[發(fā)明專利]一種剛性/柔性組合調(diào)節(jié)的連續(xù)可調(diào)進氣道及控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710454850.2
• 申請日: 2017-06-15
• 公開（公告）號: CN107191273B
• 公開（公告）日: 2018-12-14
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 譚慧俊;莊逸;凌棫;孫姝;張悅;黃河峽
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;F02C7/057
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明提供了一種剛性/柔性組合調(diào)節(jié)的連續(xù)可調(diào)進氣道，通過變幾何組件中剛性活動組件和柔性變形部件的組合調(diào)節(jié)可以控制進氣道內(nèi)收縮比，適應不同飛行馬赫數(shù)對于進氣道內(nèi)收縮比的需求。飛行馬赫數(shù)上升時，驅(qū)動裝置推動滑動桿向進氣道進口方向運動，進氣道內(nèi)收縮比變大，提升進氣道總壓臨界性能；當飛行馬赫數(shù)下降時，驅(qū)動裝置拉動滑動桿向遠離進氣道進口方向運動，進氣道內(nèi)收縮比變小，進氣道起動能力提升。通過調(diào)節(jié)進氣道內(nèi)收縮比的大小，在較寬工作包線范圍內(nèi)解決常規(guī)進氣道面臨的低速起動能力與高速性能之間的矛盾。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計領(lǐng)域，尤其是一種超聲速飛行器進氣道。

背景技術(shù)

超聲速進氣道作為高速飛行器的關(guān)鍵部件之一，不僅肩負著流量捕獲與調(diào)節(jié)、來流動能轉(zhuǎn)化與利用等功能，還在調(diào)節(jié)出口流速大小與均勻性及隔離上下游擾動等方面起著重要作用。同時，由于超聲速進氣道是連接推進系統(tǒng)和飛行器的重要部件，因而其也會對飛行器的氣動力特性、結(jié)構(gòu)重量及隱身性能產(chǎn)生顯著影響。據(jù)分析，對于飛行馬赫數(shù)在2.0以下的常規(guī)航空渦輪發(fā)動機而言，進氣道總壓恢復系數(shù)每上升1％，可使其推力增加1.5％，單位燃油消耗率下降2.5％，而對于更高馬赫工作的沖壓發(fā)動機，其總推力的50％以上來源于復雜進排氣系統(tǒng)。因此，為吸氣式推進系統(tǒng)配備性能優(yōu)良的進氣道，對整個推進系統(tǒng)乃至整個飛行器綜合性能的提高具有重要的現(xiàn)實意義。

隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，目前對超聲速飛行器在較寬工作馬赫數(shù)下的綜合性能提出了更高的要求，為此發(fā)動機必須要在寬馬赫數(shù)、大攻角范圍內(nèi)可靠工作且獲得較高性能。然而，傳統(tǒng)發(fā)動機進氣道均基于某一特定馬赫數(shù)設(shè)計，其幾何結(jié)構(gòu)不可變。對于定幾何的進氣道，若其設(shè)計馬赫數(shù)較高，則其在低馬赫數(shù)下會因內(nèi)收縮比過大而難以起動；反之，若其設(shè)計馬赫數(shù)較低，則其在高馬赫數(shù)飛行時會因內(nèi)收縮比較小而使喉道馬赫數(shù)較大，從而在結(jié)尾激波處產(chǎn)生較大損失，帶來進氣道總壓恢復性能低的問題。因此，為滿足進氣道在寬馬赫數(shù)下穩(wěn)定高效工作的需求，有必要通過變幾何方法匹配其內(nèi)收縮比與工作馬赫數(shù)。

對于二元進氣道，其結(jié)構(gòu)較簡單，可通過設(shè)置鉸鏈、轉(zhuǎn)軸等方式對進氣道內(nèi)收縮比進行調(diào)節(jié)。然而，采用這些調(diào)節(jié)方式時，型面之間常常會產(chǎn)生縫隙，為了保證縫隙不至太大而使進氣道內(nèi)壁面產(chǎn)生明顯不連續(xù)，內(nèi)收縮比調(diào)節(jié)范圍有限，因而限制飛行器的工作馬赫數(shù)范圍。此外，這些調(diào)節(jié)方式較少考慮進氣道內(nèi)的激波/邊界層干擾問題。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供一種連續(xù)可調(diào)進氣道，具有適應寬馬赫數(shù)范圍的變幾何調(diào)節(jié)方式，以根據(jù)進氣道的實際工況對內(nèi)收縮比進行調(diào)節(jié)，從而使進氣道在寬工作馬赫數(shù)范圍內(nèi)保持可靠、高效。

為達上述目的，本發(fā)明剛性/柔性結(jié)合的連續(xù)可調(diào)進氣道可采用如下技術(shù)方案：一種剛性/柔性組合調(diào)節(jié)的連續(xù)可調(diào)進氣道，包括進氣道唇罩、位于進氣道唇罩兩側(cè)的側(cè)壁、位于進氣道唇罩前下方的前體壓縮面、連接前體壓縮面后端并向后延伸的內(nèi)壓段、連接內(nèi)壓段后端并向后延伸的喉道段、連接喉道段后端并向后延伸的擴壓段、位于喉道段背對唇罩一側(cè)的轉(zhuǎn)動桿、承載轉(zhuǎn)動桿且自前向后延伸的滑動桿、驅(qū)動滑動桿前后移動的驅(qū)動裝置；所述內(nèi)壓段的前端與前體壓縮面的后端鉸接；所述喉道段的前端與內(nèi)壓段的后端鉸接；所述擴壓段為柔性材料；轉(zhuǎn)動桿的前端鉸接于喉道段背對唇罩的一側(cè)，轉(zhuǎn)動桿的后端鉸接于滑動桿上；當滑動桿向前移動時，轉(zhuǎn)動桿的前端頂住喉道段向唇罩移動使喉道段與唇罩之間的距離變小；當滑動桿向后移動時，轉(zhuǎn)動桿的前端拉回喉道段使喉道段與唇罩之間的距離變大。

有益效果：與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明進氣道中通過設(shè)置通過鉸接及柔性材料配合而形成的可以變形的喉道段、內(nèi)壓段、擴壓段。喉道段、內(nèi)壓段、擴壓段共同形成內(nèi)壓面，并通過滑動桿帶動轉(zhuǎn)動桿的轉(zhuǎn)動而使內(nèi)壓面與唇罩之間的距離拉大或者縮小，由此實現(xiàn)對進氣道內(nèi)收縮比的調(diào)節(jié)。可根據(jù)飛行器工作馬赫數(shù)對進氣道內(nèi)收縮比進行調(diào)節(jié)，從而使進氣道在較寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)都具有良好的性能。

而上述進氣道的控制方法可采用以下技術(shù)方案：