CN112483256B - 一种冲压发动机进气口自动开闭装置 - Google Patents

一种冲压发动机进气口自动开闭装置 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种冲压发动机进气口自动开闭装置，包括控制***和执行机构，所述的执行机构包括作动筒、连杆、整流罩和导轨，所述的导轨和作动筒均固定在冲压发动机进气口，所述的整流罩由若干瓣构成，每瓣整流罩都安装在导轨上，作动筒通过连杆推动每瓣整流罩沿导轨运动，当整流罩运动到导轨前端时，在冲压发动机进气口前端闭合组成一个封闭腔体，当整流罩运动到导轨后端时，冲压发动机进气口完全打开；所述的控制***向作动筒提供点火电流。本发明***简单可靠，无需携带额外的能源，能够减小空气阻力，实现增加航程的目的。

Description

一种冲压发动机进气口自动开闭装置
技术领域
本发明属于推进技术，涉及一种冲压发动机。
背景技术
冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道(又称扩压器)、燃烧室、推进喷管三部组成。这种发动机压缩空气的方法是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能。冲压发动机工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油混合燃烧，燃烧产生的高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。
冲压发动机的构造简单，重量轻，推重比大，成本低，但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置，如冲压发动机与火箭发动机组合、冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机。在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。
冲压发动机按应用范围划分主要分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，一般情况下需要飞行器速度不小于0.5Ma时才能启动工作，用于亚音速飞行器上，如亚音速靶机等。超音速冲压发动机采用超音速进气道(燃烧室入口为亚音速气流)和收敛形或收敛扩散形喷管，其最大推进速度可达6Ma，可用于各种超音速飞机和导弹等，如美国SR-71黑鸟战略侦察机、俄罗斯SA-4防空导弹等。高超音速冲压发动机燃烧在超音速下进行，使用烃类燃料或液氢燃料，飞行速度可达5Ma～16Ma，目前此类产品正处于研究试验阶段，如美国研制高超音速飞行器X-43A，经过试验最高飞行速度可达9.7Ma。
冲压发动机自身固有的特性决定了其无法在飞行器整个飞行过程中全程工作，在飞行器速度未达到冲压发动机启动要求时，冲压发动机的前端进气口的存在还在一定程度上影响飞行器的飞行性能。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种冲压发动机进气口自动开闭装置，在冲压发动机进气口周边增加瓣式整流罩，冲压发动机工作前整流罩闭合，减小飞行器启动飞行时的空气阻力；当飞行器的飞行速度满足冲压发动机工作条件时，瓣式整流罩向后缩进进气道内，保证冲压发动机正常工作；冲压发动机工作完成后，整流罩向前伸出并闭合，保证良好的气动外形，减小空气阻力，实现增加航程的目的。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种冲压发动机进气口自动开闭装置，包括控制***和执行机构。
所述的执行机构包括作动筒、连杆、整流罩和导轨，所述的导轨和作动筒均固定在冲压发动机进气口，所述的整流罩由若干瓣构成，每瓣整流罩都安装在导轨上，作动筒通过连杆推动每瓣整流罩沿导轨运动，当整流罩运动到导轨前端时，在冲压发动机进气口前端闭合组成一个封闭腔体，当整流罩运动到导轨后端时，冲压发动机进气口完全打开；所述的控制***向作动筒提供点火电流。
所述的作动筒采用双向工作火工作动筒，两端均装有产气药和点火器。
所述的整流罩内缘弧面与冲压发动机进气口外壁弧面相同，保证整流罩打开后与进气口侧壁贴合。
所述的作动筒数量与整流罩分瓣数量相同，单个作动筒控制单瓣整流罩运动。
所述的导轨由钛合金制成，沿轴向开有倒T形槽，用于安装整流罩。
所述的连杆两头为叉形结构，通过销轴分别与燃气作动筒、整流罩相连，作动筒工作时，连杆两端绕整流罩和燃气作动筒转动，实现推力或拉力在运动方向上的改变。
本发明的有益效果是：减少了飞行器在冲压发动机未工作时空气阻力，以实现增加航程的目的，其特点具体如下：
1)采用作动筒实现大推力，满足超高速情况下开闭所需的作动力要求；
超高速情况下，实现进气口的闭合需要克服很大的空气阻力，这就需要动力源能提供很大的短时作动力，常规的动力源实现较为困难，采用燃气作动筒能在短时间内提供很大的作动力(可达105N以上)，实现进气口的快速闭合，时间可控制在1秒以内。
2)***简单可靠，无需携带额外的能源，减少***重量；
采用燃气作动筒为动力源，仅需要飞行器提供点火电源即可，不需要增加其它的能源装置，通常情况下重量为1kg的燃气作动筒可提供约50000N的推力。而通常的液压动力源需要携带液压站，电动推杆需要提供额外的储能装置，这些都大幅增加了飞行器的重量，不利于提高飞行器的飞行效率。
3)整流罩和连杆等采用钛合金制作，比强度高，高温性能好，减少***重量；
整流罩等结构件采用钛合金制作而成，钛合金具有很高的比强度，其高温性能好，能满足超高速气动加热环境下的使用需求，相比其它材料能大幅的减少***重量，提高飞行效率。
4)整流罩采用等弧面设计，减少因携带整流罩造成气动影响；
整流罩采用与冲压发动机外表面采用等弧面设计，尽可能的贴合发动机外表面，减少对飞行器的气动外形影响，降低飞行空气阻力，提高飞行效率。
附图说明
图1是冲压发动机进气口自动开闭装置功能组成框图；
图2是冲压发动机进气口自动开闭装置结构组成示意图，其中，(a)是冲压发动机工作前进气口闭合，(b)是冲压发动机工作中进气口打开，(c)是冲压发动机工作后进气口闭合，(d)是导轨，(e)是整流罩，(f)是连杆，(g)是燃气作动筒；
图中，1-整流罩，2-导轨的布放位置，3-连杆的布放位置，4-燃气作动筒的布放位置。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
冲压发动机进气口自动开闭装置按功能区分主要由自动控制***和执行机构组成，功能框图见图1，从结构组成区分主要由双向工作火工作动筒、连杆、整流罩、导轨和点火电缆等组成，见图2。按功能和结构组成分别对它们的关系和作用进行说明。
从功能组成上，本发明主要采用双向工作火工作动筒提供整流罩开闭所需的动力，具有结构简单、重量轻，工作可靠性高的特点，相比液压或电动装置，不需要携带额外的动力源，仅需要飞行器提供10毫秒10安培的电流即可启动。自动控制***也可直接采用飞行器自带的控制***，仅需要提供启动指令和保证点火电流即可，无需进行其它改动。执行机构主要由作动筒、连杆、整流罩和导轨组成，其功能是作动筒工作时，其活塞杆沿轴向运动，通过连杆运动传递，带动整流罩沿导轨前后运动，实现发动机进气口的自动开闭功能，单次打开或关闭所需要的时间小于1秒。
从结构组成上，作动筒采用双向式，两端均装有产气药和点火器，可实现前、后两个方向各1次运动，安装在冲压发动机外侧，其活塞杆通过销轴与连杆连接。连杆一端与作动筒活塞杆连接，另一端与整流罩连接，活塞杆运动时可带动整流罩运动。4根导轨安装在冲压发动机外侧，用于整流罩的固定和运动导向。燃气作动筒的点火电缆一端与飞行器上自带的供电设备连接，另一端分别与作动筒两端的点火器连接，实现作燃气作动筒动筒两端点火的独立控制，保证作动筒按要求实现前后运动。单个作动筒控制单个整流罩运动。
导轨外形见图2(d)，由钛合金制成，保证结构强度的情况下降低重量，其轴向外形与冲压发动机轴向外形一致。导轨中间开有倒“T”形槽，用于安装整流罩，两侧各有1排4个沉头螺钉安装孔，通过螺钉安装在冲压发动机进气道外表面上，周向均布安装4个。
整流罩外形见图2(e)，为花瓣式结构，采用合金钢制成，其内缘弧面与导轨外圆弧面外形一致，内缘面中间有个倒“T”形突起，安装在导轨上的倒“T“形槽内，T形槽尾部有与连杆连接的接头。整流罩的倒“T“形突起可沿导轨滑动，在燃气作动筒的作用下可实现整流罩在导轨上的前后运动，从而实现冲压发动机进气口的自动开闭功能。
连杆外形见图2(f)，为两头叉形结构，通过销轴分别与燃气作动筒与整流罩相连，作动筒工作时，通过连杆传动推力或拉力，连杆两端可绕整流罩和燃气作动筒转动，实现推力或拉力在运动方向上的改变。
燃气作动筒外形见图2(g)，为火工品，是本装置的动力源，筒内两端均装有产气药，外部有两个点火插头，与飞行器上的点火控制器连接。中间有安装法兰盘，通过4个螺钉安装在冲压发动机上。燃气作动筒安装有活塞杆，可沿其轴线向前或向后运动，其头部与连杆连接。燃气作动筒工作时先根据飞行器指令启动前部装药点火，推动活塞杆向后运动，带动整流罩向后打开，实现发动机进气口自动打开；当需要关闭发动机进气口时，燃气作动筒启动根据飞行器指令启动后部装药点火，推动活塞杆向前运动，带动整流罩向前运动，实现发动机进气口自动关闭。
本发明的工作模式如下：
飞行器起飞加速阶段，冲压发动机进气口处于整流罩关闭状态，减小飞行器的飞行阻力，待飞行器的飞行速度达到冲压发动机工作需要的速度时，作动筒点火工作1次，带动整流罩向后运动，实现进气口打开并锁定；当飞行器冲压发动机停止工作时，作动筒再次点火，其活塞杆反向运动，带动整流罩向前运动，实现进气口的关闭并锁定。
以某飞行器为例，采用固体火箭助推器和冲压发动机组合的动力形式，起飞阶段固体火箭助推器工作，冲压发动机进气口处于关闭状态，待固体火箭助推器将飞行器加速到0.6Ma时，控制***启动作动筒，冲压发动机进气口打开并启动工作，固体火箭发动机停止工作并与飞行器脱离，飞行过程中由冲压发动机提供动力并加速至最大速度3Ma。飞行器着陆时，速度下降，当速度下降到0.6Ma以下时，冲压发动机停止工作，控制***再次启动作动筒反向运动，冲压发动机进气口关闭，以达到提高航程的目的。

Claims (6)

1.一种冲压发动机进气口自动开闭装置，包括控制***和执行机构，其特征在于，所述的执行机构包括燃气作动筒、连杆、整流罩和导轨，所述的导轨和燃气作动筒均固定在冲压发动机进气口，所述的整流罩由若干瓣构成，每瓣整流罩都安装在导轨上，燃气作动筒通过连杆推动每瓣整流罩沿导轨运动，当整流罩运动到导轨前端时，在冲压发动机进气口前端闭合组成一个封闭腔体，当整流罩运动到导轨后端时，冲压发动机进气口完全打开；所述的控制***向燃气作动筒提供点火电流。
2.根据权利要求1所述的冲压发动机进气口自动开闭装置，其特征在于，所述的燃气作动筒采用双向工作火工作动筒，两端均装有产气药和点火器。
3.根据权利要求1所述的冲压发动机进气口自动开闭装置，其特征在于，所述的整流罩内缘弧面与冲压发动机进气口外壁弧面相同，保证整流罩打开后与进气口侧壁贴合。
4.根据权利要求1所述的冲压发动机进气口自动开闭装置，其特征在于，所述的燃气作动筒数量与整流罩分瓣数量相同，单个燃气作动筒控制单瓣整流罩运动。
5.根据权利要求1所述的冲压发动机进气口自动开闭装置，其特征在于，所述的导轨由钛合金制成，沿轴向开有倒T形槽，用于安装整流罩。
6.根据权利要求1所述的冲压发动机进气口自动开闭装置，其特征在于，所述的连杆两头为叉形结构，通过销轴分别与燃气作动筒、整流罩相连，燃气作动筒工作时，连杆两端随着整流罩和燃气作动筒移动，实现推力或拉力在运动方向上的改变。
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