[发明专利]一种支板升降可调型下颌式超声速进气道

说明书

本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。

技术领域

本发明属于宽范围、长航时工作的冲压发动机领域，主要涉及一种宽马赫数范围、高性能工作的超声速进气道，具体是一种支板升降可调型下颌式超声速进气道。

背景技术

现有超声速进气道通常采用下颌式进气形式，并且随着飞行器对超声速进气道工作马赫数范围及性能要求的不断提高，固定几何的下颌式超声速进气道已经很难适应这种高要求，需要研制结构可调的下颌式超声速进气道。

目前，针对轴对称进气道，主要通过调节中心体位置、中心体直径、中心体可变形鼓包、中心体多层级伸缩及多层壳体等实现进气道调节；针对二元进气道，主要采用调节压缩面及唇口角度来实现进气道调节。但是，以上调节方式的调节机构通常结构比较复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的要求。

发明内容

针对现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题，本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，该支板升降可调型下颌式超声速进气道主要适用于宽马赫数范围、长航时工作的冲压发动机。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；所述超声速进气道为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段和内压缩段，所述内压缩段包括超声速内压缩段和亚声速内压缩段，所述超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；所述升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内，且升降支板的厚度h大于进气道喉部的高度h_t；所述作动机构设置在飞行器仪器舱内，且与升降支板连接，作动机构带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节；在高马赫数下工作时，将升降支板调升，进气道喉部的流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复；当在低马赫数下工作时，将升降支板下降，使进气道喉部的流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；所述密封机构设置在调节孔内，用于避免超声速进气道内的高温气流从调节孔泄漏到飞行器仪器舱。

进一步地，所述调节孔为楔形孔，所述升降支板为楔形结构，升降支板的上游迎风面梭形角度为15°～45°，下游背风面梭形角度为30°～90°，进气道扇形角度为120°～150°。

进一步地，所述升降支板为n个，n个升降支板沿超声速进气道的轴线在进气道喉部内均布，所述超声速进气道的当前来流马赫数Ma_x与升降支板行程x的关系如下：

其中，A_t0为最小起动马赫数对应的理论喉道面积，μ(α，β)为升降支板的流阻系数，α为升降支板的上游迎风面梭形角度，β为升降支板的下游背风面梭形角度；n为升降支板的数量，k为升降支板梭形结构的最宽尺寸，q(Ma_x)为流量函数，为当前马赫数下的流量系数，σ_s为当前马赫数下进气道喉道上游的总压恢复系数。

进一步地，所述作动机构对升降支板实现无级升降调节或多级升降调节。

进一步地，所述作动机构包括高压气瓶、作动筒、减压阀和两位三通阀；所述高压气瓶与作动筒的两端通过管路连接，所述作动筒内设置有与升降支板固连的支杆，通过控制设置在管路上的减压阀和两位三通阀，使得支杆在作动筒内移动，进而对升降支板的位置进行调整。

进一步地，所述密封机构为石墨密封圈。