CN215170392U - 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 - Google Patents
一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 Download PDFInfo
- Publication number
- CN215170392U CN215170392U CN202023266530.0U CN202023266530U CN215170392U CN 215170392 U CN215170392 U CN 215170392U CN 202023266530 U CN202023266530 U CN 202023266530U CN 215170392 U CN215170392 U CN 215170392U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- channel
- section
- lip cover
- flow distribution
- splitter plate
- 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
Links
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims abstract description 25
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 13
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 13
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 2
- 238000004080 punching Methods 0.000 abstract description 4
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 7
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 2
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000005012 migration Effects 0.000 description 1
- 238000013508 migration Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本实用新型公开了一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，主要由部分可移唇罩型面、部分可移中心锥、固定分流板部件和阀门开关，构成涡喷、风扇及冲压三通道。低马赫数下(Ma0‑2)风扇通道开启，冲压通道关闭；高马赫数下(Ma>2)风扇通道关闭，冲压通道开启；涡喷通道在所有马赫数范围内一直处于打开状态。随来流马赫数升高，中心锥前半部分水平前移保证宽范围内高流量系数，在Ma2以上时实现激波封口，进气道流量系数保持在1.0；唇罩与中心锥联动，保证内外涵两通道收缩比都随马赫数升高而增加并按需求调节两通道流量分配。一段距离内，进气道最大迎风面积较捕获面积沿程有明显增加。
Description
技术领域
本实用新型属于航空航天飞行器高超进排气系统技术领域，具体涉及一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道。
背景技术
进气道作为吸气式发动机的一个重要组成部件，其流量捕获系数是其关键性能参数之一。传统的定几何进气道在设计点时性能达到预期要求，但在非设计点状态下，进气道头部激波会发生较大变化，导致捕获流量能力大幅下降，因此其在宽广马赫数范围内工作时无法始终为发动机提供足够的所需流量。在宽范围组合发动机中，涡喷通道在预冷器的作用下一直处于工作状态，风扇通道与冲压通道需在不同马赫数下进行交换工作，为满足发动机性能需求，需匹配一种在宽工作范围内均能为内外涵通道提供充足流量且能实现风扇、冲压通道模态切换的进气道构型，我们为此设计了一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道。
实用新型内容
实用新型目的：针对宽范围组合发动机，本实用新型提供一种三通道轴对称可调进气道，其涡喷通道、冲压、风扇通道在全工况下均能为发动机提供足量的所需流量，并且能满足各自通道不同工况下的性能要求。
技术方案：为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案为：
一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，由外至内包括唇罩、分流板二、分流板一、中心锥；所述唇罩包括可水平移动的唇罩前段和固定的唇罩尾段，唇罩前段和唇罩尾段之间设置有作动系统一，作动系统一驱动唇罩前段水平移动；所述中心锥包括可水平移动的前半锥和固定的后半锥，前半锥和后半锥之间设置有作动系统二，作动系统二驱动前半锥水平移动；所述中心锥与分流板一内型面、唇罩与分流板一外型面分别构成先收缩后扩张的内涵通道、外涵通道，外涵通道下游由风扇通道及冲压通道组成；分流板一外型面与分流板二内型面构成扩张+等直的风扇通道；唇罩内型面与分流板二外型面构成扩张+等直的冲压通道，风扇通道、冲压通道的切换由阀门开关实现。
进一步的：所述唇罩前段自前向后开口逐次增大，唇罩尾段开口等宽。
进一步的：所述唇罩前段与唇罩尾段、前半锥与后半锥分别以套筒结构相连，套筒结构包括与唇罩尾段或后半锥连接的内筒，以及与唇罩前段或前半锥连接的外筒，外筒连接外部施力单元。
进一步的：所述分流板一为固定部件，分流板一内型面由内至外由扩张段、等距段、收缩段、等距段组成，分流板一外型面由内至外由扩张段、收缩段、等距段组成；所述分流板二为固定部件，分流板二内型面由内至外由收缩段、等距段组成，分流板二外型面由等距段组成。
进一步的：所述后半锥尾端与分流板一尾端、分流板二尾端通过支架连接并固定。
进一步的：所述阀门开关包括相互叠加搭接在一起的若干块挡板和控制装置，每块挡板末端与分流板二前端铰接，控制系统可实现挡板一定角度范围旋转；阀门开关型面、分流板二内型面与分流板一外型面后半段组成扩张+等直的风扇通道，此通道只在低马赫工况Ma0-2下开启；所述阀门开关型面、分流板二外型面与唇罩内型面后半段组成扩张+等直的冲压通道，此通道只在高马赫工况Ma>2下开启。
进一步的：当前半锥完全后缩、唇罩前段完全前移时，前半锥的圆锥型面与分流板一内型面的前半段外扩段构成略微收缩通道，且所述中心锥的圆柱段与分流板一内型面的等距段匹配；当马赫数升高，前半锥前移、阀门开关开启冲压通道过程中，内涵通道、外涵通道的最小流通面积逐渐减小，在此过程中，根据来流马赫数调整唇罩前段水平移动距离，保持激波封口，实现流量全捕获。
进一步的：随来流马赫数升高，所述前半锥水平前移、唇罩前段水平后移保证Ma2以上激波封口，进气道流量系数保持在1.0；所述前半锥、唇罩前段在移动过程中，分流板一保持固定不动，内外涵通道流量分配由唇罩前段、分流板一、前半锥三者相对位置确定，在上述移动过程中保证所述内涵通道与所述外涵通道最小流道面积持续减小，收缩比都随马赫数升高而增加；在飞行器加速模态转换过程中，阀门开关关闭风扇通道，开启冲压通道。
进一步的：在低马赫数下，所述分流板一与所述前半锥相对距离较大，内涵通道喉道处于靠后位置，面积较大，收缩比小，满足进气道起动性能；在高马赫数下，所述分流板一与所述前半锥相对距离小，内涵涵通道喉道位置前移，面积减小，收缩比达到最大值。
进一步的：在低马赫数下，所述分流板一与所述唇罩前段之间的相对距离大，喉道位置靠后，面积较大，收缩比小，外涵通道处于正常起动状态，此时阀门开关保证冲压通道关闭，风扇通道正常工作；在高马赫数下，所述分流板一与所述唇罩前段之间相对距离减小，喉道位置前移，喉道面积达到最小值，外涵通道收缩比最大，此时外涵通道下游处阀门开关保证风扇通道关闭，冲压通道正常工作。
本实用新型的有益效果：本实用新型提供的轴对称可调进气道设计，可使宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道在宽范围内具备高流量捕获特性及与之相匹配的压缩量，满足发动机宽范围高性能的工作要求；通过设计分流板内外型面，调节中心锥和唇罩位置，可在实现激波封口的同时，满足内外涵道流量分配的需求，改变进气道各通道的喉道面积，从而改变收缩比；通过阀门开关进行风扇通道与冲压通道的切换，实现模态转换，满足低马赫工况(Ma0-2)下使用风扇通道、高马赫工况(Ma>2)下使用冲压通道的工作需求，使其灵活适应宽范围的工况。
附图说明
图1为进气道低马赫工况涡喷+风扇工作模态结构实现图。
图2为进气道高马赫工况涡喷+冲压工作模态结构实现图。
图3为进气道低马赫工况涡喷+风扇工作模态型面示意图。
图4为进气道高马赫工况涡喷+冲压工作模态型面示意图。
其中：1唇罩前段、2作动系统一、3唇罩尾段、4中心锥前半锥、5作动系统二、6 中心锥后半锥、7分流板一、8阀门开关、9分流板二、10分流板一内型面、11分流板一外型面，12阀门开关型面、13分流板二内型面、14分流板二外型面。
具体实施方式
下面将结合附图对本实用新型的具体实施例作更进一步的说明。在下面的描述中出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面的理解本实用新型。然而，对本领域技术人员来说显而易见的，也可以在脱离了这些具体细节的其他实施例中实践本实用新型。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本实用新型，在附图中仅仅示出了与本实用新型的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本实用新型关系不大的其他细节。
本实用新型公开了一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，图1为进气道低马赫工况涡喷+风扇工作模态结构实现图。图2为进气道高马赫工况涡喷+冲压工作模态结构实现图。图3为进气道低马赫工况涡喷+风扇工作模态型面示意图。图4为进气道高马赫工况涡喷+风扇工作模态型面示意图。
所述轴对称可调进气道由固定部件、可动部件构成，如图1所示，其中所述固定部件为唇罩尾段3、中心锥后半锥6、分流板一7、分流板二9，活动部件包括唇罩前段1、中心锥前半锥4、作动系统一2、作动系统二5和开关阀门8。唇罩由等宽的唇罩尾段3 与开口逐次减小的唇罩前段1组成，唇罩前段1与唇罩尾段3以套筒结构相连，套筒连接外部施力单元，如液压动力系统、电动推杆等，由作动系统一2实现唇罩前段1的水平移动。
中心锥由中间的圆柱段5与前后两圆锥段4、6组成，前半锥4可通过一定调节结构做水平移动，比如采用套筒结构实现平移，套筒连接外部施力单元，如液压动力系统、电动推杆等。具体的，如图1、2所示，中心锥圆柱段中心处安装电机等作动系统二5，设立垂直支撑架，中心锥和支撑架通过套筒连接，套筒平移带动前半锥4平移。同理，还可以换成液压杆等相同原理的作动系统。所述后半锥6尾端与分流板一7尾端、分流板二9尾端通过支架连接并固定。
所述中心锥前半锥4和所述唇罩前段1根据飞行工况需求作前后伸缩平移运动，中心锥与分流板一7的内型面10、唇罩与外型面11分别构成先收缩后扩张的内涵通道、外涵通道，外涵通道下游由风扇通道及冲压通道组成，其中分流板一7外型面10与分流板二9内型面13构成扩张+等直的风扇通道；其中唇罩内型面与分流板二9外型面 14构成扩张+等直的冲压通道，所述阀门开关8为有较薄厚度的挡板和控制装置组成，阀门型面12、分流板二9内型面13与分流板一7外型面11后半段组成扩张+等直的风扇通道，此通道只在低马赫工况(Ma0-2)下开启，如图3所示；所述阀门开关型面12、分流板二9外型面14与唇罩内型面后半段组成扩张+等直的冲压通道，此通道只在高马赫工况(Ma>2)下开启，如图4所示。
如图3所示，所述进气道在低马赫数下，所述分流板一7与所述中心锥4相对距离较大，所述内涵通道喉道处于靠后位置，面积较大，收缩比小，满足进气道起动性能；如图4所示，在高马赫数下，所述分流板一7与所述中心锥前半锥4相对距离小，所述内涵涵通道喉道位置前移，面积减小，收缩比达到最大值。
如图3所示，所述进气道在低马赫数下，所述分流板一7与所述唇罩前段1之间的相对距离大，喉道位置靠后，面积较大，收缩比小，所述外涵通道处于正常起动状态，此时阀门开关8保证冲压通道关闭，风扇通道正常工作；如图4所示，在高马赫数下，所述分流板一7与所述唇罩前段1之间相对距离减小，喉道位置前移，喉道面积达到最小值，外涵通道收缩比最大，此时外涵通道下游处阀门开关8保证风扇通道关闭，冲压通道正常工作。
优选的，在一些实施例中，以最高飞行马赫数状态点为设计点，使激波封口，确定此时中心锥前半锥4的位置，根据此时内外涵通道流量需求确定分流板一7的起始位置；设计各型面时，确保在高马赫数状态下，内外涵通道收缩比合理(如冲压通道收缩比6.5，涡轮通道收缩比4.0)以确保足够压缩量，同时确保在低马赫数状态下，内外涵通道均有一定的起动性能；阀门开关进行风扇通道与冲压通道的切换，实现模态转换，满足低马赫工况(Ma0-2)下使用风扇通道、高马赫工况(Ma>2)下使用冲压通道的工作需求，使其灵活适应宽范围的工况，在调节过程中，不断调整前半锥4与可移唇罩1的相对位置，以兼顾流量分配与总体性能。
阀门开关型面12实际为多块挡板相互叠加搭接在一起组成，每块小挡板末端与分流板二前端铰接，控制系统可实现挡板一定角度范围旋转。旋转过程中阀门开关型面12 总表面面积的变化可由各小挡板之间重叠程度实现。
①在飞行器加速的模态转换过程中(风扇通道切换至冲压通道)，小挡板由控制系统控制，以分流板二前端铰接点为旋转中心，挡板前端离开唇罩内型面转向分流板一外型面11，直至挡板前端完全接触分流板一，此时各小挡板之间重叠程度最小，阀门开关型面12总表面面积最大，加速模态转换过程完成。如图1中阀门开关8处实线位至虚线位所示。
②在飞行器减速的模态转换过程中(冲压通道切换至风扇通道)，小挡板仍由控制系统控制，以分流板二前端铰接点为旋转中心，挡板前端离开分流板一外型面11转向唇罩内型面，直至挡板前端完全接触唇罩，此时各小挡板之间重叠程度最大，阀门开关型面12总表面面积最小，减速模态转换过程完成。如图1中阀门开关8处虚线位至实线位所示。
以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。
Claims (10)
1.一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：由外至内包括唇罩、分流板二(9)、分流板一(7)、中心锥；所述唇罩包括可水平移动的唇罩前段(1)和固定的唇罩尾段(3)，唇罩前段(1)和唇罩尾段(3)之间设置有作动系统一(2)，作动系统一(2)驱动唇罩前段(1)水平移动；所述中心锥包括可水平移动的前半锥(4)和固定的后半锥(6)，前半锥(4)和后半锥(6)之间设置有作动系统二(5)，作动系统二(5)驱动前半锥(4)水平移动；所述中心锥与分流板一内型面(10)、唇罩与分流板一外型面(11)分别构成先收缩后扩张的内涵通道、外涵通道，外涵通道下游由风扇通道及冲压通道组成；分流板一外型面(11)与分流板二内型面(13)构成扩张、等直的风扇通道；唇罩内型面与分流板二外型面(14)构成扩张、等直的冲压通道，风扇通道、冲压通道的切换由阀门开关(8)实现。
2.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：所述唇罩前段(1)自前向后开口逐次增大，唇罩尾段(3)开口等宽。
3.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：所述唇罩前段(1)与唇罩尾段(3)、前半锥(4)与后半锥(6)分别以套筒结构相连，套筒结构包括与唇罩尾段(3)或后半锥(6)连接的内筒，以及与唇罩前段(1)或前半锥(4)连接的外筒，外筒连接外部施力单元。
4.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：所述分流板一(7)为固定部件，分流板一内型面(10)由内至外由扩张段、等距段、收缩段、等距段组成，分流板一外型面(11)由内至外由扩张段、收缩段、等距段组成；所述分流板二(9)为固定部件，分流板二内型面(13)由内至外由收缩段、等距段组成，分流板二外型面(14)由等距段组成。
5.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：所述后半锥(6)尾端与分流板一(7)尾端、分流板二(9)尾端通过支架连接并固定。
6.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：所述阀门开关(8)包括相互叠加搭接在一起的若干块挡板和控制装置，每块挡板末端与分流板二(9)前端铰接，控制系统可实现挡板一定角度范围旋转；阀门开关型面(12)、分流板二内型面(13)与分流板一外型面(11)后半段组成扩张、等直的风扇通道，此通道只在低马赫工况Ma0-2下开启；所述阀门开关型面(12)、分流板二外型面(14)与唇罩内型面后半段组成扩张、等直的冲压通道，此通道只在高马赫工况Ma>2下开启。
7.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：当前半锥(4)完全后缩、唇罩前段(1)完全前移时，前半锥(4)的圆锥型面与分流板一内型面(10)的前半段外扩段构成略微收缩通道，且所述中心锥的圆柱段与分流板一内型面(10)的等距段匹配；当马赫数升高，前半锥(4)前移、阀门开关(8)开启冲压通道过程中，内涵通道、外涵通道的最小流通面积逐渐减小，在此过程中，根据来流马赫数调整唇罩前段(1)水平移动距离，保持激波封口，实现流量全捕获。
8.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：随来流马赫数升高，所述前半锥(4)水平前移、唇罩前段(1)水平后移保证Ma2以上激波封口，进气道流量系数保持在1.0；所述前半锥(4)、唇罩前段(1)在移动过程中，分流板一(7)保持固定不动，内外涵通道流量分配由唇罩前段(1)、分流板一(7)、前半锥(4)三者相对位置确定，在上述移动过程中保证所述内涵通道与所述外涵通道最小流道面积持续减小，收缩比都随马赫数升高而增加；在飞行器加速模态转换过程中，阀门开关(8)关闭风扇通道，开启冲压通道。
9.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：在低马赫数下，所述分流板一(7)与所述前半锥(4)相对距离较大，内涵通道喉道处于靠后位置，面积较大，收缩比小，满足进气道起动性能；在高马赫数下，所述分流板一(7)与所述前半锥(4)相对距离小，内涵涵通道喉道位置前移，面积减小，收缩比达到最大值。
10.根据权利要求1所述的一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道，其特征在于：在低马赫数下，所述分流板一(7)与所述唇罩前段(1)之间的相对距离大，喉道位置靠后，面积较大，收缩比小，外涵通道处于正常起动状态，此时阀门开关(8)保证冲压通道关闭，风扇通道正常工作；在高马赫数下，所述分流板一(7)与所述唇罩前段(1)之间相对距离减小，喉道位置前移，喉道面积达到最小值，外涵通道收缩比最大，此时外涵通道下游处阀门开关(8)保证风扇通道关闭，冲压通道正常工作。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023266530.0U CN215170392U (zh) | 2020-12-30 | 2020-12-30 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023266530.0U CN215170392U (zh) | 2020-12-30 | 2020-12-30 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN215170392U true CN215170392U (zh) | 2021-12-14 |
Family
ID=79399511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202023266530.0U Active CN215170392U (zh) | 2020-12-30 | 2020-12-30 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN215170392U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112610333A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-04-06 | 南京航空航天大学 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
-
2020
- 2020-12-30 CN CN202023266530.0U patent/CN215170392U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112610333A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-04-06 | 南京航空航天大学 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
| CN112610333B (zh) * | 2020-12-30 | 2024-06-11 | 南京航空航天大学 | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112610333A (zh) | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 | |
| CN110645100B (zh) | 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道 | |
| CN107448296B (zh) | 气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道 | |
| CA2966039C (en) | Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating | |
| US9482181B2 (en) | Thrust reverser device without a control rod in the stream | |
| CA2515852C (en) | Ventilated confluent exhaust nozzle | |
| CN109854379B (zh) | 涡扇发动机 | |
| US5852928A (en) | Thrust reverser with extendible pivoting baffle | |
| US9587583B2 (en) | Turbojet engine nacelle having a variable nozzle | |
| US20230010124A1 (en) | Internal-parallel inlet with mode conversion combined with variable geometry adjustment | |
| CN215170392U (zh) | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 | |
| CN114017198A (zh) | 一种轴对称收扩喷管 | |
| CN102705081A (zh) | 二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式 | |
| EP1595069A2 (en) | Self stowing thrust reverser | |
| RU2532682C2 (ru) | Гондола с переменным сечением сопла | |
| CN114151225B (zh) | 一种发动机双通道裤衩型喷管的喉道面积调节装置 | |
| CN112627981B (zh) | 一种用于rbcc发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法 | |
| CN202628279U (zh) | 二元高超声速变几何进气道 | |
| EP2987991B1 (en) | Fan nozzle with thrust reversing and variable area function | |
| CN212337458U (zh) | 三维内转消膨胀波高性能双通道tbcc进气道 | |
| CN211287901U (zh) | 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道 | |
| US3665709A (en) | Thrust reversing apparatus | |
| CN109436347B (zh) | 发动机双通道单可动件进气调节装置 | |
| CN110645099B (zh) | 一种Ma0-5+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道 | |
| CN111315977A (zh) | 用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的推力反向器和相关机舱 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |