[发明专利]一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道

说明书

本发明公开了一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，包括二级中心锥、整流罩、内外涵分流模块和支撑块；所述整流罩的内部设置有通道，作为外涵；所述整流罩内壁与二级中心锥之间设置有通道，作为内涵；所述内外涵分流模块位于整流罩上，用于分隔内涵和外涵的流量，通过控制分流面积进行分流调节，不同来流马赫数下对应不同分流开启的面积。本发明所达到的有益效果：本技术方案进行调节时相对简单，避免了类似变几何措施的复杂结构；通过转动挡板控制旁路开孔面积，实现不同马赫数下流量匹配目标；旁路气流可以降低涡轮发动机温度；无溢流阻力，进气道阻力小。

技术领域

本发明涉及一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，属于组合动力进气道气动设计技术领域。

背景技术

近年来，超音速飞行器成为各军事强国的“杀手锏”武器。由于单一的吸气式推进系统无法实现从地面起飞到超声速乃至高超声速的宽速域飞行目标，因此涡轮基组合循环(The turbine-based combined cycle,TBCC)发动机是可行方式之一。

进气道作为TBCC发动机主要迎风部件，发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量，其性能的优劣对吸气式推进系统乃至整个飞行器的气动性能均具有重要的影响。

为实现宽速域飞行，解决不同飞行状态下(尤其是低马赫数下)发动机的流量要求，TBCC进气道通常采取几何型面可变措施。美国的SR-71及RATTLES导弹采用了可移中心锥及旁路放气措施，提升进气道稳定工作范围；美国的“台阶式”进气道及日本的“伞”形、MRD进气道通过移动前体，实现前体压缩面可调以改变激波角，实现低马赫数起动；LoisJ.Weir等人提出了一种喉道面积可调的TCCB型轴对称变几何进气道。在低飞行马赫数时，通过转动进气道在中心一周均匀分布三个可以向内偏转的压缩板，扩大喉道面积，使进气道起动。

以上几种常见的变几何方案虽然一定程度上解决了进气道与发动机的流量匹配问题，但由于采取了变几何措施，导致进气道结构较为复杂，且通常要在变几何基础上辅助一些列复杂的流场控制措施，增加了控制的复杂性,且对进气道型面改动较大。

因此，设计一种简单的、对进气道气动型面改动较小的、实现流量匹配目标的进气道设计思路及方案是很有必要的。

发明内容

为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，调节组合动力进气道(TBCC)中涡轮或冲压发动机的流量，实现进气道/发动机流量匹配。

为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：

一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，包括二级中心锥、整流罩、内外涵分流模块和支撑块；所述整流罩的内部设置有通道，作为外涵；所述整流罩内壁与二级中心锥之间设置有通道，作为内涵；所述内外涵分流模块位于整流罩上，用于分隔内涵和外涵的流量，通过控制分流面积进行分流调节，不同来流马赫数下对应不同分流开启的面积；所述外涵连接冲压发动机，内涵连接涡轮发动机；所述支撑块采用周向均匀分布，将二级中心锥与整流罩连接。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所述内外涵分流模块包括旁路活门和旁路挡圈；所述旁路活门设置有若干孔组；所述旁路挡圈通过转动控制所有孔组所露出的孔面积大小。

优选地，所述旁路挡圈通过原地自转控制所有孔组所露出的孔面积大小。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，每组所述孔组中设置有若干个孔。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所述孔均为圆周方向上45°圆角孔，倾斜角度30°。

前述的一种基于内流双涵调节控制的组合动力进气道，其特征是，所有所述孔组呈中心对称分布。