一种支板升降可调型下颌式超声速进气道制造技术

本发明专利技术提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。实现对进气道喉部流通面积的调节。实现对进气道喉部流通面积的调节。

【技术实现步骤摘要】
一种支板升降可调型下颌式超声速进气道


[0001]本专利技术属于宽范围、长航时工作的冲压发动机领域，主要涉及一种宽马赫数范围、高性能工作的超声速进气道，具体是一种支板升降可调型下颌式超声速进气道。

技术介绍

[0002]现有超声速进气道通常采用下颌式进气形式，并且随着飞行器对超声速进气道工作马赫数范围及性能要求的不断提高，固定几何的下颌式超声速进气道已经很难适应这种高要求，需要研制结构可调的下颌式超声速进气道。
[0003]目前，针对轴对称进气道，主要通过调节中心体位置、中心体直径、中心体可变形鼓包、中心体多层级伸缩及多层壳体等实现进气道调节；针对二元进气道，主要采用调节压缩面及唇口角度来实现进气道调节。但是，以上调节方式的调节机构通常结构比较复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的要求。

技术实现思路

[0004]针对现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题，本专利技术提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，该支板升降可调型下颌式超声速进气道主要适用于宽马赫数范围、长本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：包括超声速进气道(12)、升降支板(13)、密封机构和作动机构(14)；所述超声速进气道(12)为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段(1)和内压缩段(2)，所述内压缩段(2)包括超声速内压缩段(3)和亚声速内压缩段(4)，所述超声速内压缩段(3)内壁面上设置有调节孔；所述升降支板(13)穿过调节孔，设置在超声速进气道(12)的进气道喉部(6)区域内，且升降支板(13)的厚度h大于进气道喉部(6)的高度h
t
；所述作动机构(14)设置在飞行器仪器舱(8)内，且与升降支板(13)连接，作动机构(14)带动升降支板(13)能够在进气道喉部(6)区域内移动，实现对进气道喉部(6)流通面积的调节；在高马赫数下工作时，将升降支板(13)调升，进气道喉部(6)的流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复；当在低马赫数下工作时，将升降支板(13)下降，使进气道喉部(6)的流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；所述密封机构设置在调节孔内，用于避免超声速进气道(12)内的高温气流从调节孔泄漏到飞行器仪器舱(8)。2.根据权利要求1所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述调节孔为楔形孔，所述升降支板(13)为楔形结构，升降支板(13)的上游迎风面梭形角度为15
°
～45
°
，下游背风面梭形角度为30
°
～90
°
，进气道扇形角度为120
°
～150
°
。3.根据权利要求2所述的支板升降可调型下颌式超声速进气道，其特征在于：所述升降支板(13)为n个，n个升降支板(13)沿超声速进气道(12)的轴线在进气道喉部(6)内均布，此时，超声速进气道(12)的当前来流马赫数Ma
x
与升降支板(13)行程x的关系如下：其中，A
t0
为最小起动马赫数对应的理论喉道面积，μ(α，β)为升降支板的流阻系数，α为升降支板的上游迎风面梭形角度，β为升降支板的下游背风面梭形角度；n为升降支板的数量，k为升降支板...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘华，莫建伟，杨宝娥，梁俊龙，刘轶，王玉峰，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：