CN104632411A - 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道 - Google Patents

Abstract

本发明是一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其结构是：包括进气道内乘波压缩段1、喉道段2、扩张分流段3、冲压通道4、涡轮通道5、表示定几何三维内乘波压缩段6、表示可调内乘波压缩段7、表示可调内乘波压缩段的变几何压缩面8、表示可调扩张段9、1表示无尖角分流段10、表示靠机体侧的可动上壁11、表示驱动可动上壁的是伺服动作筒12、表示分流板13、表示内乘波式定几何型面14、表示分流截面15。本发明进气道具有外阻小、流量系数高、气流品质好等优势，且其仅用两个调节参数就可控制以三维内乘波方式压缩的型面变形和分流板偏转，变形简便可靠，对作动伺服装置的要求较易实现。

Description

采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道

技术领域

本发明涉及的一种内乘波型涡轮基组合动力（Turbine Based Combined Cycles，TBCC）进气道及二元曲面变几何设计方法，属于高速进气道技术领域。

背景技术

随着吸气式飞行器的快速发展，高超声速飞行器已成为未来飞行器的主要战略发展方向，其飞行范围十分宽广，飞行马赫数从亚声速、跨声速、超声速一直扩展到高超声速。由于不同类型的发动机在不同飞行范围内有各自的优势，因此世界上许多国家曾经开展研究，试图将不同的发动机在各自的优势段进行整合，形成组合循环推进***，使飞行器能够在整个工作范围内性能达到最优。目前研究较多有RBCC（火箭基组合循环）和TBCC（涡轮基组合循环）两种。TBCC是能兼顾高速和低速飞行需要的吸气式推进动力，具有飞行包线宽广、单位推力大、比冲高、发射和着陆地点灵活、可水平起降、可重复使用、成本低、可靠性以及耐久性高等优点。在巡航导弹、高空高速轰炸机和侦察机、空天飞机等方面都具有很大的应用前景，TBCC组合动力日益受到业内学者们的重视和关注。

根据TBCC发动机的布局方式，可分为串联式和并联式两类。串联式TBCC涡轮发动机和冲压发动机采用前/后排列结构，其进气道和喷管实际都是单流路设计，优点结构紧凑，但需要对发动机本身做较多的改造。而并联式TBCC涡轮发动机和冲压发动机采用上/下排列结构，需要对发动机本身技术改造较小，所使用的发动机技术均较为成熟，但是需要采用双流路的进气道和喷管，技术难度更多体现在进排气***方面。

TBCC作为一种复杂度相当高的新型吸气式推进***，与之相配套的进气道技术也远比一般超声速进气道要复杂。TBCC组合动力，无论是使用涡轮发动机工作模态、还是使用冲压发动机模态，其进气***大多工作在较高速度下，因此对推进效能的影响比常规速度下的进气***更大。如马赫数从1.8增加到4.5时，进气道转换的来流动能与发动机燃油加入能量的比值从0.1增加到0.7。因而改进进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。

已有大多数并联式TBCC进气道采用常规二元式进气道，而二元式进气道在设计（巡航）马赫数下，进气道性能参数（流量系数、增压比、出口马赫数、温升比、总压回复系数等）较为一般。近些年，三维内收缩式进气道作为一种具有独特优势的高速进气道近年来备受关注，当前先进高速飞行器/动力方案都开始采用三维内收缩进气道。国外学者对此类进气道都开展了广泛的研究，发展了多种三维内收缩式进气道，比如：Busemann进气道、NASA Langley的REST进气道、Jaws进气道等。在国内，南京航空航天大学的黄国平、梁德旺、尤延铖等于2004年首次提出了一类命名为内乘波式进气道的新型三维内收缩式进气道，该进气道进气道具有设计状态基本无溢流，三维压缩能力强，压缩效率高等优点。

纵观以上各种类型进气道，虽然它们都具有一些独特的设计优势及特点，但是仍然存在一些设计缺陷和性能不足。以典型的REST进气道为例，由于其仅仅实现的是型面上的光滑过渡而非气动上的光滑过渡，导致其在设计状态下仍然不能实现全流量捕获，流量系数只有95%。而在高超声速推进***中，5%的流量损失对应了至少5%的推力损失。以直接流线追踪为技术特点的内乘波式进气道虽然证实可以100%的流量捕获，但是现有的内乘波式进气道主要是针对高速定几何形式，无法满足宽广的工作马赫数范围。为了实现内乘波式进气道在TBCC组合动力上的应用，亟需开展内乘波进气道关于变几何形式的研究。

发明内容

本发明提出的是一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道及其二元曲面变几何设计方法，其目的旨在最大工作马赫数下，喉道高度最小，此时进气道具有内乘波式进气道的特点，即口部三维入射激波封口，基本无溢流，具有流量系数高，阻力小等优点。采用吻切轴对称流理论设计内乘波进气道，使得各个吻切面的流场特征与基本流场保持一致。当偏离最大设计马赫数时，随着马赫数的减小，入射激波角增大，进气道通过V型溢流窗自动溢流，通过调节主压缩面，重新合理的布置进气道内部波系以及放大喉道，增大喉道的流通能力。随着马赫数进一步减小，喉道放大至最大位置，进一步增大喉道通流能力。

本发明的技术解决方案：一种可实现内乘波压缩的内乘波式涡轮基组合动力进气道，其结构包括进气道内乘波压缩段（1）、喉道段（2）、扩张分流段（3）、冲压通道（4）和涡轮通道（5）；

其内流通道的二元曲面变几何设计方法，包括

①在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段（1）的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段（2）后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段（3）和冲压通道（4）继续减速，为冲压发动机提供所需气流；

②在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段（1）中的可调内乘波压缩段（7）偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段（2）以适应低马赫数来流；

③喉道后的扩张分流段（3），将根据动力***的需要在过渡马赫数M_TR为2~3时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道（5）为涡轮发动机提供减速增压的气流。

本发明的优点：在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段和冲压通道继续减速，为冲压发动机提供所需气流；在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段中的可调内乘波压缩段偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段以适应低马赫数来流；喉道后的扩张分流段，将根据动力***的需要在过渡马赫数时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道为涡轮发动机提供减速增压的气流。本发明进气道具有外阻小、流量系数高、气流品质好等优势，且其仅用两个调节参数就可控制可调压缩型面的变形和分流板的偏转，变形简便可靠，对作动伺服装置的要求较易实现。

附图说明

附图1是基于内乘波概念的TBCC进气道三维变几何结构图。

附图2是内乘波式压缩的TBCC进气道变几何结构示意图。

附图3是ICFC基本流场示意图。

附图4是直接流线追踪内乘波式进气道进出口形状示意图。

附图5是改进的直接流线追踪内乘波式进气道进出口形状示意图。

附图6是可调内乘波压缩段7和可调扩张段11所采用的铰链结构示意图。

图中的1是表示基于内乘波概念的变几何进气道的压缩段、2是表示喉道段、3是表示扩张分流段、4是表示冲压通道、5是表示涡轮通道、6是表示定几何三维内乘波压缩段、7是表示可调内乘波压缩段、8是表示可调内乘波压缩段的变几何压缩面、9是表示可调扩张段、10是表示无尖角分流段、11是表示靠机体侧的可动上壁、12是表示驱动可动上壁的是伺服动作筒、13是表示分流板、14是表示内乘波式定几何型面、15是表示分流截面、16是表示高超声速来流、17是表示ICFC流场中ICFA轴对称内收缩回转壁面、18是表示ICFC流场中Busemann轴对称内收缩回转壁面、19是表示ICFA入射直线激波、20是表示Busemann入射激波、21是表示ICFC流场反射激波、22是表示基本流场回转中心线、23是表示内乘波式进气道的矩形进口轮廓、24是表示流线追踪得到出口矩形轮廓、25是表示基本流场回转中心、26是表示进口上离散的点、27是表示各个吻切面、28是表示初始入射圆弧激波、29是表示改进的直接流线追踪的内乘波式进气道的流场中心点、30是表示进口轮廓线、31是表示出口轮廓线、32是表示理想的激波形状，33表示的是中间拼接的二元压缩部分、34表示的是二元压缩部分在进口宽度方向的长度。

具体实施方式

一种可实现内乘波压缩的内乘波式涡轮基组合动力进气道，其结构包括进气道内乘波压缩段1、喉道段2、扩张分流段3、冲压通道4和涡轮通道5；

其二元曲面变几何设计方法，包括：

①在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段1的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段2后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段3和冲压通道4继续减速，为冲压发动机提供所需气流；

②在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段1中的可调内乘波压缩段7偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段2以适应低马赫数来流；

③喉道后的扩张分流段3，将根据动力***的需要在过渡马赫数（M_TR一般为2~3）时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道5为涡轮发动机提供减速增压的气流。本发明进气道具有外阻小、流量系数高、气流品质好等优势；且其仅用两个调节参数就可控制可调压缩型面的变形和分流板的偏转，变形简便可靠，对作动伺服装置的要求较易实现。

所述进气道内乘波压缩段1由定几何三维内乘波压缩段6和可调内乘波压缩段7组成，其设计是以最高飞行马赫数为基准设计状态，在此状态下由高外压比三维内乘波进气道设计技术得到进气道压缩段的型面，以继承内乘波进气道优势、实现对气流高效率压缩并减少外流阻力；在飞行马赫数M<M_TR时，由基准设计状态的三维内乘波压缩曲面中部分割出的一块二元曲面，将之设计为可调内乘波压缩段7的变几何调节压缩面8，在不同飞行马赫数时调节这个可调内乘波压缩段的收缩程度，获得宽马赫数范围工作能力。

所述喉道段2由靠机体侧的可动上壁11，靠唇口的固定下壁以及两侧壁构成，且可动上壁能沿一个滑动导轨向右上或左下移动，驱动可动上壁的是一个伺服动作筒12，它也是进气道内乘波压缩段1和扩张分流段3变形调节的驱动源；在作动筒驱动喉道段的可动上壁移动至一定位置时，前方与其由铰链连接的变几何调节压缩面8位置和后方与其由铰链连接的扩张分流段变几何调节壁面位置都被确定；此外，选择在喉道段上壁面施加驱动力，有利于更有效地支撑各个可调壁面的气动载荷，从而易于减小实现变几何的伺服驱动装置的尺寸、重量和功耗。

所述扩张分流段3，①由可调扩张段9和无尖角分流段10组成，在上游经进气道内乘波压缩段压缩、喉道段整流的略大于音速的气流，将由可调扩张段9先稍加速再通过结尾激波减速至亚音速流并在扩张通道中进一步减速后提供给分流段10；②无尖角分流段在高速（M>M_TR）时，由一独立作动装置驱动绕铰链转动的分流板13偏转到上极限位置，流入由分流段10的气流全部流进冲压通道；③无尖角分流段在低速（M<M_TR）时，分流板13绕铰链转动到下极限位置，流入分流段10的气流全部流进涡轮通道；④无尖角分流段在动力过渡模式下（M=M_TR），分流板13偏转到上下两极限位置之间，逐渐实现气流量在两通道的分配和调节变化。

所述的的内乘波压缩段1，①在基准设计状态（最高飞行马赫数）的内乘波压缩段1压缩面造型采用高外压比三维内乘波进气道设计技术得到，即通过调整基本流场型线使得入射激波后的等熵压缩波的特征线汇聚在入射激波靠近收缩中心端的稍后位置，以确保该造型有尽量大的低马赫数自动溢流能力，从而减少可调内乘波压缩段7的长度，减少对变几何伺服驱动装置的负荷，而该型面除可调内乘波压缩段外的前面部分作为定几何三维内乘波压缩段6；②内乘波压缩段在横向压缩方式配置方面使用了一种新方案：基于直接流线追踪得到的进出口方形的三维型面，将型面沿中心对称一剖为二，中间接一段二元矩形压缩板8；该方法提出的一个新思路，即三维内收缩流场与二元流场的拼接，能够使压缩段末端的流场结构更易与二元变几何设计匹配；此外，从气动角度上，二元矩形压缩板不仅增大了进气道的宽高比、有利于低马赫数自动溢流能力。

所述的可调内乘波压缩段7，①由内乘波式定几何型面14和变几何调节压缩面8组成，且二元构型的变几何调节压缩面8是以基准设计状态内乘波压缩面的上侧压缩面为原型设计，在唇口前选择一个可保证低马赫数气流通过的位置作为变几何调节压缩面8的起始处并设置A铰链；变几何调节压缩面8下游末端与喉道段的连接处设置另一C铰链，在A铰链和C铰链之间设置B铰链，整个变几何调节压缩面8的调节机构自由度为1，仅由喉道段带动C铰链沿导轨滑动控制变形；②变几何调节压缩面8在A铰链和B铰链之间是内乘波式的向上凹的等熵压缩曲面，在B铰链和C铰链之间是内乘波式压缩面的肩部光顺型面，逐渐向下凸出；③在飞行马赫数降低时，喉道段带动C铰链沿导轨向右上滑动，则BC段型面也向右上移动、且AB段型面向上转动，这样既放大了喉道面积，也使得变形后的调节压缩面8仍能保持气流顺畅。

所述可调扩张段11的可变形上壁面由转动板DE和滑动伸缩板EF组成，其中：转动板DE通过铰链D连接到喉道段2，通过铰链E连接到滑动伸缩板EF，滑动伸缩板EF除与DE由铰链连接外，另一端可在涡轮通道上壁面的滑槽中滑动；另外可调扩张段11的通道面积扩张设计特征是保证在分流截面15将气流马赫数降至0.3~0.6；为减缓涡轮工作模式流路拐折引起的气流能量损失，可以把可调扩张段11的中心线设计得稍向右上偏转。

所述的无尖角分流段，①在分流段10内为减少气流能量损失，该段通道截面设计为用圆角取代尖角；②分流段内的分流板13的前缘两角修剪为与圆角截面通道匹配的椭圆形，在向上下方极限位置偏转是能配合圆角截面。

所述可调内乘波压缩段7、可调扩张段11，其所采用的铰链结构特征是：铰链中心O并不位于其所连接的各段气动型面上，而是型面上方与型面距离R处，且铰链连接的两段板中的一段具有绕铰链中心O足够弧长的圆弧端面；在需要两段板绕铰链相对转动时，圆弧端面可以使转动到任何位置后的两段板的型面都保持连续、没有尖锐拐角，从而确保气流平滑顺畅。

下面结合附图进一步描述本发明的技术方案：

由图3所示的ICFC基本流场，根据设计要求设计确定ICFC基本流场的设计参数，得到初始ICFC流场。然后采用几何调节改进得到性能的更优的ICFC流场。如图4所示选取进口矩形的宽高比，通过直接流线追踪技术和吻切流理论得到最大工作马赫数下的进气道型面作为变几何设计的基础型面，基础型面如图5所示。将得到的基础型面沿对称面一剖为二，中间接一段二元压缩部分，能够较为灵活的调整进/出口宽高比，将基础型面主压缩面截断一分为二，一部分作为定几何压缩面，另一部分作为可调的压缩面，可调的压缩板与定几何和喉道水平板之间的连接均采用了弧形段过渡，能够减小变几何时，型面局部的不连续对性能的影响。按照附图2所示的变几何结构以及图6所示的铰链设计技术，进而得到附图1所示的内乘波式压缩的TBCC进气道，从而将基于内乘波概念的变几何式进气道能运用至内并联式TBCC组合动力。

实施例

设计了适用于工作马赫数范围0-4，过渡马赫数2.5的内并联式TBCC组合动力的变几何式进气道。由于最大工作马赫数4.0，采用了亚燃冲压发动机与涡轮发动机的组合形式。采用内乘波式进气道方法设计最大工作马赫数4.0时的进气道型面。因此选取的ICFC基本流场的设计参数:M1=4.0、M3=1.4、初始的内收缩角为10°。进气道形状设计要求为：进气道出口为长高比1.6的规则矩形，进气道的流场中心点布置在矩形进口下边的中心。基于M4的基础型面设计了简单可调的变几何方案。附图1给出整个内并联式TBCC进气道的三维示意图。在最大工作马赫数4.0时，进气道口部三维激波面贴口，基本无溢流，流量系数高达0.988，出口马赫数0.38，总压恢复0.38，出口平均增压比42.1。

另外，本发明也可适用于串联式TBCC进气道。此外，冲压通道的出口形状没有规定。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。

Claims (9)

1.一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是：包括进气道内乘波压缩段（1）、喉道段（2）、扩张分流段（3）、冲压通道（4）和涡轮通道（5）；

其内流通道的二元曲面变几何设计方法，包括

①在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段（1）的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段（2）后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段（3）和冲压通道（4）继续减速，为冲压发动机提供所需气流；

②在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段（1）中的可调内乘波压缩段（7）偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段（2）以适应低马赫数来流；

③喉道后的扩张分流段（3），将根据动力***的需要在过渡马赫数M_TR为2~3时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道（5）为涡轮发动机提供减速增压的气流。

2.根据权利要求1所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是：所述进气道内乘波压缩段（1）由定几何三维内乘波压缩段（6）和可调内乘波压缩段（7）组成，其设计是以最高飞行马赫数为基准设计状态，在此状态下由高外压比三维内乘波进气道设计技术得到进气道压缩段的型面，以继承内乘波进气道优势、实现对气流高效率压缩并减少外流阻力；在飞行马赫数M<M_TR时，由基准设计状态的三维内乘波压缩曲面中部分割出的一块二元曲面，将之设计为可调内乘波压缩段（7）的变几何调节压缩面（8），在不同飞行马赫数时调节这个可调内乘波压缩段的收缩程度，获得宽马赫数范围工作能力。

3.根据权利要求1所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是：所述喉道段（2）由靠机体侧的可动上壁（11），靠唇口的固定下壁以及两侧壁构成，且可动上壁能沿一个滑动导轨向右上或左下移动，驱动可动上壁的是一个伺服动作筒（12），它也是进气道内乘波压缩段（1）和扩张分流段（3）变形调节的驱动源；在作动筒驱动喉道段的可动上壁移动至一定位置时，前方与其由铰链连接的变几何调节压缩面（8）位置和后方与其由铰链连接的扩张分流段变几何调节壁面位置都被确定；此外，选择在喉道段上壁面施加驱动力，有利于更有效地支撑各个可调壁面的气动载荷。

4.根据权利要求1所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述扩张分流段（3），其设计方法是：

①由可调扩张段（9）和无尖角分流段（10）组成，在上游经进气道内乘波压缩段压缩、喉道段整流的略大于音速的气流，将由可调扩张段（9）先稍加速再通过结尾激波减速至亚音速流并在扩张通道中进一步减速后提供给分流段（10）；

②无尖角分流段在高速M>M_TR时，由一独立作动装置驱动绕铰链转动的分流板（13）偏转到上极限位置，流入由分流段（10）的气流全部流进冲压通道；

③无尖角分流段在低速M<M_TR时，分流板（13）绕铰链转动到下极限位置，流入分流段（10）的气流全部流进涡轮通道；

④无尖角分流段在动力过渡模式下M=M_TR，分流板（13）偏转到上下两极限位置之间，逐渐实现气流量在两通道的分配和调节变化。

5.根据权利要求2所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述的的内乘波压缩段（1），其设计方法是：

①在基准设计状态，最高飞行马赫数的内乘波压缩段（1）压缩面造型采用高外压比三维内乘波进气道设计技术得到，即通过调整基本流场型线使得入射激波后的等熵压缩波的特征线汇聚在入射激波靠近收缩中心端的稍后位置，以确保该造型有尽量大的低马赫数自动溢流能力，从而减少可调内乘波压缩段（7）的长度，减少对变几何伺服驱动装置的负荷，而该型面除可调内乘波压缩段外的前面部分作为定几何三维内乘波压缩段（6）；

②内乘波压缩段在横向压缩方式配置方面使用方法是：基于直接流线追踪得到的进出口方形的三维型面，将型面沿中心对称一剖为二，中间接一段二元矩形压缩板（8）；该方法提出了三维内收缩流场与二元流场的拼接，能够使压缩段末端的流场结构更易与二元变几何设计匹配；此外，从气动角度上，二元矩形压缩板不仅增大了进气道的宽高比、有利于低马赫数自动溢流能力。

6.根据权利要求2所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述的可调内乘波压缩段（7）：

①由内乘波式定几何型面（14）和变几何调节压缩面（8）组成，且二元构型的变几何调节压缩面（8）是以基准设计状态内乘波压缩面的上侧压缩面为原型设计，在唇口前选择一个可保证低马赫数气流通过的位置作为变几何调节压缩面（8）的起始处并设置A铰链；变几何调节压缩面（8）下游末端与喉道段的连接处设置另一C铰链，在A铰链和C铰链之间设置B铰链，整个变几何调节压缩面（8）的调节机构自由度为1，仅由喉道段带动C铰链沿导轨滑动控制变形；

②变几何调节压缩面（8）在A铰链和B铰链之间是内乘波式的向上凹的等熵压缩曲面，在B铰链和C铰链之间是内乘波式压缩面的肩部光顺型面，逐渐向下凸出；

③在飞行马赫数降低时，喉道段带动C铰链沿导轨向右上滑动，则BC段型面也向右上移动、且AB段型面向上转动，这样既放大了喉道面积，也使得变形后的调节压缩面（8）仍能保持气流顺畅。

7.根据权利要求3所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述可调扩张段（11）的可变形上壁面由转动板DE和滑动伸缩板EF组成，其中：转动板DE通过铰链D连接到喉道段（2），通过铰链E连接到滑动伸缩板EF，滑动伸缩板EF除与DE由铰链连接外，另一端可在涡轮通道上壁面的滑槽中滑动；另外可调扩张段（11）的通道面积扩张设计特征是保证在分流截面（15）将气流马赫数降至0.3~0.6；为减缓涡轮工作模式流路拐折引起的气流能量损失，可以把可调扩张段（11）的中心线设计得稍向右上偏转。

8.根据权利要求4所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述的无尖角分流段：①在分流段（10）内为减少气流能量损失，该段通道截面设计为用圆角取代尖角；②分流段内的分流板（13）的前缘两角修剪为与圆角截面通道匹配的椭圆形，在向上下方极限位置偏转是能配合圆角截面。

9.根据权利要求6或7所述的一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是所述可调内乘波压缩段（7）、可调扩张段（11），其所采用的铰链结构特征是：铰链中心O并不位于其所连接的各段气动型面上，而是型面上方与型面距离R处，且铰链连接的两段板中的一段具有绕铰链中心O足够弧长的圆弧端面；在需要两段板绕铰链相对转动时，圆弧端面可以使转动到任何位置后的两段板的型面都保持连续、没有尖锐拐角，从而确保气流平滑顺畅。