[发明专利]一种主动冷却进气道安装结构

说明书

本发明涉及一种主动冷却进气道安装结构，其包括：机身，其包括机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身本体的一侧，所述进气道的后端与所述机身后部固定，所述进气道的侧边具有侧边法兰，所述侧边法兰上设有凸台，且所述凸台沿所述进气道的长度方向延伸，所述机身本体与所述侧边法兰接触处设有第一凹槽，所述凸台可插入所述第一凹槽内，且所述侧边法兰与所述机身本体贴合，所述第一凹槽的宽度大于所述凸台的宽度，因此，当进气道在高温下时，进气道受热可以沿第一凹槽的长度方向和宽度方向变形移动，进气道安装于机身时可以适应热变形匹配，凸台与第一凹槽紧密贴合后可以形成迷宫密封结构，保证进气道安装于机身的热密封可靠性。

技术领域

本发明涉及飞行器进气道领域，特别涉及一种主动冷却进气道安装结构。

背景技术

吸气式飞行器飞行速度快、突防能力强、射程远，是未来航天领域的研究发展方向。冲压发动机是飞行器的核心部件，主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管构成。进气道作为冲压发动机的核心部件之一，其主要作用是对自由来流进行减速增压，提供稳定的气流供给燃烧室燃烧，进气道总体性能的优劣直接影响着发动机的性能。

相关技术中，飞行器高速飞行时，进气道承受着严酷的热环境，尤其是进气道前缘等部位，热流极大、温度极高，采用冷却介质主动冷却的方案是进气道热管理的有效途径，可以将该部位的温度控制在普通金属的使用温度范围内，目前新型的飞行器进气道与机身常采用一体化的设计结构，进气道的蒙皮作为机身一部分，仍旧承受严酷的热环境。相比传统的纯粹靠结构耐温的进气道，主动冷却式进气道热情况大大改善。

但是进气道与机身的一体化安装仍旧是设计的一大难点，安装设计需要考虑进气道与机身的热变形匹配和热密封的问题。

发明内容

本发明实施例提供一种主动冷却进气道安装结构，以解决相关技术中进气道安装于机身时热变形匹配和热密封的问题。

第一方面，提供了一种主动冷却进气道安装结构，其包括：机身，其包括机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身本体的一侧，所述进气道的后端与所述机身后部固定，所述进气道的侧边具有侧边法兰，所述侧边法兰上设有凸台，且所述凸台沿所述进气道的长度方向延伸，所述机身本体与所述侧边法兰接触处设有第一凹槽，所述凸台可插入所述第一凹槽内，且所述侧边法兰与所述机身本体贴合，所述第一凹槽的宽度大于所述凸台的宽度。

一些实施例中，所述机身本体包括：机身壳体，其外壁设有第一防隔热层，所述第一防隔热层设有所述第一凹槽。

一些实施例中，所述进气道的后端具有后端法兰，所述后端法兰通过固定件与所述机身后部的后部框固定，所述后部框靠近所述进气道的一侧设有后隔热板。

一些实施例中，所述后端法兰的下方设有后端蒙皮，所述机身后部外固设有第二防隔热层，所述后端蒙皮与所述第二防隔热层贴合。

一些实施例中，所述第二防隔热层与所述后端蒙皮接触处设有第二凹槽，所述第二凹槽的底面与所述后端蒙皮贴合，且所述第二凹槽的一侧与所述后端蒙皮之间具有空隙可供所述后端蒙皮热变形移动，所述后端蒙皮靠近所述后端法兰的一侧设有凸起。

一些实施例中，所述进气道的前端具有前端法兰，所述前端法兰上设有调节孔，通过竖直固定件穿过所述调节孔将所述前端法兰和所述机身本体的前安装框连接，所述调节孔的内轮廓尺寸大于所述竖直固定件的横截面的尺寸。

一些实施例中，所述调节孔沿所述进气道长度方向的尺寸大于垂直于所述进气道长度方向的尺寸。

一些实施例中，所述前端法兰与所述前安装框连接处设有整流板，所述整流板为L型板，所述整流板包括水平板和竖直板，所述水平板与所述进气道贴合，所述竖直板插入所述前安装框，且与所述前安装框贴合，所述调节孔位于所述整流板内侧。

一些实施例中，所述竖直板靠近所述前安装框的一侧设有第一前隔热板，所述竖直板远离所述前安装框的一侧设有第二前隔热板。