CN110886653B - 一种喷气式发动机冲击波防护系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种喷气式发动机冲击波防护系统，包括机体，机体上开设有进气道，还包括高压气出气管、高压稳压腔、高压气进气管、激波管孔板、激波管阀门，机体内部设置有高压气出气管，高压气出气管出口与进气道前段管道连通，高压气出气管与设置在其后部的高压稳压腔连通，高压稳压腔与高压气进气管连通，激波管孔板后端与所述的高压气出气管出口下端铰接，激波管阀门后端与高压气出气管中段上壁面铰接，激波管孔板上设置有若干通气孔，本发明利用储存在高压稳定室中的高压气在进气道前段管道内形成向前运动的锤激波，在进气道进口前与外来的冲击波迎面碰撞，避免/消弱冲击波对进气道结构、发动机冲击。

Description

一种喷气式发动机冲击波防护系统
技术领域
本发明属于飞行器设计技术领域，尤其涉及一种喷气式发动机冲击波防护系统。
背景技术
当飞行器在飞行过程中遇到远方发生强烈爆炸时，爆炸所产生的冲击波会对机体的结构产生冲击，尤其是当发动机结构如果遭遇强烈的冲击波气流而受到破坏，会对飞机飞行安全产生严重的影响。而当前飞机设计过程中较少考虑飞机发动机面临冲击波时的安全问题，尚未见到防护发动机和进气道免受冲击波破坏的相关设计。因此需要提出一种喷气式发动机冲击波防护系统，降低发动机遇到远方传来的冲击波时所受到的冲击载荷，保障发动机的结构安全。
发明内容
本发明的目的：提出一种喷气式发动机冲击波防护系统，可以降低喷气式发动机在遭遇外来冲击波时对其造成的结构损害。
本发明的技术方案：
一种喷气式发动机冲击波防护系统，包括机体，所述的机体上开设有进气道，还包括高压气出气管、高压稳压腔、激波管孔板、激波管阀门，所述的机体内部设置有高压气出气管，所述的高压气出气管出口与所述进气道前段管道连通，所述的高压气出气管与设置在其后部的高压稳压腔连通，所述的高压稳压腔与高压气进气管连通，所述的激波管孔板后端与所述的高压气出气管出口下端铰接，所述的激波管阀门后端与所述高压气出气管中段上壁面铰接，所述的激波管孔板上设置有若干通气孔。
所述的高压气进气管上设置有高压气进气口盖。
所述的激波管孔板大小与所述进气道前段管大小相匹配，使激波管孔板能完全覆盖进气道前段管。
所述的激波管阀门大小与所述高压气出气管大小相匹配，使激波管阀门能完全关闭高压稳压腔。
所述的进气道出口处设置有喷气式发动机。
所述的激波管孔板后端通过转轴与所述的高压气出气管出口下端铰接。
所述的激波管阀门后端通过转轴与所述高压气出气管中段上壁面铰接。
所述的高压气出气管、高压稳压腔、高压气进气管均位于进气道上方。
本发明的有益效果：本发明提出的一种喷气式发动机冲击波防护系统，降低喷气式发动机在遭遇外来冲击波时对其造成的结构损害，同时为发动机在短时间内提供所需的空气流量和满足进气畸变品质的气流，保证发动机工作稳定，通过储存在高压稳定室中的高压气在进气道前段管道内形成向前运动的锤激波，该激波在进口前与迎面的冲击波碰撞，降低冲击波对进气道结构和发动机结构的冲击；同时利用激波孔板的阻尼和降低进气畸变的作用，可为发动机在极短时间内提供满足流场品质、流量的空气，保障了发动机的安全工作。
附图说明
图1是本发明结构示意图；
其中，1、机体，2、进气道，3、进气道前段管道，4、进气道进口，5、喷气式发动机，6、进气道出口，7、激波管孔板，8、激波管阀门，9、高压气进气口盖，10、高压气进气管，11、高压稳压腔。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的介绍，如图1所示，本发明所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，包括机体1，所述的机体1上开设有进气道2，还包括高压气出气管、高压稳压腔11、高压气进气管10、激波管孔板7、激波管阀门8，所述的机体1内部设置有高压气出气管，所述的高压气出气管出口与进气道前段管3道连通，所述的高压气出气管与设置在其后部的高压稳压腔11连通，所述的高压稳压腔11与高压气进气管10连通，所述的激波管孔板7后端与所述的高压气出气管出口下端铰接，所述的激波管阀门8后端与所述高压气出气管中段上壁面铰接，所述的激波管孔板7上设置有若干通气孔。
所述的高压气进气管10上设置有高压气进气口盖9，所述的激波管孔板7大小与所述进气道前段管3大小相匹配，使激波管孔板7能完全覆盖进气道的前段管。
所述的激波管阀门8大小与所述高压气出气管大小相匹配，使激波管阀门8能完全关闭高压稳压腔11。
所述的进气道出口6处设置有喷气式发动机5。
所述的激波管孔板7后端通过转轴与所述的高压气出气管出口下端铰接。
所述的激波管阀门8后端通过转轴与所述高压气出气管中段上壁面铰接。
所述的高压气出气管、高压稳压腔11、高压气进气管10均位于进气道2上方。
在飞行前，打开布置在机体1上的高压气进气口盖9，通过高压气进气管10加入高压压缩气体，然后关闭高压气进气口盖9。当飞行器遭遇冲击波时，首先利用机上控制系统打开位于进气道3前段壁面上的激波管孔板7，将激波管孔板7从A－A0位置放置至A－A1位置；接着利用机上控制系统打开激波管控制阀门8，将激波管控制阀门8从B－B0位置放置至B－B1位置；这时储存在高压稳压室11中高压气通过高压气出气管向进气道前段管道3方向运动，由于这时进气道2内向后运动的气流遭遇到来自稳压室的高压气流，在高压气出气管内形成锤激波，该激波沿进气道2内向前运动，随后通过进气道进口4冲出进气道2，在进气道进口4前与来自飞行器前的冲击波迎面相遇，可避免/消弱冲击波对进气道结构、发动机的冲击；同时喷气式发动机5可通过激波管孔板7抽吸前管道近孔壁附近的气流，该气流通过激波管孔板7时，激波管孔板7起到了阻尼和降低进气畸变的作用，可保证喷气式发动机5在极短时间内的空气需求和冲击载荷，保护了发动机部件不受损伤和工作稳定。
本发明利用储存在高压稳定腔11中的高压气在进气道前段管道3内形成向前运动的锤激波，在进气道进口4前与外来的冲击波迎面碰撞，避免/消弱冲击波对进气道结构、发动机冲击；在这期间，喷气式发动机4可通过抽吸前管道近激波管孔板7附近的气流，该气流通过激波管孔板7时，激波管孔板7起到了阻尼和降低进气畸变的作用，保证喷气式发动机5在极短时间内的空气需求、冲击载荷和工作稳定。

Claims (7)

1.一种喷气式发动机冲击波防护系统，包括机体（1），所述的机体（1）上开设有进气道（2），其特征在于：还包括高压气出气管、高压稳压腔（11）、激波管孔板（7）、激波管阀门（8），所述的机体（1）内部设置有高压气出气管，所述的高压气出气管出口与进气道前段管道（3）连通，所述的高压气出气管与设置在其后部的高压稳压腔（11）连通，所述的高压稳压腔（11）与高压气进气管（10）连通，所述的激波管孔板（7）后端与所述的高压气出气管出口下端铰接，所述的激波管阀门（8）后端与所述高压气出气管中段上壁面铰接，所述的激波管孔板（7）上设置有若干通气孔，所述的高压气进气管（10）上设置有高压气进气口盖（9）；在飞行前，打开布置在机体（1）上的高压气进气口盖（9），通过高压气进气管（10）加入高压压缩气体，然后关闭高压气进气口盖（9），当飞行器遭遇冲击波时，首先打开位于进气道前段壁面上的激波管孔板（7）；接着打开激波管控制阀门（8）；这时储存在高压稳压腔（11）中高压气通过高压气出气管向进气道前段管道（3）方向运动，由于这时进气道（2）内向后运动的气流遭遇到来自稳压腔（11）的高压气流，在高压气出气管内形成锤激波，该激波沿进气道（2）内向前运动，随后通过进气道进口（4）冲出进气道（2），在进气道进口（4）前与来自飞行器前的冲击波迎面相遇，可避免/消弱冲击波对进气道结构、发动机的冲击。
2.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的激波管孔板（7）大小与进气道前段管道（3）大小相匹配，使激波管孔板（7）能完全覆盖进气道前段管道 （3）。
3.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的激波管阀门（8）大小与所述高压气出气管大小相匹配，使激波管阀门（8）能完全关闭高压稳压腔（11）。
4.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的进气道出口（6）处设置有喷气式发动机（5）。
5.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的激波管孔板（7）后端通过转轴与所述的高压气出气管出口下端铰接。
6.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的激波管阀门（8）后端通过转轴与所述高压气出气管中段上壁面铰接。
7.根据权利要求1所述的一种喷气式发动机冲击波防护系统，其特征在于：所述的高压气出气管、高压稳压腔（11）、高压气进气管（10）均位于进气道（2）上方。
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