高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道制造技术

本发明专利技术公开了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，属于高超声速飞行器进气道设计领域。所述的进气道，在距离唇口距离L的唇罩上开缝，将唇罩分为两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。本发明专利技术的进气道能够抑制上壁面分离区的产生、延缓分离区的发展，有效提升进气道的起动性能。相对移动中心锥式变几何进气道而言，本发明专利技术的进气道的可动部分质量轻，机械结构重量也较轻，实际使用不需要很大的驱动力。相对于传统转动唇口变几何进气道，该进气道只需偏转1‑2°即可产生很好的效果，操纵效率更高。

A hypersonic, gill shaped, geometrically variable, multistage oblique shock system, compression inlet

The invention discloses a hypersonic gill variable geometry multi-stage oblique shock system compression inlet, which belongs to the design field of hypersonic vehicle inlet. The inlet, at a distance of L from the cowl lip slots on the cowl, will be divided into two parts, respectively the cowl front part and the second part of the cowl and cowl front part rotatably connected to the inlet, a rotating shaft in the lip position, the front part of the cowl can rotate around the shaft rotation angle downward, to ensure the flow Maher number in the corresponding to the next, from the cowl surface induced by lip shock just incident on the inlet of the wall shoulder point. The inlet of the invention can restrain the generation of the upper wall separation zone, delay the development of the separation zone, and effectively improve the starting performance of the air inlet. Compared with the movable center cone type variable geometry inlet, the movable part of the inlet of the invention is light in weight, light in weight of the mechanical structure, and does not need much driving force in actual use. Compared with the traditional rotary lip variable geometry inlet, the inlet is only 2 degrees deflection 1 can produce good results, higher operation efficiency.

【技术实现步骤摘要】
高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道
本专利技术属于高超声速飞行器进气道设计领域，涉及一种采用变几何措施改善高超声速进气道起动性能的进气道构型，具体地说，是指一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道。
技术介绍
吸气式高超声速飞行器，特别是宽马赫数飞行范围的吸气式高超声速飞行器，要想实现稳定的飞行，其超燃冲压发动机必须具备足够的可靠性。而进气道能否起动将直接决定发动机能否正常、持续地工作。历史上由于进气道起动失败而导致高超声速飞行器试飞失败的例子有很多：上世纪九十年代末NASA和俄罗斯CIAM的联合项目正是由于进气道不起动导致了整个飞行试验的失败。美国的X-51A飞行器在飞行试验中也多次出现了进气道不起动的问题。在其2010年5月26日的首飞过程中，发动机点火一段时间后进气道出现了不起动问题。在另一次试飞中，飞行器达到Ma＝5后进气道成功起动，但尝试转换燃料时进气道仍出现了不起动现象，导致第二次飞行试验依旧以失败告终。由此观之，高超声速进气道的起动问题是吸气式高超声速飞行器发展道路上一个极为关键的问题。起动的进气道不会出现大的分离区，唇口一般没有溢流，斜激波系结构清晰，出口流本文档来自技高网...

【技术保护点】
高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，其特征在于：所述的进气道，在距离唇口距离L的唇罩上开缝，将唇罩分为两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。所述的距离L满足，在唇罩后半部分诱导产生的激波不与唇口激波相交。

【技术特征摘要】
1.高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，其特征在于：所述的进气道，在距离唇口距离L的唇罩上开缝，将唇罩分为两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋崇文，高振勋，李椿萱，陈著，李志豪，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11