【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及宽速域飞行器进气道设计领域，具体涉及一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道。
技术介绍
1、进气道是飞行器推进系统的关键核心部件，其下游可与不同形式的发动机连接，主要功能是为发动机提供与之需求流量相匹配的工质气流，同时通过对气流进行压缩从而满足发动机工作要求的压力和温度。从整个推进系统来看，进气道对气流的压缩应尽可能降低能量损耗，即总压损失，有研究表明，1%的进气道总压损失，将导致发动机推力下降3%-4%，因此在满足对气流压缩量的同时，应尽可能提高进气道的总压恢复。综合来看，对各类飞行器进气道的通用设计要求可归纳为适当捕获且高效压缩。
2、在宽速域飞机/发动机综合性能要求下，进气道实现适当捕获且压缩高效具有极高的技术挑战，主要体现在以下方面：
3、一是单一形式发动机难以覆盖完整速域范围。以民用或军用飞行器广泛采用的涡轮发动机为例，其工作区间一般为马赫数0-2，对于高速涡轮发动机，其极限工作速度也很难超过马赫数4。想要支撑宽域飞行器飞至更高的速度，这种动力系统需补充其它适用于更高飞行速度的发动机，然而不同速域的发动机在工作原理和机制上都有很大不同，往往是相互并联的，这就要求宽速域进气道必须是多通道的，可为不同形式的发动机供给气流，并且能在多种动力形式间进行切换。
4、二是固定几何进气道无法调节捕获和压缩量。固定几何进气道一般以巡航状态为设计点进行设计，在设计点周围可通过激波匹配来调节进气道的压缩量，但是这种调节是一种被动调节，一般适用的调节范围不会超过3个马赫数。不仅如此，以高速为
5、综上可知，多通道和可调是宽速域进气道设计的核心技术内涵，对于面对称宽速域飞行器，其可调进气道基本以二维压缩形式为主，二维压缩更有利于压缩面在受限空间内进行作动，对气动型面的加工精度要求低，设计和加工更容易实现，但二维压缩进气道的长度更长，与飞行器前体和外包络的匹配不佳，导致飞行器的升阻比不高。另一方面，对于面对称宽速域飞行器，其多通道基本采用纵置上下排布方案，由于高速通道在机腹侧占据了较多的内部空间，导致低速通道与进气道之间存在较大的偏距，这种偏距是导致低速通道性能下降的直接原因，并且限制低速通道性能的进一步改善提升。
技术实现思路
1、为了解决上述技术问题，本专利技术旨在提供一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，解决了现有技术方案与飞行器一体化匹配性能不佳，以及多通道偏距大导致低速通道性能下降的问题。
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术的技术方案如下：
3、一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，包括三维乘波前体、三维压缩内转式进气道、多通道分流段、扩压器和隔离段，所述三维压缩内转式进气道的入口与所述三维乘波前体的末端连接，所述多通道分流段的入口与所述三维压缩内转式进气道的出口连通，所述多通道分流段的出口分别与所述扩压器的入口及所述隔离段的入口连通。
4、进一步的，所述三维乘波前体具有乘波特征，所述三维乘波前体的横截面为中间低、两侧边缘高的下凸构型，沿所述三维乘波前体的尖前缘顶点向后，所述三维乘波前体的横截面宽度逐渐变大，所述三维乘波前体的末端横截面宽度与所述三维压缩内转式进气道的入口宽度相同，所述三维压缩内转式进气道的压缩面入口形状与所述三维乘波前体末端的下表面形状相同。
5、进一步的，所述三维压缩内转式进气道的入口投影形状根据输入的飞行器外包络型线确定，通过对所述三维压缩内转式进气道在纵向和横向都采用全三维压缩的方式进行沿程截面形状控制，将所述三维压缩内转式进气道下游的喉道截面形状控制成矩形；
6、三维压缩内转式进气道的所述压缩面上距离压缩面入口/压缩面长度位置设有转轴一，所述转轴一右侧设有压缩主控调节板，所述压缩主控调节板以所述转轴一为旋转中心轴进行角度调节。
7、进一步的，所述多通道分流段与所述三维压缩内转式进气道下游的矩形截面喉道出口连通，所述多通道分流段为矩形截面构型；
8、所述多通道分流段出口截面的上边缘设有转轴二，所述转轴二左侧设有压缩随动调节板，所述压缩随动调节板以转轴二为旋转轴；
9、所述多通道分流段出口截面水平方向的中心线上设有转轴三，所述转轴三左侧设有多通道切换分流板，所述多通道切换分流板以所述转轴三为旋转轴，且所述多通道切换分流板将所述多通道分流段分为低速段和高速段，所述多通道分流段中位于所述多通道切换分流板的上面部分为低速段，所述多通道切换分流板的下面部分为高速段。
10、进一步的，所述低速段的出口与所述扩压器的入口连通，所述扩压器在纵向呈s型弯曲，所述扩压器从方形入口逐渐过渡为圆形出口，所述扩压器的出口与低速动力连接；
11、所述隔离段的数量为两个，所述高速段的出口与两个所述隔离段的入口连通，所述两个隔离段在横侧向呈s型弯曲，两个隔离段关于三维压缩内转式进气道的对称面对称分布，两个所述隔离段从方形入口逐渐过渡为圆形出口，两个隔离段的出口分别与高速动力连接。
12、进一步的，所述扩压器和两个所述隔离段呈品字形分布，所述扩压器位于两个所述隔离段的正上方。
13、本专利技术可以达到以下效果：
14、①在三维压缩内转式进气道基础上，通过对截面形状的控制，实现了局部的二维特征，在三维压缩的框架内实现了局部压缩面可动、可调节，三维压缩内转式进气道相较现有二维压缩方案，可根据飞行器的外轮廓，定制入口捕获形状，与飞行器的一体化匹配性能更佳，同时长度也更短；
15、②由于引入了横侧向压缩，可为下游多通道在横侧向的布置留下更多的可利用空间；
16、③由于引入多通道品字形布局形式，充分利用三维压缩内转式进气道带来的横侧向空间，将高速通道一分为二，单一高速通道的流量降低为原来的0.5倍，其所需的当量直径可下降为原来的0.7倍；
17、④通过横侧向的s型弯曲隔离段设计，将隔离段布置在扩压器的斜侧方，为s型弯曲扩压器在纵向让出更多的空间，可以降低低速通道的偏距；
18、⑤品字形布局形式在低速通道偏距上具有显著的优势，有利于进一步提升低速通道的性能。
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1.一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，包括三维乘波前体(1)、三维压缩内转式进气道(2)、多通道分流段(3)、扩压器(4)和隔离段(5)，所述三维压缩内转式进气道(2)的入口与所述三维乘波前体(1)的末端连接，所述多通道分流段(3)的入口与所述三维压缩内转式进气道(2)的出口连通，所述多通道分流段(3)的出口分别与所述扩压器(4)的入口及所述隔离段(5)的入口连通。
2.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述三维乘波前体(1)具有乘波特征，所述三维乘波前体(1)的横截面为中间低、两侧边缘高的下凸构型，沿所述三维乘波前体(1)的尖前缘顶点向后，所述三维乘波前体(1)的横截面宽度逐渐变大，所述三维乘波前体(1)的末端横截面宽度与所述三维压缩内转式进气道(2)的入口宽度相同，所述三维压缩内转式进气道(2)的压缩面入口形状与所述三维乘波前体(1)末端的下表面形状相同。
3.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述三维压缩内转式进气道(2)的入口投影形状根据输入的飞行器外包络
4.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述多通道分流段(3)与所述三维压缩内转式进气道(2)下游的矩形截面喉道出口连通，所述多通道分流段(3)为矩形截面构型；
5.根据权利要求4所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述低速段(12)的出口与所述扩压器(4)的入口连通，所述扩压器(4)在纵向呈S型弯曲，所述扩压器(4)从方形入口逐渐过渡为圆形出口，所述扩压器(4)的出口与低速动力连接；
6.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述扩压器(4)和两个所述隔离段(5)呈品字形分布，所述扩压器(4)位于两个所述隔离段(5)的正上方。
...【技术特征摘要】
1.一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，包括三维乘波前体(1)、三维压缩内转式进气道(2)、多通道分流段(3)、扩压器(4)和隔离段(5)，所述三维压缩内转式进气道(2)的入口与所述三维乘波前体(1)的末端连接，所述多通道分流段(3)的入口与所述三维压缩内转式进气道(2)的出口连通，所述多通道分流段(3)的出口分别与所述扩压器(4)的入口及所述隔离段(5)的入口连通。
2.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道，其特征在于，所述三维乘波前体(1)具有乘波特征，所述三维乘波前体(1)的横截面为中间低、两侧边缘高的下凸构型，沿所述三维乘波前体(1)的尖前缘顶点向后，所述三维乘波前体(1)的横截面宽度逐渐变大，所述三维乘波前体(1)的末端横截面宽度与所述三维压缩内转式进气道(2)的入口宽度相同，所述三维压缩内转式进气道(2)的压缩面入口形状与所述三维乘波前体(1)末端的下表面形状相同。
3.根据权利要求1所述的一种品字形排列的多通道宽速域可调进气...
【专利技术属性】
技术研发人员：曲俐鹏，吴颖川，陈锐杰，杨大伟，卫锋，袁仕果，任鑫磊，杨辉，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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