【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道，其属于航空航天飞行器气动设计领域。本专利技术方案适用于宽速域强预冷发动机/进气道一体化设计，解决了预冷发动机性能受限的难题。
技术介绍
1、对于吸气式飞行器而言，进气道在设计状态下的优良气动性能并不能保证其在所有关键的工作状态下均能正常稳定地工作。特别是对于宽马赫数范围工作的吸气式飞行器，当处于非设计状态工作时，进气道能否以较小的阻力及流动损失为发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量将是评价进气道综合气动性能的重要标准。
2、预冷吸气发动机是高超声速飞机的理想动力之一，通过对来流空气预冷，可以在很大程度上扩展飞行包线，飞行马赫数可扩展到5以上，在高超声速飞行器飞行中预冷的优势非常显著。协同吸气式火箭发动机(synergetic air-breathing rocket engine，sa-bre)是典型的预冷吸气发动机，其在吸气模式将进气道吸入的空气在0.01s内从1000℃降低到-100℃左右，从而使涡轮压气机实现对空气的极高压比压缩，不仅可以有效提升燃烧做功的热力循环效率，也使得压缩空气可以直接使用火箭发动机燃烧室，降低了结构质量，并在ma>5.5甚至ma>6后进入火箭模式。
3、然而强预冷发动机进气道后流道内放置了冷却管路，高速气流流经预冷器管路后获得降温效果，但总压损失较大，进气道性能大幅度下降，对发动机推力性能造成较大影响，因此预冷器/进气道一体化设计是研究重点，需发展一种高效可靠的宽速域预冷发动机进气道。
...【技术保护点】
1.一种基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道，其特征在于，所述的基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道包括进气道压缩面(1)、进气道喉道(2)、前模态切换板(3)、高效流道(4)、后模态切换板(5)、预冷流道(6)、强预冷换热器(7)和预冷发动机(8)；所述的进气道压缩面(1)之后为进气道喉道(2)，进气道喉道(2)之后的进气道分为高效流道(4)与预冷流道(6)，高效流道(4)与预冷流道(6)是通过设置于高效流道(4)与预冷流道(6)之间的前模态切换板(3)分流而成的，预冷流道(6)内放置强预冷换热器(7)，前模态切换板(3)之后为后模态切换板(5)，高效流道(4)与预冷流道(6)之后连接预冷发动机(8)。
2.根据权利要求1所述的一种基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道，其特征在于，所述的前模态切换板(3)的后缘转动连接中间板的前端，中间板的后端转动连接后模态切换板(5)的前缘。
【技术特征摘要】
1.一种基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道，其特征在于，所述的基于流道切换的高效宽速域预冷发动机进气道包括进气道压缩面(1)、进气道喉道(2)、前模态切换板(3)、高效流道(4)、后模态切换板(5)、预冷流道(6)、强预冷换热器(7)和预冷发动机(8)；所述的进气道压缩面(1)之后为进气道喉道(2)，进气道喉道(2)之后的进气道分为高效流道(4)与预冷流道(6)，高效流道(4)与预冷流道(6)是通过...
【专利技术属性】
技术研发人员：尹超，王霄，林鹏，何墨凡，周航，罗雨，李宪开，
申请(专利权)人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：
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