CN113700561A - 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道 - Google Patents

一种支板升降可调型下颌式超声速进气道 Download PDF

Info

Publication number
CN113700561A
CN113700561A CN202111123026.1A CN202111123026A CN113700561A CN 113700561 A CN113700561 A CN 113700561A CN 202111123026 A CN202111123026 A CN 202111123026A CN 113700561 A CN113700561 A CN 113700561A
Authority
CN
China
Prior art keywords
air inlet
support plate
lifting support
supersonic
throat
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
CN202111123026.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113700561B (zh
Inventor
刘华
莫建伟
杨宝娥
梁俊龙
刘轶
王玉峰
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.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
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 Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN202111123026.1A priority Critical patent/CN113700561B/zh
Publication of CN113700561A publication Critical patent/CN113700561A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113700561B publication Critical patent/CN113700561B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。

Description

一种支板升降可调型下颌式超声速进气道
技术领域
本发明属于宽范围、长航时工作的冲压发动机领域，主要涉及一种宽马赫数范围、高性能工作的超声速进气道，具体是一种支板升降可调型下颌式超声速进气道。
背景技术
现有超声速进气道通常采用下颌式进气形式，并且随着飞行器对超声速进气道工作马赫数范围及性能要求的不断提高，固定几何的下颌式超声速进气道已经很难适应这种高要求，需要研制结构可调的下颌式超声速进气道。
目前，针对轴对称进气道，主要通过调节中心体位置、中心体直径、中心体可变形鼓包、中心体多层级伸缩及多层壳体等实现进气道调节；针对二元进气道，主要采用调节压缩面及唇口角度来实现进气道调节。但是，以上调节方式的调节机构通常结构比较复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的要求。
发明内容
针对现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题，本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，该支板升降可调型下颌式超声速进气道主要适用于宽马赫数范围、长航时工作的冲压发动机。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；所述超声速进气道为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段和内压缩段，所述内压缩段包括超声速内压缩段和亚声速内压缩段，所述超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；所述升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内，且升降支板的厚度h大于进气道喉部的高度ht；所述作动机构设置在飞行器仪器舱内，且与升降支板连接，作动机构带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节；在高马赫数下工作时，将升降支板调升，进气道喉部的流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复；当在低马赫数下工作时，将升降支板下降，使进气道喉部的流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；所述密封机构设置在调节孔内，用于避免超声速进气道内的高温气流从调节孔泄漏到飞行器仪器舱。
进一步地，所述调节孔为楔形孔，所述升降支板为楔形结构，升降支板的上游迎风面梭形角度为15°～45°，下游背风面梭形角度为30°～90°，进气道扇形角度为120°～150°。
进一步地，所述升降支板为n个，n个升降支板沿超声速进气道的轴线在进气道喉部内均布，所述超声速进气道的当前来流马赫数Max与升降支板行程x的关系如下：
Figure BDA0003277890170000021
其中，At0为最小起动马赫数对应的理论喉道面积，μ(α，β)为升降支板的流阻系数，α为升降支板的上游迎风面梭形角度，β为升降支板的下游背风面梭形角度；n为升降支板的数量，k为升降支板梭形结构的最宽尺寸，q(Max)为流量函数，
Figure BDA0003277890170000022
为当前马赫数下的流量系数，σs为当前马赫数下进气道喉道上游的总压恢复系数。
进一步地，所述作动机构对升降支板实现无级升降调节或多级升降调节。
进一步地，所述作动机构包括高压气瓶、作动筒、减压阀和两位三通阀；所述高压气瓶与作动筒的两端通过管路连接，所述作动筒内设置有与升降支板固连的支杆，通过控制设置在管路上的减压阀和两位三通阀，使得支杆在作动筒内移动，进而对升降支板的位置进行调整。
进一步地，所述密封机构为石墨密封圈。
进一步地，所述超声速进气道包括超声速外压缩段和内压缩段，所述超声速外压缩段采用轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，且与飞行器前体的型面一体化设置，所述内压缩段为倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩-扩张型。
进一步地，所述进气道喉部的长度是进气道喉部高度的4～6倍，且进气道喉部设置有0.5°～2°的扩张角。
进一步地，所述超声速进气道的外压缩段采用锥加等熵压缩形式，外压缩面的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
1.本发明下颌式超声速进气道根据进气道高、低马赫数工作范围，通过升降支板的升降对喉部流通面积进行调节，进而控制进气道喉道流通能力，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的需求，实现进气道在宽马赫数范围的高性能工作。
2.本发明下颌式超声速进气道将支板设计为升降调节，支板移动阻力小，需要的作动力较小，作动机构相对简单、可靠，适用于导弹空间紧凑、结构质量轻的要求。
3.本发明下颌式超声速进气道将进气道喉道支板设计为梭形结构，实现在高速气流下的低流阻特性，减小进气道流阻损失，提高进气道的总压恢复性能。
附图说明
图1为本发明超声速进气道的结构示意图一；
图2为本发明超声速进气道的结构示意图二；
图3是本发明支板升降可调型下颌式超声速进气道在高马赫数的工作示意图；
图4是本发明支板升降可调型下颌式超声速进气道在低马赫数的工作示意图；
图5为本发明实施例中作动机构与升降支板连接示意图；
图6为本发明实施例中作动机构的结构示意图；
图7为本发明升降支板的结构示意图；
图8为图7的A-A剖视图。
附图标记：1-超声速外压缩段，2-内压缩段，3-超声速内压缩段，4-亚声速内压缩段，5-唇口，6-进气道喉部，7-飞行器前体，8-飞行器仪器舱，9-进气道内壁面，10-飞行器外壁面，11-外压缩面，12-超声速进气道，13-升降支板，14-作动机构，15-高压气瓶，16-作动筒，17-减压阀，18-两位三通阀，19-支杆。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用来解释本发明的技术原理，目的并不是用来限制本发明的保护范围。
本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，该进气道通过升降支板升降运动对进气道喉部的流通面积进行调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的需求。当在高马赫数下工作时，将升降支板调升，减小进气道喉部的流通面积，利用缩小几何喉道来提升进气道的总压恢复系数；当在低马赫数下工作时，将升降支板下降，使进气道喉部的流通面积增大，确保低马赫数大流量能够正常起动。
如图3和图4所示，本发明提供的支板升降可调型下颌式超声速进气道主要由超声速进气道12、升降支板13、密封机构、作动机构14等构成。超声速进气道12为混压式、二元环形管状结构，升降支板13位于超声速内压缩段3内(即设置在唇口5至进气道喉部6区域内)，利用其升降调节完成进气道结构的调整变化。具体的，超声速内压缩段3内壁面上设置有调节孔，升降支板13穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；升降支板13是能够上、下升降调节的板块状结构，根据减小气动阻力的原则，支板通常设计为梭形结构；作动机构14与升降支板13连接，通过气动或液压作动力使得升降支板13可以上、下移动，实现对进气道喉部6流通面积的调节。密封机构采用耐高温的石墨密封圈，其设置在调节孔内，避免进气道高温气流由升降支板13安装孔泄漏到仪器舱。
当在高马赫数下工作时，将升降支板13上升，减小进气道喉部6的流通面积，使喉道流通能力降低，喉部马赫数减小，提高进气道的总压恢复系数；当在低马赫数下工作时，升降支板13下降，使进气道喉部6的流通能力增大，确保低马赫数下起动，并且，可以根据不同工作马赫数对喉道流通能力的要求，升降支板13设计成无级调节或多级调节形式。
作动机构14安装在飞行器仪器舱8内，该仪器舱是由飞行器外壁面10和进气道内壁面9(包括超声速外压缩段1的内壁面和超声速内压缩段3的内壁面)围成。由于来流总温高，为防止进气道内的高温气流从升降支板13安装间隙泄露到飞行器仪器舱8，采用了能够耐高温的石墨密封圈式动密封结构。
如图5和图6所示，在本发明实施例中，作动机构14包括高压气瓶15、作动筒16、减压阀17和两位三通阀18；高压气瓶15与作动筒16的两端通过管路连接，作动筒16内设置有与升降支板13固连的支杆19，通过控制设置在管路上的减压阀17和两位三通阀18，使得支杆19在作动筒16内移动，进而对升降支板13的位置进行调整。
如图1和图2所示，本发明实施例中的超声速进气道12为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段1和内压缩段2，其超声速外压缩段1采用了轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，该面与飞行器前体7型面进行一体化设计。内压缩段2包括超声速内压缩段3和亚声速内压缩段4，其相当于一个倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩——扩张型，其最小面积的截面积称为临界截面或喉道截面。升降支板13安装在进气道喉道位置，通过作动机构14的上、下推动作用，调节升降支板13进入进气道流道的高度大小。通过计算可以得到不同来流马赫数对应的进气道最小流通喉道面积，将升降支板13的高度与进气道喉道面积相对应，也就建立起其与来流马赫数的对应关系，通过控制升降支板13的高度，实现对不同马赫数的进气道喉道面积调节。来流马赫数越小，要求进气道最小流通喉道面积越大，升降支板13的高度就越低。当来流马赫数最小时，升降支板13完全退出进气道流道，当来流马赫数最大时，升降支板13完全进入进气道流道。
如图7和图8所示，在本发明实施例中，升降支板13采用梭形结构，可以减小气动阻力，上游迎风面梭形角度可为15°～45°，下游背风面梭形角度可为30°～90°，进气道扇形角度可为120°～150°。升降支板13的厚度h大于喉道高度ht，升降支板13运动的行程用x表示，当升降支板13完全退出进气道内流道时，x为0；当升降支板13完全进入并达到喉道外罩壁面位置时，x为ht，此时，进气道当前来流马赫数Max与升降支板13行程x的关系如下：
At-max＝At0-μ(α，β)×n×k×x
Figure BDA0003277890170000061
其中，At-max为当前来流马赫数对应的理论喉道面积，At0为最小起动马赫数对应的理论喉道面积，μ(α，β)为升降支板13的流阻系数，该值由数值仿真计算给出，α为升降支板13上游梭形角，β为升降支板13下游梭形角；n为升降支板13的数量，k为升降支板13梭形结构的最宽尺寸，q(Max)为流量函数，
Figure BDA0003277890170000062
为当前马赫数下的流量系数，σs为当前马赫数下进气道喉道上游的总压恢复系数。
本发明实施例中，进气道喉部6的长度为其高度的4～6倍，且进气道喉部6存在0.5°～2°的扩张角，其中，优选的上游迎风面梭形角度为27°，下游背风面梭形角度38°，进气道扇形角度130°，升降支板13位于周向的对称面上(也可以沿周向等角度均布多个)。当来流马赫数最小时，升降支板13完全退出进气道流道，如图4所示，随着来流马赫数增大，要求进气道最小流通喉道面积减小，梭形支板在作动机构14的推动作用下，其在流道内的高度逐渐升高，即喉道流通面积逐渐减小，直到来流马赫数最大时，梭形支板完全进入进气道流道，达到与喉部高度一致，此时喉道流通面积最小，如图3所示。
上述支板升降可调型下颌式超声速进气道方案通过合理设计进气道喉道及喉道支板，利用喉道支板的升降调节，适应不同来流马赫数对喉道流通能力的需求，从而提高高马赫数来流下的总压恢复系数，增强低马赫数来流下的起动特性。本实施例中，进气道通过简单的支板升降调节，实现在高马赫数3.0～4.5下，总压恢复系数增加约15％左右，而低马赫数2.0～3.0，进气道能够顺利起动。
本发明实施例中，超声速进气道12的外压缩段具体可采用锥加等熵压缩形式，进一步提高了进气道压缩效率和性能。外压缩面11的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到，有旋特征线法的迭代公式为：
Figure BDA0003277890170000071
其中：x为横坐标，y为纵坐标，坐标原点在进口的下角点，x方向为进口水平方向，y方向为水平方向的法向。θ为当地流动方向角，M为当地流动马赫数且M>1，μ为当地流动马赫角，δ为流动类型参数，对于二维流动δ＝0，对于轴对称流动δ＝1；(x1,y1)、(x2,y2)、(x3,y3)分别是特征线单元上三个不同点的坐标值，初始时为初值线上的三个不同点的坐标值，后来则为根据有旋特征线法求取的前一步的特征线上的三个不同点的坐标值；(x4,y4)是待求特征线上对应离散点坐标值；
Figure BDA0003277890170000081
是纵坐标y1、y4的平均值；
Figure BDA0003277890170000082
是纵坐标y2、y4的平均值。

Claims (10)

1.一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：包括超声速进气道(12)、升降支板(13)、密封机构和作动机构(14)；
所述超声速进气道(12)为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段(1)和内压缩段(2)，所述内压缩段(2)包括超声速内压缩段(3)和亚声速内压缩段(4)，所述超声速内压缩段(3)内壁面上设置有调节孔；
所述升降支板(13)穿过调节孔，设置在超声速进气道(12)的进气道喉部(6)区域内，且升降支板(13)的厚度h大于进气道喉部(6)的高度ht；
所述作动机构(14)设置在飞行器仪器舱(8)内，且与升降支板(13)连接，作动机构(14)带动升降支板(13)能够在进气道喉部(6)区域内移动，实现对进气道喉部(6)流通面积的调节；在高马赫数下工作时，将升降支板(13)调升，进气道喉部(6)的流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复；当在低马赫数下工作时，将升降支板(13)下降，使进气道喉部(6)的流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；
所述密封机构设置在调节孔内，用于避免超声速进气道(12)内的高温气流从调节孔泄漏到飞行器仪器舱(8)。
2.根据权利要求1所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述调节孔为楔形孔，所述升降支板(13)为楔形结构，升降支板(13)的上游迎风面梭形角度为15°～45°，下游背风面梭形角度为30°～90°，进气道扇形角度为120°～150°。
3.根据权利要求2所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述升降支板(13)为n个，n个升降支板(13)沿超声速进气道(12)的轴线在进气道喉部(6)内均布，此时，超声速进气道(12)的当前来流马赫数Max与升降支板(13)行程x的关系如下：
Figure FDA0003277890160000011
其中，At0为最小起动马赫数对应的理论喉道面积，μ(α，β)为升降支板的流阻系数，α为升降支板的上游迎风面梭形角度，β为升降支板的下游背风面梭形角度；n为升降支板的数量，k为升降支板梭形结构的最宽尺寸，q(Max)为流量函数，
Figure FDA0003277890160000021
为当前马赫数下的流量系数，σs为当前马赫数下进气道喉道上游的总压恢复系数。
4.根据权利要求3所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述升降支板(13)的上游迎风面梭形角度为27°，下游背风面梭形角度为38°，进气道扇形角度为130°。
5.根据权利要求1至4任一所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述作动机构(14)对升降支板(13)实现无级升降调节或多级升降调节。
6.根据权利要求5所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述作动机构(14)包括高压气瓶(15)、作动筒(16)、减压阀(17)和两位三通阀(18)；所述高压气瓶(15)与作动筒(16)的两端通过管路连接，所述作动筒(16)内设置有与升降支板(13)固连的支杆(19)，通过控制设置在管路上的减压阀(17)和两位三通阀(18)，使得支杆(19)在作动筒(16)内移动，进而对升降支板(13)的位置进行调整。
7.根据权利要求6所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述密封机构为石墨密封圈。
8.根据权利要求7所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述超声速外压缩段(1)采用轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，且与飞行器前体(7)的型面一体化设置，所述内压缩段(2)为倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩-扩张型。
9.根据权利要求8所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述进气道喉部(6)的长度是进气道喉部(6)高度的4～6倍，且进气道喉部(6)设置有0.5°～2°的扩张角。
10.根据权利要求9所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述超声速进气道(12)的外压缩段采用锥加等熵压缩形式，外压缩面(11)的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到。
CN202111123026.1A 2021-09-24 2021-09-24 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道 Active CN113700561B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111123026.1A CN113700561B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111123026.1A CN113700561B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113700561A true CN113700561A (zh) 2021-11-26
CN113700561B CN113700561B (zh) 2022-11-18

Family

ID=78661799

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111123026.1A Active CN113700561B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113700561B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1166733A (en) * 1967-02-14 1969-10-08 Minster Of Technology London Aircraft Engine Intake Ducts
CN107191273A (zh) * 2017-06-15 2017-09-22 南京航空航天大学 一种刚性/柔性组合调节的连续可调进气道及控制方法
CN107341323A (zh) * 2017-08-07 2017-11-10 南京航空航天大学 一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法
CN112780442A (zh) * 2019-11-05 2021-05-11 北京动力机械研究所 一种可调流道冲压发动机及设计、调节方法
CN113076610A (zh) * 2021-04-07 2021-07-06 南京航空航天大学 一种二元可调进气道的设计方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1166733A (en) * 1967-02-14 1969-10-08 Minster Of Technology London Aircraft Engine Intake Ducts
CN107191273A (zh) * 2017-06-15 2017-09-22 南京航空航天大学 一种刚性/柔性组合调节的连续可调进气道及控制方法
CN107341323A (zh) * 2017-08-07 2017-11-10 南京航空航天大学 一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法
CN112780442A (zh) * 2019-11-05 2021-05-11 北京动力机械研究所 一种可调流道冲压发动机及设计、调节方法
CN113076610A (zh) * 2021-04-07 2021-07-06 南京航空航天大学 一种二元可调进气道的设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113700561B (zh) 2022-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109236472B (zh) 一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道
CN110284994B (zh) 一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的并联式推力矢量排气系统
CN104632411A (zh) 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道
CN112504612A (zh) 一种二喉道实时可调的超扩段
CN1209861A (zh) 多转子旁路蜗轮风扇发动机
CN110657043A (zh) 一种机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管
AU2019411947A1 (en) Throat offset fluidic thurst vectoring nozzle having asymmetric backbody profile
CN212337458U (zh) 三维内转消膨胀波高性能双通道tbcc进气道
CN112945508B (zh) 一种超跨音速平面叶栅可变喷管装置
CN112229639B (zh) 一种航空发动机进气总压畸变生成装置设计方法
WO2016029622A1 (zh) 一种具有三级可调喷嘴的废气涡轮增压器系统
CN104791025A (zh) 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法
CN113700561B (zh) 一种支板升降可调型下颌式超声速进气道
CN108563896A (zh) 一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法
CN116753075A (zh) 一种宽速域发动机的进气道与预冷器一体化构型
CN115962065A (zh) 一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机
CN115371938A (zh) 一种适用于高超声速连续变马赫数的喷管
CN114753930A (zh) 一种基于轴对称进气道构型特征下的组合动力模态转换方法
CN220924505U (zh) 利用放气腔压力调节的可变超音速进气道组件及飞行器
CN113700560B (zh) 一种半膜翻转超声速可调进气道
CN110588956A (zh) 一种吹气式舵效增益装置
CN113513434A (zh) 一种增强废气再循环率带可变截面文丘里管的进气歧管
CN115434828B (zh) 一种可变扩张比火箭发动机喷管
CN220869699U (zh) 一种高效率离心压气机流量可调节装置
CN115929471A (zh) 一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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