CN104500228A - 一种变结构二维超音速进气道 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种变结构二维超音速进气道，进气道与飞行器机身为一体结构,固定板位于进气道内且与上支撑板平行安装，活塞筒与活塞杆分别与上固定支座、下固定支座固连,活塞筒与活塞杆同步配合位于固定板与上支撑板之间,前压缩板与可动压缩板通过第一转动杆铰接，可动压缩板与上支撑板通过第二转动杆铰接，上支撑板与进气道通过第三转动杆铰接；第二转动杆、第三转动杆两端分别位于进气道内两侧壁上的前滑动槽、后滑动槽内运动。进气道结构简单，工程应用中可实现性强；通过改变进气道压缩角的大小直接调节进入燃烧室内部的气流品质，保证宽马赫数范围工作的进气道起动性能和工作状态，极大地提高了进气道的工作效率和气动性能。

Description

一种变结构二维超音速进气道

技术领域

本发明涉及火箭冲压发动机技术领域，具体地说,涉及一种变结构二维超音速进气道。

背景技术

对于宽马赫数，即Ma3～Ma8工作范围的高超音速吸气式飞行器的进气道而言，在设计点下的优良气动性能不能保证其在所工作的范围下均能正常稳定地工作，及处于非设计点时，能否正常起动并为燃烧室提供满足一定气流品质要求的空气流量是进气道设计中需要重点考虑的因素。

对于二维超音速进气道而言，压缩面在低马赫数下的压缩角较小，而在高马赫数下压缩角较大，采用固定结构进气道会影响进气道的性能，甚至导致进气道不起动。

发明专利CN 103790710 A中公开了“一种火箭基组合循环发动机变结构进气道”能较好地实现变结构进气道的设计，通过分级调节可达到起动性要求，使发动机燃烧室正常工作，但是机构零件较多，机械结构较为复杂，机构设计较为繁琐，加工较难，在工程上不容易实现；发明专利CN 103939217 A中涉及一种“矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式”，是通过唇罩可调侧的转动，从而增大或减小进气道马赫数流量捕获率，但是该方式不能改变压缩面对应压缩角的大小，易导致进入燃烧室的气流不稳定，从而影响发动机的性能。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种变结构二维超音速进气道，采用较为简易的机械结构,实现变结构二维超音速进气道的设计；通过改变进气道压缩角的大小直接调节进入燃烧室的内部气流品质，解决其宽马赫数工作范围的进气道起动问题，并实现进气道正常工作。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括进气道、固定板、前压缩板、上支撑板、下支撑板、前滑动槽、后滑动槽、第一转动杆、第二转动杆、可动压缩板、第三转动杆、活塞杆、活塞筒、上固定支座、下固定支座,所述进气道与飞行器机身为一体结构,进气道内两侧壁上分别设有对称的前滑动槽和后滑动槽,固定板位于进气道内，固定板两端与进气道内侧壁固连，且与上支撑板平行安装，上固定支座和下固定支座分别与固定板和上支撑板固连，活塞筒封闭端与上固定支座固连,活塞杆一端与下固定支座固连，三套活塞筒与活塞杆同步配合,三套活塞筒与活塞杆等间距分布位于固定板与上支撑板之间,三套活塞筒与活塞杆置于同一竖直面，且分别与固定板、上支撑板垂直，前压缩板与可动压缩板通过第一转动杆铰接，可动压缩板绕第一转动杆顺时针转动，可动压缩板与上支撑板通过第二转动杆铰接，上支撑板与进气道通过第三转动杆铰接；第二转动杆、第三转动杆两端分别位于进气道内两侧壁上的前滑动槽、后滑动槽内运动。

所述可动压缩板对应的压缩角为0°～10°。

本发明的工作原理为:进气道根据高超音速吸气式飞行器的飞行状态改变可动压缩板的压缩角，保证宽马赫数范围工作的进气道起动性能及其较佳的工作状态。对于起动性能而言，进气道需要有足够的收缩比来保证进气道的压缩性，但收缩比过大会造成进气道产生壅塞，此时改变可动压缩板压缩角的大小，可有效地解决收缩比的问题；在保证起动性能的同时，实现进气道在工作过程中处于较佳的工作状态，可通过调节可动压缩板压缩角的大小来保证足够的进气量。

有益效果

本发明提出的变结构二维超音速进气道，采用较为简易的机械结构,实现变结构二维超音速进气道的设计；通过改变进气道压缩角的大小直接调节进入燃烧室的内部气流品质，实现进入燃烧室气流稳定燃烧，保证发动机的性能。变结构二维超音速进气道从低马赫数至高马赫数工作平稳过渡，减小了气动阻力；直接改变压缩角的大小，能保证进气道在宽马赫数范围工作正常起动，并使其长期处于较佳的工作状态，极大地提高了进气道的工作效率和气动性能。本发明变结构二维超音速进气道，结构简单实用，工程应用中可实现性强。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种变结构二维超音速进气道作进一步详细说明。

图1为本发明变结构二维超音速进气道结构示意图。

图2为本发明变结构二维超音速进气道轴测图。

图3为本发明的下支撑板与前滑动槽、后滑动槽示意图。

图4为本发明的活塞筒与活塞杆部位示意图。

图5为本发明的可动压缩板与转动杆示意图。

图中:

1.进气道 2.固定板 3.上支撑板 4.前压缩板 5.前滑动槽 6.下支撑板7.后滑动槽 8.第一转动杆 9.第二转动杆 10.可动压缩板 11.第三转动杆12.活塞杆 13.上固定支座 14.活塞筒 15.下固定支座

具体实施方式

本实施例是一种变结构二维超音速进气道。

参阅图1～图5，变结构二维超音速进气道由进气道1、固定板2、前压缩板4、上支撑板3、下支撑板6、前滑动槽5、后滑动槽7、第一转动杆8、第二转动杆9、可动压缩板10、第三转动杆11、活塞杆12、活塞筒14、上固定支座13、下固定支座15组成；进气道1与飞行器机身为一体结构,进气道1内两侧壁上分别设置有对称的前滑动槽5和后滑动槽7,固定板2位于进气道内,固定板2两端与进气道1内侧壁固连，且与上支撑板3平行安装。上固定支座13和下固定支座15分别与固定板2和上支撑板3固定安装，活塞筒14的封闭端与上固定支座13固定连接,活塞杆12的一端与下固定支座15固定连接,三套活塞筒14与活塞杆12同步配合,三套活塞筒14与活塞杆12等间距分布安装在固定板2与上支撑板3之间,三套活塞筒14与活塞杆12置于同一竖直面,而且分别与固定板2、上支撑板3垂直。前压缩板4与可动压缩板10通过第一转动杆8铰接，可动压缩板10绕第一转动杆8顺时针转动；可动压缩板10与上支撑板3通过第二转动杆9铰接，上支撑板3与进气道1通过第三转动杆11铰接；第二转动杆9、第三转动杆11两端分别置于进气道1内两侧壁上的前滑动槽5内、后滑动槽7内。前压缩板4和可动压缩板10的作用均为使来流空气在进气道1内减速增压；前滑动槽5和后滑动槽7分别保证第二转动杆9、第三转动杆11沿固定路径平动，活塞杆12在活塞筒14内作上下运动，可动压缩板10的压缩角发生了变化，喉道高度同时发生改变，调节进入燃烧室的内部气流品质，并保证进气道正常工作。

例如，对于高超音速吸气式飞行器来说，当飞行马赫数为3时，冲压发动机开始工作，此时，马赫数相对较小，根据等激波强度理论并结合进气道1起动特性的分析，喉道高度较大；在设计点马赫数为3时，设计的进气道1即可调节可动压缩板10的初始压缩角的大小，可动压缩板10对应的压缩角为0°～10°，即顺时针转动角度最大可达10°，可确保进气道的起动性能，保证其能正常起动。

随着飞行马赫数增大，压缩角增大，通过活塞杆12在活塞筒14内向下移运动，从而迫使与活塞杆12固连的上支撑板3通过第二转动杆9、第三转动杆11分别在前滑动槽5、后滑动槽7中沿固定的路径顺时针转动；通过第二转动杆9与上支撑板3铰链连接的可动压缩板10绕第一转动杆8顺时针转动，即可增大可动压缩板10对应的压缩角的大小，保证其进入燃烧室的内部气流品质，进气道可处于较佳的工作状态。

从本实施例可得到,变结构二维超音速进气道可保证飞行器在由低马赫数至高马赫数加速时，其进气道的可动压缩板10的压缩角由小至大的变化，即可保证可动压缩板10绕第一转动杆8顺时针转动，最大角度可达到10°，始终沿着一个方向转动可减小气动阻力。说明本发明在解决宽马赫数范围工作的进气道起动问题及保证进气道正常工作的同时，还能够实现进气道从低马赫数至高马赫数工作的平稳过渡，减小气动阻力。

Claims (2)

1.一种变结构二维超音速进气道，其特征在于:包括进气道、固定板、前压缩板、上支撑板、下支撑板、前滑动槽、后滑动槽、第一转动杆、第二转动杆、可动压缩板、第三转动杆、活塞杆、活塞筒、上固定支座、下固定支座,所述进气道与飞行器机身为一体结构,进气道内两侧壁上分别设有对称的前滑动槽和后滑动槽,固定板位于进气道内,固定板两端与进气道内侧壁固连，且与上支撑板平行安装，上固定支座和下固定支座分别与固定板和上支撑板固连，活塞筒封闭端与上固定支座固连,活塞杆一端与下固定支座固连,三套活塞筒与活塞杆同步配合,三套活塞筒与活塞杆等间距分布位于固定板与上支撑板之间,三套活塞筒与活塞杆置于同一竖直面,且分别与固定板、上支撑板垂直,前压缩板与可动压缩板通过第一转动杆铰接，可动压缩板绕第一转动杆顺时针转动，可动压缩板与上支撑板通过第二转动杆铰接，上支撑板与进气道通过第三转动杆铰接；第二转动杆、第三转动杆两端分别位于进气道内两侧壁上的前滑动槽、后滑动槽内运动。

2.根据权利要求1所述的变结构二维超音速进气道，其特征在于:所述可动压缩板对应的压缩角为0°～10°。