[發明專利]一種含有舵面的高超聲速進氣道整流罩方案

有效

• 申請號: 202110736484.6
• 申請日: 2021-06-30
• 公開（公告）號: CN113247278B
• 公開（公告）日: 2022-06-03
• 發明（設計）人: 趙一龍;何剛;趙玉新;王振國
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02;B64D29/06
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 趙小龍

本發明公開了一種含有舵面的高超聲速進氣道整流罩方案，包括減阻單元、封堵單元與舵面組件，封堵單元上設有封堵結構；減阻單元的尾部與封堵單元的頭部相連，封堵單元的尾部與進氣道的底部外壁面可拆卸相連；減阻單元內設有空腔，減阻單元的頂部與飛行器的外壁面可拆卸相連；舵面組件包括第一舵面、第二舵面、第一傳動軸、第二傳動軸與驅動機構，驅動機構設在空腔內：第一傳動軸的一端與驅動機構傳動相連，另一端穿過減阻單元的一側后與第一舵面相連；第二傳動軸的一端與驅動機構傳動相連，另一端穿過減阻單元的另一側后與第二舵面相連。僅靠氣動分離力即能實現整流罩分離，有效解決整流罩減小阻力與保證足夠分離力矩不能同時兼顧的矛盾。

技術領域

本發明涉及飛行器進氣道技術領域，具體是一種含有舵面的高超聲速進氣道整流罩方案。

背景技術

整流罩最早是針對火箭運輸有效載荷提出的，用于防止有效載荷受到氣動力、氣動熱以及振動等外界有害環境的影響。常見的結構為蚌殼式(兩半)，由端頭、前錐段、圓筒段、倒錐段和縱向及橫向分離機構等組成。

對于吸氣式高超聲速飛行器而言，為了保證高超聲速進氣道正常工作，往往需要借助其他飛行平臺，如掛載飛機和助推火箭等。高超聲速飛行器被飛行平臺送到指定的飛行高度，并使之達到指定的初始飛行速度。從零速度到指定飛行馬赫數這一過程中，高超聲速飛行器進氣道完全暴露在高總溫空氣來流中，一方面增加了飛行阻力，同時也容易導致進氣道、燃燒室和噴管等部件受損。

為了解決上述問題，目前已有一些現有的解決方案，例如將飛行器的進氣道唇口設計成可旋轉的，唇口在助推階段閉合，防止高總溫氣流進入發動機內部，助推階段結束后唇口旋開。除了旋轉唇口方案，大部分吸氣式高超聲速飛行器都采用專門的可分離的整流罩部件，主要分為大罩方案與小罩方案兩大類，其中，大罩方案采用將整個飛行器或者飛行器的頭部全部罩住，體積重量較大，形狀規則，多為旋成體；小罩方案則是只罩住進氣道，阻止進入進氣道的氣流，體積重量較小，形狀多為不規則構型。

上述現有技術中，旋轉唇口方案需要專門作動機構，結構復雜且不能分離，從而增加巡航飛行器的結構重量。而將整個飛行器或飛行器頭部包裹起來的大罩方案，整流罩的體積和結構重量均較大，助推過程中氣動阻力較大。氣動阻力的增加以及較大的結構重量都導致助推器規模的增加，同時整流罩的加工制造成本也較大。小罩方案需要與彈體和進氣道進行一體化設計。現有的小罩方案為了保證產生足夠的分離氣動力和力矩，設計有較大的氣動壓縮面，壓縮面產生的激波入射到彈體壁面會產生嚴重的激波/邊界層干擾，增加了飛行阻力和彈體及整流罩的熱防護難度。

發明內容

針對上述現有技術中的不足，本發明提供一種含有舵面的高超聲速進氣道整流罩方案，僅靠氣動分離力即能實現整流罩分離，有效解決整流罩減小阻力與保證足夠分離力矩不能同時兼顧的矛盾。

為實現上述目的，本發明提供一種含有舵面的高超聲速進氣道整流罩方案，包括減阻單元、封堵單元與舵面組件，所述封堵單元上設有能夠封堵進氣道入口的封堵結構；

所述減阻單元的頭部收攏于一點，所述減阻單元的尾部與所述封堵單元的頭部相連，且所述減阻單元沿頭部到尾部的方向逐漸增寬、增厚，所述封堵單元的尾部與進氣道的底部外壁面通過第一連接結構可拆卸地固定相連；

所述減阻單元內設有空腔，且所述減阻單元的頂部與飛行器的外壁面通過第二連接結構可拆卸地固定相連；

所述舵面組件包括第一舵面、第二舵面、第一傳動軸、第二傳動軸與驅動機構，所述驅動機構設在所述空腔內：

所述第一傳動軸的一端與所述驅動機構傳動相連，另一端穿過所述減阻單元的一側后與所述第一舵面相連；

所述第二傳動軸的一端與所述驅動機構傳動相連，另一端穿過所述減阻單元的另一側后與所述第二舵面相連。

在其中一個實施例中，所述減阻單元包括迎風底板、迎風側板與連接頂板；