CN114412642B - 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道 - Google Patents

一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道 Download PDF

Info

Publication number
CN114412642B
CN114412642B CN202210050019.1A CN202210050019A CN114412642B CN 114412642 B CN114412642 B CN 114412642B CN 202210050019 A CN202210050019 A CN 202210050019A CN 114412642 B CN114412642 B CN 114412642B
Authority
CN
China
Prior art keywords
channel
connecting rod
triangular block
stamping
turbine
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.)
Active
Application number
CN202210050019.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114412642A (zh
Inventor
刘君
周珂玉
袁化成
许凌锋
李东
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.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
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 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202210050019.1A priority Critical patent/CN114412642B/zh
Publication of CN114412642A publication Critical patent/CN114412642A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114412642B publication Critical patent/CN114412642B/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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道，包括：进气道外压缩段和并联双扩张段，所述并联双扩张段通道包括冲压扩张通道和涡轮扩张通道，气体经过所述进气道外压缩段后进入冲压扩张通道或涡轮扩张通道；所述进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，所述三角块连接有驱动装置，所述驱动装置驱动所述三角块上下移动，从而堵塞冲压通道同时打开涡轮通道或者堵塞涡轮通道同时打开冲压通道；本发明通过在进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，利用驱动装置驱动三角块水平地向上或向下移动，可以在保证流量连续的同时尽可能减小阻力。

Description

一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道
技术领域
本发明涉及组合动力进气道设计技术领域，特别涉及一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道。
背景技术
空天飞行器以其独有的作战优势，正受到世界各强国的广泛关注。为了满足未来空天飞行器宽速域的飞行需求，可以采用综合了不同推进系统优势的组合动力推进系统——主要有涡轮基组合循环推进系统(TBCC)和火箭基组合循环推进系统(RBCC)等。其中涡轮基组合循环推进系统具有可重复使用、成本低、不用携带氧化剂等特点，是未来空天飞行器推进系统的重要选择之一。
TBCC发动机是一种组合推进系统，一般来说含有两种不同工作模式的发动机，例如涡轮发动机和冲压发动机的组合。从结构布局上可分为串联式和并联式，这样分类的区别在于这两种不同工作模式的发动机是串联——前后排布的还是是并联——上下排布的。但无论是串联式还是并联式，都是靠着两种不同工作模式的发动机实现从地面起飞，加速至超音速飞行、甚至高超声速飞行状态。在TBCC组合动力推进系统的工作过程中，其进气系统对整个推进系统的性能起着关键作用。TBCC进气道要如何适应宽广的飞行范围、要如何适应多变的飞行状态、要如何向发动机提供高品质流场及如何提高推进系统的效率是目前仍需解决的关键难题。而这些关键问题之中，最重要的是如何实现推力连续且性能损失较小的模态转换方式。目前已有的模态转换方式有的阻力较大、有的机构复杂实现困难、有的不能精确量的控制，因此设计一种易于实现的、阻力小的、控制精度高的模态转换方式是很有必要的。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种能够解决宽速域飞行时，需要安全顺滑精确地切换不同发动机工作模态的问题的技术方案。
为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道，包括：
进气道外压缩段和并联双扩张段，所述并联双扩张段通道包括冲压扩张通道和涡轮扩张通道，气体经过所述进气道外压缩段后进入冲压扩张通道或涡轮扩张通道；所述进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，所述三角块连接有驱动装置，所述驱动装置驱动所述三角块上下移动，从而堵塞冲压通道同时打开涡轮通道或者堵塞涡轮通道同时打开冲压通道，且在移动过程中，所述三角块始终保持上壁面与进气道外压缩段的内壁面平行。
作为优选的一种技术方案，所述进气道外压缩段包括一级压缩板和二级压缩板，所述一级压缩板与二级压缩板铰接连接，且所述一级压缩板为固定角度，所述二级压缩板根据来流马赫数绕铰接中心转动。
作为优选的一种技术方案，所述一级压缩板通过螺钉与前侧板。
作为优选的一种技术方案，所述一级压缩板通过螺钉与斜底板连接。
作为优选的一种技术方案，所述驱动装置包括电机，所述电机的电机轴杆连接有连杆组件，所述连杆组件与所述三角块连接，且所述连杆组件连接有弧形滑块。
作为优选的一种技术方案，所述连杆组件包括U形连杆、第一连杆、第二连杆，所述U 形连杆的一端与所述电机的电机轴杆连接，所述U形连杆的另一端过铰链与所述第一连杆的一端连接，所述第一连杆的另一端通过铰链与所述第二连杆的一端连接，所述第二连杆与所述三角块连接。
作为优选的一种技术方案，所述第二连杆的另一端通过铰链与所述第三连杆的一端连接，所述第三连杆的另一端与固定座连接。
作为优选的一种技术方案，所述三角块与冲压通道转板的一端通过铰链连接，所述冲压通道转板的另一端与冲压通道壁面铰接机构连接。
作为优选的一种技术方案，所述冲压扩张通道下壁面与冲压通道转板铰接。
作为优选的一种技术方案，所述涡轮扩张通道下壁面与涡轮通道分流板铰接。
本发明相对于现有技术的有益效果是：本发明通过在进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，利用驱动装置驱动三角块水平地向上或向下移动，可以在保证流量连续的同时尽可能减小阻力。
另外，电机轴杆步进的距离与三角块竖直方向上下移动的高度成一一对应关系，因此可以通过控制电机轴杆步进的距离来精确实现三角块的堵塞位置。
附图说明
图1是本发明提供的一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道的整体结构图；且该图为模型的正视剖面图；
图2是图1中A处的局部放大图；
图3是本发明中模态转换装置的结构图；且该图为模型的后视型面图；
图4是本发明中模态转换装置运动机构简化图，且该图为模型的正视剖面图；
图5是本发明中模态转换装置运动机构简化图，且该图为模型的后视型面图。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
参照图1-3，本实施例提供一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道，该组合动力进气道包括由外压缩段9、涡轮通道分流装置、模态转换装置、冲压通道6和涡轮通道7。其中外压缩段9包括一级压缩板91和二级压缩板92，一级压缩板91和二级压缩板92通过铰接连接：且一级压缩板91为固定角度，二级压缩板92的角度可根据来流马赫数的不同绕铰接中心转动调整。
进一步的，涡轮通道分流装置主要是涡轮通道分流板8，该分流板位于涡轮通道6进口之前，与涡轮通道7下壁面铰接且可以根据来流马赫数的不同绕铰接中心转动调整。二级压缩板92和涡轮通道分流板8共同调节，其主要目的是保证在各种来流马赫数下，进气道能够自起动成功。
另外，进气道外压缩段与冲压通道6、涡轮通道7相接处设置有三角块1，三角块1连接有驱动装置，所述驱动装置驱动所述三角块1上下移动，从而堵塞冲压通道6同时打开涡轮通道7或者堵塞涡轮通道7同时打开冲压通道6，且在移动过程中，三角块始1终保持上壁面与进气道外压缩段9的内壁面平行。
在本实施例中，驱动装置包括电机4，电机5的电机轴杆5连接有连杆组件，所述连杆组件与三角块1连接，且所述连杆组件连接有弧形滑块15。
在本实施例中，连杆组件包括U形连杆3、第一连杆11、第二连杆14，U形连杆3的一端与电机4的电机轴杆5连接，U形连杆3的另一端过铰链与第一连杆22的一端连接，第一连杆11的另一端通过铰链与第二连杆14的一端连接，第二连杆14与三角块1连接。
飞行器在宽速域飞行时，发动机需要从涡轮状态到冲压状态顺利切换，且应保证发动机流量和推力连续，而模态转换装置的作用就是通过电机4调节相应机构，使进气道在不同马赫数下实现涡轮通道和冲压通道的来回切换。本发明设计的模态转换装置主要有以下机构：一个三角块1、一个冲压通道转板2、两个弧形滑块15、一个电机4和系列连杆。当来流马赫数小于3时，涡轮通道全打开，冲压通道全关闭，此时模态转换装置停止工作，三角块1 位于最上方位置——堵塞于冲压通道之前，且其上壁面与进气道内型面的上表面贴合；当来流马赫数为3时，模态转换过程开始，此时电机4控制轴杆向前推进，通过系列连杆控制三角块1水平向下移动，整个过程中涡轮通道逐渐关闭，冲压通道逐渐打开；当来流马赫数为 3.5时，模态转换过程结束，此时涡轮通道完全关闭，冲压通道完全打开，三角块1位于最下方位置——堵塞于涡轮通道之前，且其上壁面与转板上壁面平行。这时，三角块1上壁面、转板上壁面和进气道内型面的上表面所围成的流道区域为一段等直隔离段。
本发明所展示的模态转换装置有一个很大的优点就是三角块1在整个运动过程中始终保持上壁面水平，而三角块1上下平动。原因是示例的进气道的模态转换区间为来流马赫数 3.0—3.5，此时三角块1的构型设计加上其运动方式为上下平动，可以很大程度减小迎风阻力，即和其他方式的机构相比，可以用较小的电机4力去完成模态转换过程。本装置的设计思路如图4和图5所示，以对称面为平面(对称面所在平面为模型的正视剖面)，取一条平行于三角块1上壁面的线段AB(A点为三角块1外伸销柱截面圆心点在对称面上的投影；B点为三角块1铰接机构圆心点在对称面上的投影)代表三角块1上壁面，取一条平行于冲压通道转板2的线段BC(C点为转板与冲压通道壁面铰接机构圆心点在对称面上的投影)代表转板上壁面。在模态转换过程中，显然B点会绕固定点C作圆周运动，为了保证三角块1上壁面始终水平，即线段AB水平，则A点也必须绕某一固定点D作圆周运动，取线段CD水平且令CD长度等于AB长度，那么ABCD四个点构成一个平行四边形。在运动过程中，由于C、D两点固定，且AB始终平行且等于CD，就可以满足AB保持水平状态上下移动。由于A点代表三角块1外伸销柱的位置，其运动轨迹为绕D点的圆弧，那么外壁面所开槽的形状也应该是一段以D点为圆心的圆弧，同理嵌套在三角块1销柱上用于挡住漏气的弧形滑块15的形状也就与圆弧形滑槽一致。
由于AD线段并不是真正的连杆(由图3和图4可得)，因此如果只是上文所述的设计方案就结束的话，实际运动过程中A点的约束条件不够，不能保证想要的运动结果。因此需要加设另外的连杆机构来约束A点的运动轨迹。
如图4和图5所示，增设第二连杆11(线段AE为第二连杆11铰接中心连线在对称面上的投影)、第三连杆14(线段EF为第三连杆14铰接中心连线在对称面上的投影)、固定底座13和所需销杆，新增机构的原理依然是AEFD四点构成平行四边形，以此来限制点A和点D(线段AD)的运动轨迹来实现三角块1平动。具体思路解析如下所述。由于点A和点B位置可以确定，即AB长度确定(三角块1与冲压通道转板2铰接点中心到三角块1外伸销柱中心距离)；点B和点C位置也可以确定，即BC长度确定(冲压转板两铰接中心距离)，因此若固定了D点的位置或者说保证AD长度不变，那么整个ABCD平行四边形机构就能成功实现。那么可以先确定一个固定底座13，这样就确定了一固定点F，然后根据线段DF长度取一等长第二连杆11(线段AE)；根据AD长度取一等长第三连杆14(线段EF)，则AEFD构成一平行四边形。由于AE必须满足与DF相等，AB长度必须满足与CD相等，且点C和点F已经限定了，因此D点的位置可以通过点C和点F确定下来，则AD也被确定下来。这样一来，当电机4通过连杆推动三角块1运动时：B点绕C点转动、A点绕D点转动、E点绕F点转动，且A、B、E三点的转动半径和转动角速度一致，这样就可以保证AB水平向下移动，即三角块1 平动向下。
三角块1水平向下移动的距离、冲压通道转板2转动角度与电机4轴杆运动距离能够实现一一对应。针对本进气道模型，以三角块1在最上面时为初始位置，此时三角块1向下位移距离为0、电机4轴杆步进距离为0、冲压通道转板2与水平方向的夹角为16.04°。设初始位置时刻冲压通道转板2与水平方向夹角为α(α＝16.04°)；设冲压通道转板2转动角度为θ(0°<θ<16.04°)；设三角块1铰接中心的旋转半径等于三角块1外伸销柱中心的旋转半径等于 R(R＝71.97mm)；设三角块1与电机4轴杆的连杆长度为L(L＝80.55mm)；设电机4步进距离为X(0mm<X<21mm)；设初始位置时刻三角块1上壁面距离U形杆外伸销柱中心的竖直距离为H(H＝43.6mm)；设模态转换过程中三角块1竖直方向位移为ΔH(0mm<ΔH<19.88mm)。则ΔH、θ、X三者具体对应关系为：要让三角块1从初始位置运动到最终位置，即水平向下的运动距离为19.88mm(ΔH＝19.88mm)，则冲压通道转板2对应的转动角度为16.04° (θ＝16.04°)，电机4轴杆应该前进的距离约为20.95mm(X＝20.95mm)。这三者的对应关系可以归结为如下两个式子：
Figure BDA0003473755180000051
Figure BDA0003473755180000052
由以上记载可知，本实施例提供的组合动力进气道通过在进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，利用驱动装置驱动三角块水平地向上或向下移动，可以在保证流量连续的同时尽可能减小阻力。
另外，电机轴杆步进的距离与三角块竖直方向上下移动的高度成一一对应关系，因此可以通过控制电机轴杆步进的距离来精确实现三角块的堵塞位置。
以上所述仅为本发明的实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道，其特征在于，包括：进气道外压缩段和并联双扩张段，所述并联双扩张段通道包括冲压扩张通道和涡轮扩张通道，气体经过所述进气道外压缩段后进入冲压扩张通道或涡轮扩张通道；所述进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，所述三角块连接有驱动装置，所述驱动装置驱动所述三角块上下移动，从而堵塞冲压通道同时打开涡轮通道或者堵塞涡轮通道同时打开冲压通道，且在移动过程中，所述三角块始终保持上壁面与进气道外压缩段的内壁面平行；
所述驱动装置包括电机，所述电机的电机轴杆连接有连杆组件，所述连杆组件与所述三角块连接，且所述连杆组件连接有弧形滑块；所述弧形滑块嵌套在三角块的销柱上用于挡住漏气；
所述连杆组件包括U形连杆、第一连杆、第二连杆、第三连杆，所述U形连杆的一端与所述电机的电机轴杆连接，所述U形连杆的另一端过铰链与所述第一连杆的一端连接，所述第一连杆的另一端通过铰链与所述第二连杆的一端连接，所述第二连杆与所述三角块连接；
所述第二连杆的另一端通过铰链与所述第三连杆的一端连接，所述第三连杆的另一端与固定座连接；
所述三角块与冲压通道转板的一端通过铰链连接，所述冲压通道转板的另一端与冲压通道壁面铰接机构连接。
2.根据权利要求1所述的组合动力进气道，其特征在于：所述进气道外压缩段包括一级压缩板和二级压缩板，所述一级压缩板与二级压缩板铰接连接，且所述一级压缩板为固定角度，所述二级压缩板根据来流马赫数绕铰接中心转动。
3.根据权利要求2所述的组合动力进气道，其特征在于：所述一级压缩板通过螺钉与前侧板连接。
4.根据权利要求3所述的组合动力进气道，其特征在于：所述一级压缩板通过螺钉与斜底板连接。
5.根据权利要求1所述的组合动力进气道，其特征在于：所述冲压扩张通道下壁面与冲压通道转板铰接。
6.根据权利要求1所述的组合动力进气道，其特征在于：所述涡轮扩张通道下壁面与涡轮通道分流板铰接。
CN202210050019.1A 2022-01-17 2022-01-17 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道 Active CN114412642B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210050019.1A CN114412642B (zh) 2022-01-17 2022-01-17 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210050019.1A CN114412642B (zh) 2022-01-17 2022-01-17 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114412642A CN114412642A (zh) 2022-04-29
CN114412642B true CN114412642B (zh) 2023-03-17

Family

ID=81273030

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210050019.1A Active CN114412642B (zh) 2022-01-17 2022-01-17 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114412642B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104632411A (zh) * 2015-01-28 2015-05-20 南京航空航天大学 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道
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
CN108412619A (zh) * 2018-05-09 2018-08-17 南京航空航天大学 一种多自由度单变量控制组合动力可调进气道
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
CN212337458U (zh) * 2020-06-29 2021-01-12 厦门大学 三维内转消膨胀波高性能双通道tbcc进气道

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11512667B2 (en) * 2019-02-25 2022-11-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Anti-unstart for combined cycle high mach vehicles

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104632411A (zh) * 2015-01-28 2015-05-20 南京航空航天大学 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道
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
CN108412619A (zh) * 2018-05-09 2018-08-17 南京航空航天大学 一种多自由度单变量控制组合动力可调进气道
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
CN212337458U (zh) * 2020-06-29 2021-01-12 厦门大学 三维内转消膨胀波高性能双通道tbcc进气道

Also Published As

Publication number Publication date
CN114412642A (zh) 2022-04-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107575309B (zh) 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法
JPH0536630B2 (zh)
CA1054384A (en) Thrust vectorable exhaust nozzle
CN111255569B (zh) 一种模态转换联合变几何调节的内并联型进气道及控制方法
US4798328A (en) Area controlled, thrust vectoring vane cascade with nutating control vane
CN114151225B (zh) 一种发动机双通道裤衩型喷管的喉道面积调节装置
CN1012384B (zh) 推力导向的排气喷管装置
CN103939219A (zh) 一种变循环发动机可调机构中的模式转换阀
CN108412619A (zh) 一种多自由度单变量控制组合动力可调进气道
CN105539862A (zh) 一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置
EP1528248A1 (en) Methods and apparatus for flade engine nozzle
CN108194224B (zh) 埋入隔板内部的tbcc并联喷管调节机构设计方法
CN114412642B (zh) 一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道
CN112610333A (zh) 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道
CN216132078U (zh) 连杆构件和运动组件
US6896100B2 (en) Noise reducing apparatus and exhaust nozzle for jet engine
CN106121859B (zh) 一种用于宽速域变结构尾喷管的调节装置
CN113982778A (zh) 一种用于变循环航空发动机的二维可调后涵道引射器
CN101575012B (zh) 用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和飞行器
CN115898692A (zh) 一种组合喷管及其调节方法
CN209687621U (zh) 一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管
CN110726560A (zh) 一种两自由度可调进气道喉道调节试验装置
CN114151196B (zh) 一种并联式组合动力进气道的调节机构及设计方法
CN219262530U (zh) 无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管
CN114000958B (zh) 基于双拨片型滑块原理的tbcc尾喷管调节机构设计方法

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