分流器的前端在中心体与环状凸部之间前后移动，当滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触时，所述喉道与冲压通道连通；当滑动分流器的前端向后移动到与环状凸部接触时，所述喉道与冲压通道被隔离，喉道与涡轮通道相连通。

进一步的，所述滑动分流器的前端向外翘曲形成喇叭状。

进一步的，内部还设有固定支板，该固定支板固定于唇罩后部内侧，且中心体后部与内层通道管均连接固定在该固定支板上。

进一步的，所述固定支板为十字形。

进一步的，所述中心体后部为由粗变细的弧形过渡形状，当所述当滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触时，与中心体后部较粗的部分接触。

进一步的，所述中心体前部为圆锥体。

而上述轴对称双模态进气道的模态切换方法可采用以下技术方案：

当飞行器的飞行马赫数小于进气道的模态切换马赫数Mt时，进气道在涡轮模态工作。此时滑动分流器的前端向后移动到与环状凸部接触时，所述喉道与高速冲压通道被隔离，喉道与内层通道管内连通，使内层通道管内的通道作为低速通道完全打开，高速冲压通道作为高速通道完全关闭；

当飞行器的飞行马赫数大于进气道的模态切换马赫数Mt时，进气道在冲压模态工作。此时在作动装置的控制下，滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触，使高速冲压通道作为高速冲压通道完全打开，内层通道管内的通道作为低速通道关闭。

有益效果：在模态切换过程中，液压作动装置能够以不同的速度驱动可滑动支板与可滑动分流器的前后运动，进而控制涡轮/冲压通道的打开/关闭速度，以满足组合发动机各通道在模态切换过程中不断变化的流量需求和动力需求，从而实现整个切换过程的平稳过渡，保障推力的稳定输出。通过以上方法，本发明实现了在轴对称进气道中运用内并联式布局。本发明提供的进气道能够为组合发动机提供最为合适的工作模态，适应较宽的飞行速域，由此兼顾了进气道在高、低速下的气动性能，保证了飞行器可以在较宽泛的飞行包线内有效工作，且具有迎风面积小、布局紧凑、内部可用容积率大等优点。

附图说明

图1是本发明轴对称双模态进气道的剖视结构示意图，并展示了滑动分流器的前端与环状凸部接触时的状态，即涡轮模态。

图2是本发明轴对称双模态进气道的剖视结构示意图，并展示了滑动分流器的前端与中心体后部接触时的状态，即冲压模态。

图3是本发明轴对称双模态进气道中模态切换部件部分的立体图。

图4是本发明轴对称双模态进气道中驱动装置的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

请结合图1至图4所示，本发明公开一种用于组合发动机的轴对称双模态进气道，包括中心体1、围绕中心体1的唇罩2；所述中心体1与唇罩2之间的空间形成进气道的内通道。所述中心体1包括向前延伸出唇罩2的中心体前部101、中心体中部102及向后延伸入唇罩2的中心体后部103，且中心体后部103为横截面非线性缩小的准锥形。所述中心体前部101为圆锥体，中心体中部102为圆柱体，中心体前部101与唇罩2之间形成进气道喉道3。其中，该双模态进气道的中心体1、唇罩2均为轴对称的结构。

所述唇罩内部还设置有模态切换部件7。该模态切换部件7包括位于中心体内部的驱动装置8、安装在中心体后部上的滑动支板701、连接在滑动支板701上的滑动分流器702；所述滑动分流器702为中空的圆筒体并与中心体1同轴设置。

请结合图1及图3所示，所述中心体后部103上开设有贯穿中心体后部两侧的导槽703，所述滑动支板701穿过该导槽703并能够在该导槽703的范围内前后移动。所述驱动装置设有在中心体后部103内部并与滑动支板701连接的驱动杆801，该驱动杆801前后移动而带动滑动支板701及滑动分流器702在导槽703中前后移动。滑动分流器702的后端固定在滑动支板701上且滑动分流器702围绕中心体后部103设置。所述滑动支板701上还连接有圆筒状的自滑动支板向后延伸的内层通道管9；该内层通道管9与喉道2之间形成向后延伸的高速冲压通道5；该内层通道管9内为低速涡轮通道4。内层通道管9与中心体1、唇罩2、滑动分流器702同轴设置，且内层通道管9、滑动分流器702同样为轴对称结构。该进气道内部设有固定支板6。该固定支板6固定于唇罩2后部内侧，且中心体后部103与内层通道管9均连接固定在该固定支板6上。所述固定支板6为十字形以不会对高速冲压通道5、低速涡轮通道4产生遮挡。

所述唇罩2的内部向内凸设有围绕中心体后部的环状凸部201，该环状凸部201位于进气道喉道3后方以为了与滑动分流器702配合形成喉道与不同通道(高速冲压通道5、低速涡轮通道4)的连通切换。所述滑动分流器702的前端在中心体1与环状凸部201之间前后移动，当滑动分流器702的前端向前移动到与中心体1接触时，所述喉道3与高速冲压通道5连通。当滑动分流器702的前端向后移动到与环状凸部201接触时，所述喉道3与高速冲压通道5被隔离，喉道3与内层通道管的低速涡轮通道4内连通。而为了更好的实现上述的通道切换，所述滑动分流器702的前端向外翘曲形成喇叭状，中心体后部103为由粗变细的弧形过渡形状，当所述当滑动分流器702的前端向前移动到与中心体1接触时，即与中心体后部103较粗的部分接触，从而使滑动分流器702与中心体后部103接触位置也能够通过平缓弧度的结构过渡，使进气道的来流能够稳定的向后输入。

请结合图1及图4所示，所述驱动装置8包括可以采用电机驱动或者液压驱动。其中图4中采用的驱动装置为液压作动装置，所述驱动杆801为该液压作动装置的驱动杆；液压作动装置包括外壳802、位于外壳802内的活塞803，所述驱动杆801与活塞803连接。

通过本发明提供的上述双模态进气道的结构，能够实现进气道“双模态”的切换，即涡轮模态下以低速涡轮通道4作为进气道低速涡轮通道以及冲压模态下以高速冲压通道5作为进气道高速冲压通道。具体的切换方法为，即当飞行器的飞行马赫数小于进气道的模态切换马赫数M_t时，进气道在涡轮模态工作，此时滑动分流器702的前端向后移动到与环状凸部201接触时，所述喉道3与高速冲压通道5被隔离，喉道3与内层通道管内连通，使内层通道管内的低速涡轮通道4作为低速通道完全打开，高速冲压通道5作为高速通道完全关闭。

当飞行器的飞行马赫数大于进气道的模态切换马赫数M_t时，进气道在冲压模态工作，此时在液压作动装置的控制下，滑动分流器702的前端向前移动到与中心体1接触，使高速冲压通道5作为高速冲压通道完全打开，内层通道管内的低速涡轮通道4作为低速通道关闭。

液压作动装置8能够以不同的速度驱动滑动支板701与滑动分流器702的前后运动，控制涡轮/冲压通道的打开/关闭速度，以满足组合发动机各通道在模态切换过程中不断变化的流量需求和动力需求，从而实现整个切换过程的平稳过渡，保障推力的稳定输出。

发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的实施方式之一。应当指出，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和润饰，这些改进和润饰也应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 (7)

1.一种用于组合发动机的轴对称双模态进气道，包括中心体、围绕中心体的唇罩；所述中心体与唇罩之间的空间形成进气道的内通道；其特征在于，所述中心体包括向前延伸出唇罩的中心体前部、中心体中部及向后延伸入唇罩的中心体后部，且中心体后部为横截面非线性缩小的准锥形；中心体中部与唇罩之间形成进气道喉道；

所述唇罩内部还设置有模态切换部件；该模态切换部件包括位于中心体内部的驱动装置、安装在中心体后部上的滑动支板、连接在滑动支板上的滑动分流器；所述滑动分流器为中空的圆筒体；

所述中心体后部上开设有贯穿中心体后部两侧的导槽，所述滑动支板穿过该导槽，所述驱动装置设有在中心体后部内部并与滑动支板连接的驱动杆，该驱动杆前后移动而带动滑动支板及滑动分流器在导槽中前后移动；滑动分流器的后端固定在滑动支板上且滑动分流器围绕中心体后部设置；所述滑动支板上还连接有圆筒状的自滑动支板向后延伸的内层通道管；该内层通道管与唇罩之间形成向后延伸的冲压通道，与中心体后部形成向后延伸的涡轮通道；

所述唇罩的内部向内凸设有围绕中心体后部的环状凸部，该环状凸部位于进气道喉道后方，所述滑动分流器的前端在中心体与环状凸部之间前后移动，当滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触时，所述喉道与冲压通道连通；当滑动分流器的前端向后移动到与环状凸部接触时，所述喉道与冲压通道被隔离，喉道与涡轮通道相连通。

2.根据权利要求1所述的轴对称双模态进气道，其特征在于：所述滑动分流器的前端向外翘曲形成喇叭状。

3.根据权利要求1或2所述的轴对称双模态进气道，其特征在于：内部还设有固定支板，该固定支板固定于唇罩后部内侧，且中心体后部与内层通道管均连接固定在该固定支板上。

4.根据权利要求3所述的轴对称双模态进气道，其特征在于：所述固定支板为十字形。

5.根据权利要求1所述的轴对称双模态进气道，其特征在于：所述中心体后部为由粗变细的弧形过渡形状，当所述当滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触时，与中心体后部较粗的部分接触。

6.根据权利要求5所述的轴对称双模态进气道，其特征在于：所述中心体前部为圆锥体。

7.一种根据权利要求1至6中任一项所述轴对称双模态进气道的模态切换方法，其特征在于：即当飞行器的飞行马赫数小于进气道的模态切换马赫数M_t时，进气道在涡轮模态工作，此时滑动分流器的前端向后移动到与环状凸部接触时，冲压通道关闭涡轮通道打开，所述喉道与冲压通道被隔离，喉道与涡轮通道相连通，；

当飞行器的飞行马赫数大于进气道的模态切换马赫数M_t时，进气道在冲压模态工作，此时在作动装置的控制下，滑动分流器的前端向前移动到与中心体接触，涡轮通道关闭冲压通道打开，所述喉道与涡轮通道相隔离，喉道与冲压通道连通。