CN110159434A - 一种进气道可调装置和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种采用滑块移动以适应工作马赫数状态的分档可调进气道及进气道调节方法，包括进气道主体、滑块、滑动装置、驱动机构和锁紧机构，所述的进气道主体由弹体的一部分外表面和进气道外罩组成，进气道内表面设有滑动装置，滑块和滑动装置连接，通过驱动机构提供的动力沿着滑动装置滑动，当滑动到合适的位置时，锁紧机构将滑块锁定，能够解决现有技术中复杂型面结构进气道无法调节的技术问题。

Description

一种进气道可调装置和方法
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的设计。
背景技术
超声速进气道是亚燃冲压发动机的重要部件，其主要作用是对远前方的高速来流进行减速增压，将气流的动能转化为压力能，并为燃烧室提供所需的空气流量，进气道性能的优劣将对冲压发动机比冲和推力性能产生重要影响。对于宽马赫数范围(比如Ma2～Ma4)工作的超声速飞行器，如果采用固定几何进气道，为兼顾低马赫数起动能力，进气道必然处于大喉道状态，导致高马赫数工作时进气道临界总压恢复系数大幅降低，严重影响冲压发动机高速性能。为解决这一问题，国内外技术人员对超声速可调进气道开展了大量研究工作，其研究重点主要包括进气道调节方案设计和调节机构工程实现。传统的可调进气道调节方案主要包含两类：一是二元进气道压缩楔板调节或唇口板调节，二是轴对称进气道中心锥前后移动或外罩前后移动，目前研究都较为成熟，都已成功应用。传统的两种进气道的调节方案都适应于简单型面的进气道的调节，对于超声速颌下进气道，其型面结构复杂，传统的调节方案无法使用。
发明内容
为解决以上问题，本发明提供了一种可调进气道方案，能够解决现有技术中复杂型面结构进气道无法调节的技术问题。
本发明提供了一种进气道可调装置，包括进气道主体、滑块、滑动装置、驱动机构和锁紧机构，所述的进气道主体由弹体的一部分外表面和进气道外罩组成，进气道内表面设有滑动装置，滑块和滑动装置连接，通过驱动机构提供的动力沿着滑动装置在进气道内滑动，当滑动到进气道合适的位置时，锁紧机构将滑块锁定。
所述的滑块在飞行器以高马赫数Mag飞行时，滑块固定于喉道处，以低马赫数Mad飞行时，滑块移动到喉道的后部。
一种进气道可调的方法，其步骤如下：
1、在进气道内壁上设置一滑块；
2、滑块根据飞行器的飞行速度在进气道内移动，滑块在飞行器以高马赫数Mag飞行时，滑块固定于喉道处，以低马赫数Mad飞行时，滑块移动到喉道的后部固定。
所述的Mag是指大于等于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫。
所述的Mad是指小于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫。
滑块的截面高度不大于进气道喉道后部最大高度与喉道处高度之差，滑块在弹体轴向的长度大于喉道处高度与滑块高度之差的2倍，根据仿真计算确定更优的形状和尺寸。
所述的滑块在飞行器低马赫数飞行所在的具体位置，根据仿真计算和风洞试验确定。
应用本发明的技术方案，可实现的有益效果如下：
(1)本发明通过喉道滑块的位置变换，改变了飞行器低马赫数飞行和高马赫数飞行时进气道喉道的面积，解决了压缩楔板、唇板在复杂型面无法安装的问题和复杂型面进气道外罩无法移动的问题，可以解决复杂型面结构进气道调节的问题。
(2)本发明采用滑块水平移动来改变进气道，不影响进气道内通道型面结构，具有很强的工程实现性；
(3)本发明的滑块高度的选择，可以避免滑块滑动到喉道后部的位置时，产生新的喉道比原喉道面积小，从而保证了低马赫数飞行时的大喉道状态。
(4)本发明的滑块轴向长度大于喉道处高度与滑块高度之差的2倍，可以起到稳定结尾激波系、提高进气道抗反压能力的作用。
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。
图1示出了喉道滑块形状；
图2示出了高马赫数工作状态滑块位置；
图3示出了低马赫数工作状态滑块位置；
附图中，1为弹体，2为喉道，3为外压段，4为内压段，5为扩张段，6为滑块，7为锁紧机构，8为驱动机构，9为进气道外罩。
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。
实施例1：一种进气道可调装置，包括进气道主体、滑块、驱动机构和锁紧机构，进气道主体由弹体的一部分外表面和进气道外罩内表面组成，进气道内表面设有槽，滑块和槽连接，通过驱动机构提供的动力沿着槽滑动，当滑动到合适的位置时，锁紧机构将滑块锁定。飞行器以大于3.5马赫速度即高马赫数飞行时，滑块固定于喉道处，飞行器小于3.5马赫速度即低马赫数飞行时，滑块移动到喉道的后部固定。
滑块的截面形状如图1所示为四边形，其高度不大于进气道喉道后部最大高度与喉道处高度之差，滑块在弹体轴向的长度大于喉道处高度与滑块高度之差的2倍，滑块的截面形状还可以为优化计算得到的其他的类四边形，如下边为曲线，左右边也可以为曲线。
滑块通过在喉道内和喉道后部之间的滑动来改变喉道的面积，从而改变了喉道的大小，使得喉道在低马赫数时为大喉道和高马赫数时为小喉道，而现有技术的压缩楔板和唇板在复杂型面的进气道无法安装，且复杂型面进气道无法采用类似压缩锥的方法将压缩面或者进气道移动来改变喉道的大小。
滑动装置为进气道内表面的槽，驱动机构为电动机，其连杆穿过槽于滑块相接，将滑块紧固到进气道内表面上。锁紧装置为定位销，安装在驱动机构上，当滑块移动到喉道处合适位置后，将连杆固定，也就将滑块固定；在低马赫飞行时，驱动机构将滑块沿槽移动到喉道后部85cm处，定位销将滑块固定。
实施例2：一种进气道可调装置，包括进气道主体、滑块、驱动机构和锁紧机构，进气道主体由弹体的一部分外表面和进气道外罩内表面组成，进气道内表面设有槽，滑块和槽连接，通过驱动机构提供的动力沿着槽滑动，当滑动到合适的位置时，锁紧机构将滑块锁定。飞行器以大于3.5马赫速度即高马赫数飞行时，滑块固定于喉道处，飞行器小于3.5马赫速度即低马赫数飞行时，滑块移动到喉道的后部固定。
滑块的截面形状如图1所示，其高度等于进气道喉道后部的最大高度与喉道处高度之差，长度为高度的2.2倍，在其上表面留有和进气道内表面的滑轨相配合的装置。
滑动装置为进气道内表面的轨道，轨道中间设置槽，驱动机构为液压系统，其连杆穿过槽与滑块相接，将滑块紧固到进气道内表面上。锁紧装置为液压系统自带锁紧装置，当高马赫飞行时，滑块移动到喉道处合适位置，进行锁住，也就将滑块固定；在低马赫飞行时，驱动机构解锁，将滑块沿槽移动到喉道后部85cm处，将滑块固定。
实施例3、一种进气道可调装置，其中的锁紧装置安装在弹体上，为定位销，可以设置两个或根据需要设置更多。图2为飞行器处于高马赫数飞行时进气道的状态，此时滑块处于进气道喉道处，锁紧机构A将滑块锁紧，图3所示为飞行器处于低马赫数飞行时进气道的状态，此时滑块处于进气道喉道后面，锁紧机构B将滑块锁紧。其余装置与实施例1相同。
装置可以用在任何形式的进气道中，图2、3为此装置设置在下颌式进气道的状态，在二元式进气道中，滑块可以位于外罩一侧或侧板一侧；在中心锥式进气道中，滑块可以位于压缩锥一侧。
另外，驱动装置、滑动装置和锁紧装置还有其他的实现方法，这里就不再一一举例，但都在本发明的保护范围之内。
实例4、一种进气道可调的方法，其步骤如下：
1、在进气道内壁上设置一滑块；
2、滑块根据飞行器的飞行速度在进气道内移动，滑块在飞行器以高马赫数Mag飞行时，滑块固定于喉道处，以低马赫数Mad飞行时，滑块移动到喉道的后部固定。
其中Mag是指大于等于最高飞行马赫数70％或3.5马赫，Mad是指小于最高飞行马赫数70％或3.5马赫。
滑块具体形状根据仿真计算确定，如图1所示，为滑块的一个截面形状，为上下边长平行的不规则四边形，进气道捕获高度H＝100cm，L＝248cm，小喉道状态下滑块距进气道尖点距离d1＝285cm，大喉道状态下滑块距进气道尖点距离d2＝370cm，进气道内通道前段高度h1＝23cm，后段高度h2＝30cm。喉道滑块上侧长度a＝120，滑块高度应为c≤h2-h1，取c＝7cm，考虑尽可能稳定结尾激波系、提高进气道抗反压能力，滑块下侧长度b≥2(h1-c),取b＝30cm；滑块的前锐角取α＝12°，滑块在高马赫数飞行和低马赫数飞行的位置A、B之间距离e＝85。也可以采用其他的符合计算结果的形状。滑块在高马赫数飞行和低马赫数飞行所在的具体位置，应根据仿真计算和风洞试验确定。
图2所示，进气道处于高马赫数工作状态，滑块位于喉道段A处，滑块外表面与喉道段外罩一侧壁面构成新的通道，此时进气道处于小喉道状态，进气道内收缩比明显增大，来流马赫数3.8时进气道喉道马赫数1.7，如果不采用调节方案，喉道马赫数应在2.5左右，喉道马赫数降低可以有效降低结尾激波总压损失，提高了进气道在高马赫数工作状态下的临界总压恢复系数。
图3进气道处于低马赫数工作状态。滑块固定于扩张段前端B处，滑块外表面与扩张段外罩一侧壁面构成新的通道。通过滑块形状、位置与内通道的匹配设计，使进气道处于大喉道状态，来流马赫数2.4时进气道喉道马赫数1.6，保证进气道能够在低马赫数下顺利起动和正常工作。
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 (9)

1.一种进气道可调装置，包括进气道主体,所述的进气道主体由弹体的一部分外表面和进气道外罩组成，其特征在于:还包括滑块、滑动装置、驱动机构和锁紧机构，进气道内表面设有滑动装置，滑块和滑动装置连接，通过驱动机构提供的动力沿着滑动装置在进气道内滑动，当滑动到进气道合适的位置时，锁紧机构将滑块锁定。
2.根据权利要求1所述的进气道可调装置，其特征在于，所述的滑块在飞行器以高马赫数Mag飞行时，滑块固定于喉道处，以低马赫数Mad飞行时，滑块移动到喉道的后部。
3.根据权利要求2所述的进气道可调装置，其特征在于，所述的Mag是指大于等于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫，所述的Mad是指小于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫。
4.根据权利要求1所述的进气道可调装置，其特征在于:所述的滑块的截面最大高度不大于进气道喉道后部的高度与喉道处高度之差，滑块在弹体轴向的长度大于喉道处高度与滑块高度之差的2倍。
5.根据权利要求1所述的进气道可调装置，其特征在于:所述的滑块在低马赫数飞行所在的具体位置，应根据仿真计算和风洞试验确定。
6.一种进气道可调的方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
在进气道内壁上设置一滑块；
滑块根据飞行器的飞行速度在进气道内移动，飞行器以高马赫数Mag飞行时，滑块固定于喉道处，飞行器以低马赫数Mad飞行时，滑块移动到喉道的后部固定。
7.根据权利要求6所述的进气道可调的方法，其特征在于：所述的滑块的截面形状高度等于进气道喉道后部的高度与喉道处高度之差，滑块在弹体轴向的长度大于喉道处高度与滑块高度之差的2倍。
8.根据权利要求6所述的进气道可调的方法，其特征在于：所述的滑块在飞行器低马赫数飞行所在的具体位置，应根据仿真计算和风洞试验确定。
9.根据权利要求6所述的进气道可调的方法，其特征在于：所述的Mag是指大于等于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫，所述的Mad是指小于飞行器最高飞行马赫数70％或3.5马赫。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110645099A (zh) * 2019-10-11 2020-01-03 南京航空航天大学 一种Ma0-5+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110645100A (zh) * 2019-10-11 2020-01-03 南京航空航天大学 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110726560A (zh) * 2019-11-08 2020-01-24 北京动力机械研究所 一种两自由度可调进气道喉道调节试验装置
CN112228243A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于组合喷管变状态调节的液压推动式凸轮机构
CN112572810A (zh) * 2020-11-25 2021-03-30 北京空天技术研究所 一种进气道边界层分离消除装置及飞行器
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
CN115096540A (zh) * 2022-07-14 2022-09-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式风洞马赫数微调机构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2222635A (en) * 1987-10-24 1990-03-14 British Aerospace A propulsion system for an aerospace vehicle
EP0392527A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-17 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Integriertes Turbo-Staustrahltriebwerk
US6672068B1 (en) * 2001-09-04 2004-01-06 Mbda France Ramjet for a supersonic and hypersonic aircraft
CN103790710A (zh) * 2014-01-22 2014-05-14 西北工业大学 一种火箭基组合循环发动机变结构进气道
CN106837549A (zh) * 2017-02-06 2017-06-13 厦门大学 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法
CN107091159A (zh) * 2017-06-16 2017-08-25 南京航空航天大学 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法
CN108533406A (zh) * 2018-06-14 2018-09-14 南京航空航天大学 一种滑块前后移动调节的颌下可调进气道

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2222635A (en) * 1987-10-24 1990-03-14 British Aerospace A propulsion system for an aerospace vehicle
EP0392527A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-17 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Integriertes Turbo-Staustrahltriebwerk
US6672068B1 (en) * 2001-09-04 2004-01-06 Mbda France Ramjet for a supersonic and hypersonic aircraft
CN103790710A (zh) * 2014-01-22 2014-05-14 西北工业大学 一种火箭基组合循环发动机变结构进气道
CN106837549A (zh) * 2017-02-06 2017-06-13 厦门大学 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法
CN107091159A (zh) * 2017-06-16 2017-08-25 南京航空航天大学 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法
CN108533406A (zh) * 2018-06-14 2018-09-14 南京航空航天大学 一种滑块前后移动调节的颌下可调进气道

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110645099A (zh) * 2019-10-11 2020-01-03 南京航空航天大学 一种Ma0-5+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110645100A (zh) * 2019-10-11 2020-01-03 南京航空航天大学 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110645100B (zh) * 2019-10-11 2024-04-30 南京航空航天大学 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110645099B (zh) * 2019-10-11 2024-04-30 南京航空航天大学 一种Ma0-5+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
CN110726560A (zh) * 2019-11-08 2020-01-24 北京动力机械研究所 一种两自由度可调进气道喉道调节试验装置
CN112228243A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于组合喷管变状态调节的液压推动式凸轮机构
CN112572810A (zh) * 2020-11-25 2021-03-30 北京空天技术研究所 一种进气道边界层分离消除装置及飞行器
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
CN112879162B (zh) * 2021-01-19 2021-12-14 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
CN115096540A (zh) * 2022-07-14 2022-09-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式风洞马赫数微调机构

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