一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道制造技术

本发明专利技术公开了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括可移动中心锥、导流片、整流罩与作动调节系统。在进气道工作过程中，随着来流马赫数的改变，由作动系统带动可移动中心锥与整流罩独立进行前后平移，在低马赫工作点时，导流片与可移动中心锥位置分开，从而产生两个进气通道，增大喉道面积，可以起到增大低马赫飞行时流量系数的作用；在高马赫飞行时，可移动中心锥与导流片无缝结合，进气道工作模式转变为单通道工作模式，此时进气道的喉道面积减小、内压缩比变大，在满足高马赫飞行时的流量需求的同时，可以满足进气道高马赫工作时的气体压缩要求。

【技术实现步骤摘要】
一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道
本专利技术涉及航空航天
，更具体的说是涉及一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道。
技术介绍
进气道作为航空动力系统的重要组成部分，其作用是保证发动机所需流量并通过产生的激波系与型面变化完成对高速来流的压缩。轴对称进气道与二元进气道一样具有结构简单、易于制造等结构上的优点，并且轴对称进气道对气流的压缩包含部分的等熵压缩过程，因而压缩效率较高；此外还由于轴对称进气道在结构上更容易与发动机机身进行匹配，因此在航空动力系统中得到了广泛的应用。但传统的轴对称进气道由于结构上的差别，不能像二元进气道一样改变中心锥压缩角的角度，一般采用中心锥前后平移的方式完成轴对称进气道的调节。针对于不同的来流马赫数，进气道完成气流压缩所需的喉道面积大小是不同的，喉道面积过大会导致气流压缩效率降低，而喉道面积过小又会导致进气道不起动无法正常工作。来流的飞行马赫数越大，所需的喉道面积越小。传统的轴对称进气道方案，将喉道设计在倾斜的流道内，随着飞行马赫数的降低，中心锥不断前移，从而增大喉道面积，保证进气道的正常工作。但传统的移动方式，随着飞行马赫数的逐渐降低，中心锥产生的激波角度增大，再加上中心锥的逐渐前移，激波与唇口的相对位置逐渐增大，最终会导致进气道流量系数的急剧下降，同时会增大溢流阻力。也就是说，传统的进气道为了保证进气道的正常起动与工作，难免会牺牲进气道的流量特性，并且增大了溢流阻力。而且传统的轴对称进气道由于调节方式的限制，对于喉道面积大小的改变量是有限的，因此针对于宽马赫数飞行的进气道来说，在低马赫状态点(尤其是亚声速状态与跨声速状态)，由于喉道面积的限制，进气道的流通能力是有限的，而在此状态下发动机的排气系统又需要更多的来流气体助推增加推力，因此存在低马赫飞行时流量系数较小的问题。专利技术专利CN101181700B，公开了一种“组合动力轴对称变几何进气道、发动机及进气道控制方法”，该方法通过中心锥的前后移动能较好的实现进气道的变几何调节，但依旧是随着飞行马赫数的降低，中心锥逐渐前移，同样存在低马赫数工作状态下流量系数过低、溢流阻力过大的不足。专利技术专利CN107091159A，公开了一种“基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法”，可以在不额外损失进气道流量特性的基础上完成对喉道面积的调节。但该种调节方法，前体激波与唇口的相对位置完全由飞行马赫数确定，依旧存在低马赫数飞行时流量系数较低的不足。因此，如何提供一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道是本领域技术人员亟需解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，该形式进气道针对于低马赫飞行时的大流量需求问题，采用双通道工作模式，较传统进气道而言，可以大幅度增加喉道面积，从而增加进气道在低马赫飞行时的流量系数；针对于高马赫飞行时的高性能需求，进气道转换为单通道工作模式，从而保证进气道在高马赫数飞行时的压缩效率，获得较高的总压恢复系数。为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括：可移动中心锥、导流片、整流罩、作动系统一、作动系统二和机身轴套，其中，所述导流片位于所述可移动中心锥的外侧，所述整流罩位于所述导流片的外侧，所述机身轴套与所述可移动中心锥相连接，所述作动系统一根据飞行马赫数的高低控制所述整流罩前后移动，所述作动系统二根据飞行马赫数的高低控制所述可移动中心锥前后移动。进一步，所述可移动中心锥、所述导流片和所述整流罩均为轴对称结构。进一步，还包括支架，所述支架固定在所述机身轴套上，且所述导流片固定在所述支架上。进一步，在低马赫状态下，所述进气道为双通道模式，所述可移动中心锥与所述导流片内侧型面之间的最小面积处为内喉道，所述导流片外侧型面与所述整流罩之间的最小面积处为外喉道。进一步，在高马赫状态下，所述进气道为单通道模式，所述可移动中心锥与所述导流片无缝贴合，所述导流片外侧型面与所述整流罩之间的最小面积处为喉道。进一步，所述作动系统一固定在机身上，所述作动系统二固定在所述机身轴套内。经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本专利技术公开提供了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，具有以下优点：1.传统形式的轴对称进气道为了解决低马赫状态下的起动问题，随着飞行马赫数的降低中心锥前移的做法不同，牺牲了低马赫下进气道的流量特性，而本专利技术所涉及的进气道，可移动中心锥的移动规律与传统形式不同，随着飞行马赫数的降低，可移动中心锥是逐渐后移的，可以解决低马赫数飞行时的流量不足问题；2.本专利技术针对于宽广马赫数工作范围的轴对称进气道存在的低马赫飞行时流量系数过低、溢流阻力过大的问题，提出了双通道工作模式的进气道方案，在低马赫飞行时，双通道工作模式的进气道喉道面积(外喉道和内喉道)远大于传统的轴对称进气道，从而保证了发动机在低马赫飞行(尤其是亚声速状态跨声速状态)的大流量需求；3.针对于进气道在高马赫飞行时的高性能要求，通过可移动中心锥与导流片的相互配合，进气道可以转变为单通道进气模态；此时，进气道形式为轴对称混压式进气道，与传统形式的轴对称混压式进气道相同；通过调节可移动中心锥与整流罩，进而调节喉道面积，保证高马赫工作时的高压缩效率。总的来说，通过进气道工作模态的转换，本专利技术所涉及的轴对称进气道的喉道面积调节范围更广，更加适应宽马赫数飞行的要求，可以在保证高马赫飞行时进气道的性能的同时，显著增加低马赫飞行时的流量系数。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。图1附图为本专利技术低马赫数状态点双通道工作模态结构实现图。图2附图为本专利技术高马赫数状态点单通道工作模式结构实现图。图3附图为本专利技术低马赫数状态点双通道工作模态型面示意图。图4附图为本专利技术高马赫数状态点单通道工作模态型面示意图。其中，各部件表示：1、可移动中心锥，2、导流片，3、整流罩，4、作动系统一，5、作动系统二，6、机身轴套，7、支架，8、导流片内侧型面，9、可移动中心锥后半部型面，10、整流罩内侧型面，11、内喉道，12、外喉道，13、喉道，14、中心锥前锥角，15、导流片外侧型面。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术实施例公开了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括可移动中心锥1、导流片2、整流罩3、作动系统一4、作动系统二5、机身轴套6和支架7。其中，可移动中心锥1、导流片2、整流罩3均为轴对称结构，导流片2始终保持固定状态，即固定在支架7上，机身轴套6与发动机相连，两者之间无相互运动，在实际工作过程中，机身轴套6与发动机的位置是固定的，可移动中心锥1与机身轴套本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，包括：可移动中心锥(1)、导流片(2)、整流罩(3)、作动系统一(4)、作动系统二(5)、机身轴套(6)和支架(7)，其中，所述导流片(2)位于所述可移动中心锥(1)的外侧，所述整流罩(3)位于所述导流片(2)的外侧，所述机身轴套(6)与所述可移动中心锥(1)相连接，所述作动系统一(4)根据飞行马赫数的高低控制所述整流罩(3)前后移动，所述作动系统二(5)根据飞行马赫数的高低控制所述可移动中心锥(1)前后移动。

【技术特征摘要】
1.一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，包括：可移动中心锥(1)、导流片(2)、整流罩(3)、作动系统一(4)、作动系统二(5)、机身轴套(6)和支架(7)，其中，所述导流片(2)位于所述可移动中心锥(1)的外侧，所述整流罩(3)位于所述导流片(2)的外侧，所述机身轴套(6)与所述可移动中心锥(1)相连接，所述作动系统一(4)根据飞行马赫数的高低控制所述整流罩(3)前后移动，所述作动系统二(5)根据飞行马赫数的高低控制所述可移动中心锥(1)前后移动。2.根据权利要求1所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，所述可移动中心锥(1)、所述导流片(2)和所述整流罩(3)均为轴对称结构。3.根据权利要求2所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，还包括支架(7)，所述支架(7)固定在...

【专利技术属性】
技术研发人员：额日其太，丁文豪，王昌盛，张振，武文臻，
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