【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器设计，尤其涉及一种模态切换与喉道面积耦合调节的进气道及控制方法。
技术介绍
1、吸气式组合发动机作为高超声速飞行器的动力装置，其工作特点直接决定了高超声速飞行器的飞行速域、空域及任务能力。目前常见的有涡轮基组合循环(turbine-basedcombined cycle,tbcc)发动机、火箭基组合循环(rocket-based combined cycle,rbcc)发动机、空气涡轮火箭(air turbo rocket,atr)发动机等。尽管组合动力发动机的形式十分多样，但其本质上依然是吸气式推进系统，故其上游离不开进气道为其高质量地捕获、压缩来流。但由于进气道此时需要同时面对上游飞行来流的极宽速域和空域(马赫数0～6+、高度0～30km)，以及下游发动机的多个工作流道和模态(工作流道数≥2个，工作模态数≥3)，因此其复杂程度远远超过了传统飞行器进气道(马赫数0～2、高度0～20km；单一流道、单一模态)。轴对称可调进气道是常用的一种宽域进气道形式，工程应用技术成熟，但是轴对称进气道的模态转换技术是一道难题。因此...
【技术保护点】
1.一种模态切换与喉道面积耦合调节的进气道，其特征在于，包括同轴设置的中心锥(1)、可调一级唇罩(2)、可调二级唇罩(3)、模态切换分流板(4)和用于控制可调一级唇罩(2)、可调二级唇罩(3)和模态切换分流板(4)运动的驱动系统，所述模态切换分流板(4)位于中心锥(1)尾部，模态切换分流板(4)与中心锥(1)可相对移动；所述可调一级唇罩(2)围绕于中心锥(1)外侧，所述可调二级唇罩(3)围绕于模态切换分流板(4)外侧；所述可调二级唇罩(3)前端与可调一级唇罩(2)内壁连接，且可调二级唇罩(3)与可调一级唇罩(2)可相对移动；所述模态切换分流板(4)的内壁围绕形成冲压通...
【技术特征摘要】
1.一种模态切换与喉道面积耦合调节的进气道，其特征在于，包括同轴设置的中心锥(1)、可调一级唇罩(2)、可调二级唇罩(3)、模态切换分流板(4)和用于控制可调一级唇罩(2)、可调二级唇罩(3)和模态切换分流板(4)运动的驱动系统，所述模态切换分流板(4)位于中心锥(1)尾部，模态切换分流板(4)与中心锥(1)可相对移动；所述可调一级唇罩(2)围绕于中心锥(1)外侧，所述可调二级唇罩(3)围绕于模态切换分流板(4)外侧；所述可调二级唇罩(3)前端与可调一级唇罩(2)内壁连接，且可调二级唇罩(3)与可调一级唇罩(2)可相对移动；所述模态切换分流板(4)的内壁围绕形成冲压通道(6)，所述模态切换分流板(4)的外壁与可调二级唇罩(3)内壁围绕形成涡轮通道(5)；当模态切换分流板(4)与中心锥(1)贴合时，冲压通道(6)为关闭状态，当模态切换分流板(4)与可调二级唇罩(3)贴合时，涡轮通道(5)为关闭状态。
2.如权利要求1所述的进气道，其特征在于，所述模态切换分流板(4)包括从前至后平滑连接的三段曲面板，第一段曲面板内径及外径均逐渐变小，第二段曲面板与第三段曲面板内径相等且保持不变，第二段曲面板外径逐渐变大，第三段曲板面外径保持不变。
3.如权利要求2所述的进气道，其特征在于，所述第一段曲面板的一段内壁与中心锥(1)后型面形状相同使模态切换分流板(4)移动至最前端时与中心锥(1)贴合，所述中心锥(1)位置固定，不发生移动。
4.如权利要求3所述的进气道，其特征在于，所述可调一级唇罩(2)呈圆筒形，且可调一级唇罩(2)外壁最前端设有外径逐渐变大的过渡面。
5.如权利要求4所述的进气道，其特征在于，所述可调二级唇罩(3)后段呈圆筒形，可调二级唇罩(3)的前端与后段通过若干曲面连接。
6.如权利要求5所述的进气道，其特征在于，所述模态切换分流板(4)前端的外径与可调二级唇罩(3)最小内径相等，模态切换分流板(4)与可调二级唇罩(3)贴合时，模态切换分流板(4)前端与可调二级唇罩(3)最窄处贴合。...
【专利技术属性】
技术研发人员：张悦，张豪，庞明池，谭慧俊，黄子誉，于航，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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