CN113153531B - 一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器，适用于宽速域飞行器进气道，变溢流槽机构包括调节板和调节机构；所述调节板具有调节板底部，所述调节板底部设置有多个调节塞，所述调节塞***超燃冲压发动机的溢流槽内；所述调节机构与所述调节板连接，用于驱动所述调节板相对溢流槽移动进而改变溢流槽开口的大小。与采用前体/上进气道面变结构的方式、采用传统固定开口大小溢流槽的方式相比，可有效降低起动马赫数、调节进入燃烧室内部的气流品质，该结构调节范围较大，结构简单，质量较小，工程应用可实现性高，便于实现。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器进气道设计技术领域，特别是涉及一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器。
背景技术
高超声速飞行器主要类型有可重复使用运载器和高超声速导弹等。目前，高超声速飞行器因为还无法实现仅依靠超燃冲压发动机从地面直接起飞，低马赫数下必须结合其他动力装置，因此常采用火箭基组合循环或涡轮基组合循环等组合动力，低速时火箭发动机或涡轮发动机工作，将飞行器加速到一定速度后，超燃冲压发动机开始工作。进气道的起动马赫数不但影响组合动力的实现，而且还决定了低马赫数下助推动力在整个推进***中的比重，从而影响高超声速飞行的成本。因此，研究如何有效地降低高超声速进气道的起动马赫数具有重要的现实意义。
当前，进气道采取的降低起动马赫数的方法主要有变几何的方法或者是增加溢流槽。西北工业大学的刘晓伟发表的论文《一种RBCC二元进气道变几何方案研究》介绍了一种变几何结构，该结构通过控制进气道压缩板的转动，将边界层的低速流体排出进气道，从而降低了进气道的启动马赫数。南京航空航天大学的王卫星发表的论文《抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响》研究了溢流槽的位置对进气道起动马赫数的影响。这两种方式都是将进气道的起动马赫数固定在某一状态下，无法根据不同的要求进行自主调节，也不能根据不同飞行状态下的不同附面层厚度对溢流槽的除吸量进行控制。
因此，有必要提供一种新型的可变溢流槽大小的机构，不仅起到吸除附面层、减小激波/附面层干扰、抑制进气道附面层的发展和分离、增加有效喉道面积、使进气道在更低马赫数下顺利起动的溢流槽一般作用，进一步还可以使进气道的起动马赫数可以根据需要进行控制，并根据飞行状态对溢流槽除吸量进行控制。
发明内容
本发明提供了一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器，高超声速进气道的变溢流槽调节机构，是可以控制进气道起动马赫数的调节机构，用于控制进气道的起动马赫数。进气道在不同的飞行马赫数下不起动时喉道与压缩面转接处的低压气流的流量不同，该结构可以控制吸除流量的多少，从而将进气道的起动马赫数控制在一定的范围内。
为了实现上述目的，本发明提供了如下的技术方案。
一种变溢流槽调节机构，包括调节板和调节机构；
所述调节板具有调节板底部，所述调节板底部设置有多个调节塞，所述调节塞***超燃冲压发动机的溢流槽内；
所述调节机构与所述调节板连接，用于驱动所述调节板相对溢流槽移动进而改变溢流槽开口的大小。
作为本发明的进一步改进，所述调节机构包括齿条块、驱动单元和齿轮齿条机构；
所述调节板一端具有从动齿轮，另一端具有调节板后齿条；
所述齿条块上设置有限位齿条，所述从动齿轮与限位齿条啮合；
所述驱动单元上设置有与所述调节板后齿条啮合的主动齿轮，所述驱动单元驱动主动齿轮转动。
作为本发明的进一步改进，所述调节机构包括齿条块、驱动单元和齿轮齿条机构；
所述调节板一端具有限位齿条，另一端具有调节板后齿条；
所述齿条块上设置有从动齿轮，所述从动齿轮与限位齿条啮合；
所述驱动单元上设置有与所述调节板后齿条啮合的主动齿轮，所述驱动单元驱动主动齿轮转动。
作为本发明的进一步改进，所述驱动单元包括电机座、步进电机和减速器，所述步进电机安装在电机座上，步进电机通过减速器驱动主动齿轮。
作为本发明的进一步改进，所述调节塞与溢流槽的尺寸相匹配。
作为本发明的进一步改进，所述调节板底部对应的曲面与溢流槽所在的过渡面曲面相匹配；所述齿条块和驱动单元均安装在过渡面上，调节板设置在齿条块和驱动单元之间。
作为本发明的进一步改进，所述溢流槽为倒梯形槽；所述限位齿条的安装面、两个从动齿轮的轴线所在面、调节塞的AC面、溢流槽的BD面、调节板后齿条的安装面相互平行。
作为本发明的进一步改进，具有变溢流槽调节机构的进气道中，所述齿条块、调节板后齿条、与调节板后齿条啮合的主动齿轮均至少设置两个，且均设置在调节板的两侧对称位置；所述从动齿轮每侧至少应设置两个，且两侧也位于调节板的对称位置。
一种超燃冲压发动机，包括进气道，所述进气道包括依次连接的三级前体压缩面、喉道面、发动机底板和发动机扩张段，其中三级前体压缩面和喉道面之间形成过渡面，溢流槽设置在过渡面上；所述过渡面设置有所述的变溢流槽调节机构。
一种高超声速飞行器，包括飞行器机身和所述的超燃冲压发动机。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明公开了一种适用于宽速域飞行器进气道的变溢流槽机构，该结构主要由调节板、上进气道(又称压缩面)、电机、减速器、齿轮齿条五部分组成。可通过调节板改变溢流槽开口大小，控制高超声速飞行器的进气道压缩面与喉道连接处附面层的厚度，实现进气道起动马赫数的调节，具有改善不同马赫数下进气道气流质量、兼顾不同马赫数下的气动性能、获得更高的发动机性能、不同模态平稳过渡、较低的质量惩罚等优点。与采用前体/上进气道面变结构的方式、采用传统固定开口大小溢流槽的方式相比，可有效降低起动马赫数、调节进入燃烧室内部的气流品质，该结构调节范围较大，结构简单，质量较小，工程应用可实现性高，便于实现。
进一步，上进气道前后分别与飞行器前体和进气道喉道相连，是该调节机构的主要承载部件。调节板是该结构的关键部件，控制其的上下平动，可便捷地调节溢流槽开口的大小，从而控制吸除流量的多少。电机是该结构的动力来源，电机通过减速器将力传递给主动齿轮，并依靠齿轮齿条传动带动调节板运动。
本发明控制高超声速飞行器的进气道压缩面与喉道连接处附面层的厚度，实现进气道起动马赫数的调节和对溢流槽除吸量的控制。相比于采用变结构的方式降低起动马赫数，该结构调节范围较大，结构简单，质量较小，便于实现。
附图说明
在此描述的附图仅用于解释目的，而不意图以任何方式来限制本发明公开的范围。另外，图中的各部件的形状和比例尺寸等仅为示意性的，用于帮助对本发明的理解，并不是具体限定本发明各部件的形状和比例尺寸。本领域的技术人员在本发明的教导下，可以根据具体情况选择各种可能的形状和比例尺寸来实施本发明。在附图中：
图1为超燃冲压发动机在典型高超声速飞行器中的安装位置图。
图2为典型高超声速飞行器外形剖面图。
图3为进气道自起动结构轴测图。
图4为进气道自起动结构正、右、俯、仰视图；其中(a)为俯视图，(b)为主视图，(c)为右视图，(d)为仰视图。
图5为进气道自起动结构主视放大图。
图6为调节板前部放大图。
图7为调节板位于最高点位置示意图。
图8为调节板位于最高点位置时溢流槽剖视图。
图中各标注对应的部件名称如下：1.飞行器机身；2.超燃冲压发动机；3.第一级压缩面；4.第二级压缩面；5.第三级压缩面；6.过渡面；7.喉道面；8.发动机底板；9.发动机扩张段；10.齿条块；11.调节板；12.调节板后齿条；13.齿轮键；14.转轴；15.主动齿轮；16.减速器；17.步进电机；18.限位齿条；19.从动齿轮；20.溢流槽；21.调节板底部；22.调节塞。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明中的技术方案，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除、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
需要说明的是，当元件被称为“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施例。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
如图1和图2所示，一种高超声速飞行器，超燃冲压发动机2安装在高超声速飞行器机身1的腹部，且发动机结构与飞行器机身1之间一体化程度很高。
超燃冲压发动机2的进气道主要由三级前体压缩面(由第一级压缩面3、第二级压缩面4、第三级压缩面5组成)、喉道面7、发动机底板8、发动机扩张段9四部分组成，其中三级前体压缩面同时又作为飞行器机身的一部分用于承受气动载荷。在飞行过程中，压缩面向喉道段过渡处会出现分离区，马赫数越低，分离区越大。当分离区过大时，气流会堵塞在入口处，无法进入燃烧室，从而导致发动机无法工作。因此，在喉道段靠近分离区的区域增加开口，可以吸除低压气流，减小分离区的面积，让气流正常流通。
如图3至图6所示，具体的，本发明提供一种变溢流槽调节机构，包括调节板11和调节机构；所述调节板11具有调节板底部21，所述调节板底部设置有多个调节塞22，所述调节塞22***超燃冲压发动机2的溢流槽20内；所述调节机构与所述调节板11连接，用于驱动所述调节板11相对溢流槽20移动进而改变溢流槽20开口的大小。具体是调节板做线性运动，调节塞22与溢流槽20实现相对滑动。
其中，调节机构包括齿条块10、驱动单元和齿轮齿条机构；所述调节板11一端具有从动齿轮19，另一端具有调节板后齿条12；所述齿条块10上设置有与所述从动齿轮19相啮合的限位齿条18，所述驱动单元上设置有与所述调节板后齿条12相啮合的主动齿轮15，所述驱动单元驱动主动齿轮15转动。
所述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。为实现同样目的，也可将限位齿条18设置于调节板11前端、从动齿轮19设置于齿条块10上。
优选实施例，驱动单元包括电机座、步进电机17和减速器16，所述步进电机17安装在电机座上，步进电机17通过减速器16驱动主动齿轮。步进电机17的输入轴***涡轮蜗杆减速器16的输入孔，并用键固定防止周向转动，齿轮15通过轴孔配合***转轴14，并用键固定防止周向转动。步进电机17提供的动力通过减速器16后带动转轴14转动，从而带动主动齿轮15转动，通过主动齿轮15与调节板后齿条12啮合传动，将齿轮转动运动转为齿条平动运动，从而带动固定着齿条的调节板11进行固定方向的平动。调节板前端装有上下各一个可自由转动的从动齿轮19，通过与齿条块10上的齿条18啮合，保证调节板11的平直上下作动。
作为优选，调节塞22与溢流槽20的尺寸向匹配。在调节板运动至底部时，调节塞22与溢流槽20实现完全封闭和密封，双重机械配合无需其他密封结构。
所述调节板底部21对应的曲面与溢流槽20所在的过渡面6曲面相匹配；所述齿条块10和驱动单元均安装在过渡面6上，调节板11设置在齿条块10和驱动单元之间。所述溢流槽20为倒梯形槽；所述限位齿条18的安装面、两个从动齿轮19的轴线所在面、调节塞22的AC面、溢流槽20的BD面、调节板后齿条12的安装面相互平行。
为了确保调节板运动保持稳定的线性运动，每条具有变溢流槽调节机构的进气道，所述齿条块10、调节板后齿条12、与调节板后齿条12啮合的主动齿轮15均至少设置两个，且均设置在调节板11的两侧对称位置；所述从动齿轮19每侧至少应设置两个，且两侧也在调节板11的对称位置。
如图7所示，超燃冲压发动机开始工作时的马赫数称为起动马赫数，起动马赫数越低，发动机的工作范围越大。当飞行速度尚未达到起动马赫数时，进气道的压缩面向喉道过渡处会产生较大的分离区，使气流无法通过。此时，控制***通过启动步进电机驱动调节板向上移动，将聚集在喉道入口处的低速附面层气流排出，使进气道可以起动。由于不同的速度下，附面层厚度不同、分离区的大小不同，因此，需要吸除的气流流量不同，通过控制步进电机的转速和圈数，控制调节板上下移动，即可便捷的控制溢流槽开口的大小，从而控制吸除流量，将起动马赫数控制在一定的范围内，使发动机能够在更宽的速域内启动。
如图8所示，气流由上进气道过渡区的DE处进入可变溢流槽内，并由HI处流出，随后通过HJKL的流道流出至飞行器侧壁的溢流槽开口。其中，调节板11的调节塞22可简化为四边形ACFJ，其全等于上进气道过渡区的溢流槽的简化后四边形BIED。过F点做辅助线FG垂直EI于G点，并做辅助线FE，∠FEI角度为α。应注意到的是，由于变溢流槽机构的溢流槽出口气流最小通道宽度为FG，而有勾股定理可知：FG＝FE·sinα，其中FE＝CD，是调节塞22的移动距离，因此∠FEI不宜过小，因为这会导致真实溢流槽开口过小，实际的除吸效果下降。
本发明的一种适用于宽速域飞行器进气道的变溢流槽机构，上进气道前后分别与飞行器前体和进气道喉道相连，是该调节机构的主要承载部件。调节板是该结构的关键部件，控制其的上下平动，可便捷地调节溢流槽开口的大小，从而控制吸除流量的多少。电机是该结构的动力来源，电机通过减速器将力传递给齿轮，并依靠齿轮齿条传动带动调节板运动。
本发明机构的控制需要以下准备：
根据飞行器总体设计阶段的计算流体动力学(CFD)分析，确定飞行器在不同飞行高度与飞行马赫数等条件下的附面层厚度，由此确定除吸量的大小和调节板所需调节高度。进而，控制***可以根据飞行器飞行当中的飞行状况来插值确定所需的进气道气流品质与附面层厚度，通过电机、减速器、齿轮齿条结构控制和调节调节板高度，即控制溢流槽开口的大小。
可通过调节板改变溢流槽开口大小，控制高超声速飞行器的进气道压缩面与喉道连接处附面层的厚度，实现进气道起动马赫数的调节，具有改善不同马赫数下进气道气流质量、兼顾不同马赫数下的气动性能、获得更高的发动机性能、不同模态平稳过渡、较低的质量惩罚等优点。
本发明控制高超声速飞行器的进气道压缩面与喉道连接处附面层的厚度，实现进气道起动马赫数的调节和对溢流槽除吸量的控制。与采用前体/上进气道面变结构的方式、采用传统固定开口大小溢流槽的方式相比，可有效降低起动马赫数、调节进入燃烧室内部的气流品质，该结构调节范围较大，结构简单，质量较小，工程应用可实现性高，便于实现。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的和区别类似的对象，两者之间并不存在先后顺序，也不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
应该理解，以上描述是为了进行图示说明而不是为了进行限制。通过阅读上述描述，在所提供的示例之外的许多实施例和许多应用对本领域技术人员来说都将是显而易见的。因此，本教导的范围不应该参照上述描述来确定，而是应该参照前述权利要求以及这些权利要求所拥有的等价物的全部范围来确定。出于全面之目的，所有文章和参考包括专利申请和公告的公开都通过参考结合在本文中。在前述权利要求中省略这里公开的主题的任何方面并不是为了放弃该主体内容，也不应该认为申请人没有将该主题考虑为所公开的发明主题的一部分。
Claims (7)
1.一种变溢流槽调节机构，其特征在于，包括调节板(11)和调节机构；
所述调节板(11)具有调节板底部(21)，所述调节板底部(21)设置有多个调节塞(22)，所述调节塞(22)***超燃冲压发动机(2)的溢流槽(20)内，所述调节塞(22)与溢流槽(20)的尺寸相匹配；
所述调节机构与所述调节板(11)连接，用于驱动所述调节板(11)相对溢流槽(20)移动进而改变溢流槽(20)开口的大小；
所述调节机构包括齿条块(10)、驱动单元和齿轮齿条机构；
所述调节板(11)一端具有从动齿轮(19)，另一端具有调节板后齿条(12)；
所述齿条块(10)上设置有限位齿条(18)，所述从动齿轮(19)与限位齿条(18)啮合；
所述驱动单元上设置有与所述调节板后齿条(12)啮合的主动齿轮(15)，所述驱动单元驱动主动齿轮(15)转动；
所述调节板底部(21)对应的曲面与溢流槽(20)所在的过渡面(6)曲面相匹配；所述齿条块(10)和驱动单元均安装在过渡面(6)上，调节板(11)设置在齿条块(10)和驱动单元之间。
2.一种变溢流槽调节机构，其特征在于，包括调节板(11)和调节机构；
所述调节板(11)具有调节板底部(21)，所述调节板底部(21)设置有多个调节塞(22)，所述调节塞(22)***超燃冲压发动机(2)的溢流槽(20)内，所述调节塞(22)与溢流槽(20)的尺寸相匹配；
所述调节机构与所述调节板(11)连接，用于驱动所述调节板(11)相对溢流槽(20)移动进而改变溢流槽(20)开口的大小；
所述调节机构包括齿条块(10)、驱动单元和齿轮齿条机构；
所述调节板(11)一端具有限位齿条(18)，另一端具有调节板后齿条(12)；
所述齿条块(10)上设置有从动齿轮(19)，所述从动齿轮(19)与限位齿条(18)啮合；
所述驱动单元上设置有与所述调节板后齿条(12)啮合的主动齿轮(15)，所述驱动单元驱动主动齿轮(15)转动；
所述调节板底部(21)对应的曲面与溢流槽(20)所在的过渡面(6)曲面相匹配；所述齿条块(10)和驱动单元均安装在过渡面(6)上，调节板(11)设置在齿条块(10)和驱动单元之间。
3.根据权利要求1或2所述的一种变溢流槽调节机构，其特征在于，所述驱动单元包括电机座、步进电机(17)和减速器(16)，所述步进电机(17)安装在电机座上，步进电机(17)通过减速器(16)驱动主动齿轮。
4.根据权利要求1或2所述的一种变溢流槽调节机构，其特征在于，所述溢流槽(20)为倒梯形槽；所述限位齿条(18)的安装面、两个从动齿轮(19)的轴线所在面、调节塞(22)的AC面、溢流槽(20)的BD面、调节板后齿条(12)的安装面相互平行。
5.根据权利要求1或2所述的一种变溢流槽调节机构，其特征在于，具有变溢流槽调节机构的进气道中，所述齿条块(10)、调节板后齿条(12)、与调节板后齿条(12)啮合的主动齿轮(15)均至少设置两个，且均设置在调节板(11)的两侧对称位置；所述从动齿轮(19)每侧至少应设置两个，且两侧也位于调节板(11)的对称位置。
6.一种超燃冲压发动机，其特征在于，包括进气道，所述进气道包括依次连接的三级前体压缩面、喉道面(7)、发动机底板(8)和发动机扩张段(9)，其中三级前体压缩面和喉道面(7)之间形成过渡面(6)，溢流槽(20)设置在过渡面(6)上；所述过渡面(6)设置有权利要求1至5任意一项所述的变溢流槽调节机构。
7.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括飞行器机身(1)和权利要求6所述的超燃冲压发动机(2)。
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Patent Citations (6)
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