【技术实现步骤摘要】
【技术保护点】
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),将根据动力系统的需要在过渡马赫数MTR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。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员:黄国平,左逢源,夏晨,陈杰,黄慧慧,
申请(专利权)人:南京航空航天大学,
类型:发明
国别省市:江苏;32
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