[发明专利]一种唇罩平移的二元超声速变几何进气道

说明书

一种唇罩水平移动的二元进气道，包括带有压缩面的进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩、以及同侧安装在进气道唇罩尾部的进气道扩张段；所述进气道主体与其外侧同侧安装的进气道唇罩和进气道扩张段之间为进气道内通道，该内通道上设有喉道；该喉道采用倾斜方式，用以使唇罩向前移动时增大喉道高度；该进气道唇罩沿着水平方向随来流马赫数的变化移动、以满足该进气道在不同来流马赫数下的工作性能，即在不同来流马赫数下进气道流量系数、喉道马赫数、总压恢复系数满足设计要求。本发明通过对进气道唇罩的移动，实现进气道喉道面积的变化，与其它变几何进气道相比，结构简单，且具有可靠性高，可实现性强的优点。

技术领域

本发明涉及吸气式超声速飞行器设计领域，具体涉及一种唇罩平移的二元超声速变几何进气道。

背景技术

航空发动机作为飞机的心脏，是飞机的动力来源；进气道作为航空发动机的一个重要部件，其作用是对捕获的气流进行预压缩，从而向后面的工作部件——压气机提供需要的流场；其性能和所提供的流场品质，决定着发动机能否正常工作以及发动机的工作性能。因此进气道的设计是航空发动机设计的关键一环。

与飞行器飞行一样，进气道的主要工作状态可以分为静止或起飞状态、爬高状态、平飞状态(巡航状态)和俯冲状态，进气道必须能在这四种状态中正常进行工作。在设计进气道时，一般选择平飞状态作为进气道的设计点，这就要求进气道在设计点时综合性能处于最优状态，而在其他状态下进气道性能可能会略有下降，但必须能够正常进行工作。根据进气道原理一书，单一型面下超声速定几何进气道是无法满足所有来流马赫数下都能正常工作；这是因为定几何进气道的喉道面积固定，而当来流马赫数为亚音速或低超音速时，进气道必须有较大的喉道面积以保证气流顺利通过，在进气道喉道处不至于发生壅塞而使得进气道无法正常工作；而当来流马赫数为较高超音速时，进气道需要有较小的喉道面积以保证对气流的压缩能力；此种矛盾在定几何进气道下是无法调和的，因此现有超声速进气道大都采用变几何方式来拓宽进气道的工作范围。

目前，超声速进气道的变几何方式主要为唇口旋转、楔板可调等。此等方式虽然能够拓宽进气道的工作范围，但在实际工程应用中存在结构复杂、工艺加工困难、可实现性及可靠性较差等问题。因此为满足进气道能够在飞行器所处的各状态下均能正常工作，需要一种几何变形简单，结构可靠的进气道设计方案来解决上述问题。

发明内容

本发明为解决现有技术存在的问题，提出一种唇罩平移的二元超声速变几何进气道，目的在于解决现有超声速进气道的变几何方式存在结构复杂、工艺加工困难、可实现性及可靠性较差等问题。

本发明为解决其技术问题提出以下技术方案：

一种唇罩平移的二元超声速变几何进气道，该进气道由上、下、前、后四面围合而成，下面为位于进气道底部的带有压缩面的进气道主体1-1，前面和后面为垂直安装在进气道主体1-1两侧的进气道前侧板1-2、以及进气道后侧板1-3，上面为与进气道主体1-1相对而设的位于进气道顶部的进气道唇罩2、以及同侧安装在进气道唇罩2尾部的进气道扩张段3；所述进气道主体1-1、进气道前侧板1-2、进气道后侧板1-3、进气道唇罩2和进气道扩张段3之间为进气道内通道4，该内通道4上设有喉道4-1；其特征在于：

该喉道4-1采用倾斜方式，用以使唇罩向前移动时增大喉道4-1高度；该进气道唇罩2沿着水平方向随来流马赫数的变化移动、以满足该进气道在不同来流马赫数下的工作性能，即在不同来流马赫数下进气道流量系数、喉道马赫数、总压恢复系数满足设计要求；所述喉道为：唇罩2倾斜部分与进气道主体1-1平行处所构成，喉道长度为平行处平行线最短距离确定。

进一步地，该进气道主体1-1的压缩面由等熵压缩面构8成，其后的楔板6与等熵压缩面8相切，且楔板6上布有一定数量和大小的溢流孔。