[發(fā)明專利]用于組合發(fā)動機(jī)的軸對稱雙模態(tài)進(jìn)氣道及模態(tài)切換方法

有效

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• 申請日: 2019-04-10
• 公開（公告）號: CN109915263B
• 公開（公告）日: 2020-04-07
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張悅;王子運(yùn);陳亮;譚慧俊;王超;林正康
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/057
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明公開了一種用于組合發(fā)動機(jī)的軸對稱雙模態(tài)進(jìn)氣道及模態(tài)切換方法，包括中心體、唇罩、喉道、低速渦輪通道、高速沖壓通道、固定支板、模態(tài)切換部件、液壓作動裝置。模態(tài)切換部件被推至最后方，此時低速渦輪通道完全打開，進(jìn)氣道處于渦輪模態(tài)；模態(tài)切換部件被推至最前方，此時高速沖壓通道完全打開，進(jìn)氣道處于沖壓模態(tài)。本發(fā)明提供能夠為組合發(fā)動機(jī)提供最為合適的工作模態(tài)，由此兼顧了進(jìn)氣道在高、低速下的氣動性能，保證了組合發(fā)動機(jī)可以在較寬泛的飛行包線內(nèi)有效工作，且同時具備迎風(fēng)面積小、布局緊湊、內(nèi)部可用容積率大等優(yōu)點。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計領(lǐng)域，尤其是一種可用于組合發(fā)動機(jī)的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式進(jìn)氣道。

背景技術(shù)

進(jìn)氣道是吸氣式組合發(fā)動機(jī)的重要組成部分，根據(jù)相關(guān)研究，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)每增加1％，就能使發(fā)動機(jī)推力增加1.5％。就進(jìn)氣道的功能而言，其不僅要在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)向組合發(fā)動機(jī)高效地提供一定壓力、溫度和流量的空氣，還承擔(dān)著工作模態(tài)切換、出口流場均勻性調(diào)節(jié)以及隔離上下游擾動等多項重要任務(wù)。為此，如何設(shè)計可用于組合發(fā)動機(jī)的多模態(tài)進(jìn)氣道就成為了提高吸氣式組合發(fā)動機(jī)性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。

TBCC進(jìn)氣道是最為常見的一種組合發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，該類進(jìn)氣道由兩個流道構(gòu)成，分別對應(yīng)發(fā)動機(jī)的渦輪工作模態(tài)和沖壓工作模態(tài)。出于設(shè)計便捷、結(jié)構(gòu)簡單、易于實現(xiàn)模態(tài)切換等角度的考慮，設(shè)計者大多將二元進(jìn)氣道應(yīng)用于TBCC發(fā)動機(jī)。根據(jù)渦輪模塊和沖壓模塊布局方式和相對位置的不同，二元TBCC進(jìn)氣道可分為并聯(lián)式和串聯(lián)式，其中并聯(lián)式還可以進(jìn)一步細(xì)分為外并聯(lián)式和內(nèi)并聯(lián)式。由于二元TBCC進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面是由二維平面曲線沿展向簡單拉伸而成，因此在實現(xiàn)發(fā)動機(jī)模態(tài)切換時，只需要在進(jìn)氣道前體或者內(nèi)部布置一個二元分流板，令其以展向為軸作定軸轉(zhuǎn)動，便可以起到模態(tài)選擇閥的作用，從而實現(xiàn)流道的開關(guān)切換和發(fā)動機(jī)工作模態(tài)的轉(zhuǎn)換。

除二元進(jìn)氣道之外，另外一種常見的進(jìn)氣道構(gòu)型是三維軸對稱進(jìn)氣道，這類進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面是由二維曲線繞中心軸旋轉(zhuǎn)而成的三維型面。相比于二元進(jìn)氣道，軸對稱進(jìn)氣道具有迎風(fēng)面積小、布局緊湊、進(jìn)氣道出口周向畸變小等優(yōu)點，在工程應(yīng)用中十分廣泛，例如俄羅斯的“布拉莫斯”巡航導(dǎo)彈就采用了軸對稱構(gòu)型的進(jìn)氣道。然而，在采用三維軸對稱進(jìn)氣道的場合，設(shè)計者難以像上述二元TBCC進(jìn)氣道那樣布置可轉(zhuǎn)動的分流板，這就意味著一旦采取軸對稱進(jìn)氣道構(gòu)型，設(shè)計者很難將渦輪通道和沖壓通道并聯(lián)布置，而不得不采用串聯(lián)式的布局方案，例如美國SR-71黑鳥飛機(jī)所配備的J-58發(fā)動機(jī)。但是，串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道在高馬赫數(shù)飛行時難以保護(hù)渦輪模塊，渦輪模塊在高速飛行時會帶來很大的流動損失，從而影響發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)下的總體性能。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明提供一種能夠在在渦輪模態(tài)和沖壓模態(tài)兩種模態(tài)下相互切換的軸對稱雙模態(tài)進(jìn)氣道，使得飛行器在寬廣的飛行包線內(nèi)都能高效地工作。

技術(shù)方案：為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明可采用以下技術(shù)方案：

一種用于組合發(fā)動機(jī)的軸對稱雙模態(tài)進(jìn)氣道，包括中心體、圍繞中心體的唇罩；所述中心體與唇罩之間的空間形成進(jìn)氣道的內(nèi)通道；所述中心體包括向前延伸出唇罩的中心體前部、中心體中部及向后延伸入唇罩的中心體后部，且中心體后部為橫截面非線性縮小的準(zhǔn)錐形；中心體中部與唇罩之間形成進(jìn)氣道喉道；

所述唇罩內(nèi)部還設(shè)置有模態(tài)切換部件；該模態(tài)切換部件包括位于中心體內(nèi)部的驅(qū)動裝置、安裝在中心體后部上的滑動支板、連接在滑動支板上的滑動分流器；所述滑動分流器為中空的圓筒體；

所述中心體后部上開設(shè)有貫穿中心體后部兩側(cè)的導(dǎo)槽，所述滑動支板穿過該導(dǎo)槽，所述驅(qū)動裝置設(shè)有在中心體后部內(nèi)部并與滑動支板連接的驅(qū)動桿，該驅(qū)動桿前后移動而帶動滑動支板及滑動分流器在導(dǎo)槽中前后移動；滑動分流器的后端固定在滑動支板上且滑動分流器圍繞中心體后部設(shè)置；所述滑動支板上還連接有圓筒狀的自滑動支板向后延伸的內(nèi)層通道管；該內(nèi)層通道管與唇罩之間形成向后延伸的沖壓通道，與中心體后部形成向后延伸的渦輪通道；