[发明专利]基于特种气囊的轴对称可变形进气道

说明书

技术领域

本发明涉及一种进气道，尤其是一种用于飞行器上可变形进气道。

背景技术

作为超声速飞行器推进系统的重要部件之一，进气道肩负着捕获来流以及对来流进行减速、增压、整流等多项功能，因而其设计相当关键，其总静压恢复特性、流量捕获特性以及阻力特性等直接影响着推进系统的工作效率及运行能力。目前，一般认为进气道的总压恢复系数对发动机的推力影响最为直接，每1％的总压恢复系数增加即对应着发动机推力1.5％的增加。然而，常规设计的定几何超声速进气道为了保证在低马赫数下的起动性能，一般其喉道面积要远大于巡航状态下所需的最佳面积。这样，在飞行器的巡航状态，进气道的总压恢复性能较差，显然这严重制约着推进系统性能的发挥。为此，有必要根据飞行器的工况对进气道的喉道面积进行有效的调节。

对于轴对称进气道来说，其中心体为旋成的三维曲面，难以通过设置铰链、转轴等方式进行型面控制，因此对其喉道面积的调节具有较大难度。目前，研究得较多的技术途径是将喉道倾斜，并设置专门机构驱动中心体前后移动，从而达到调节进气道喉道面积的目的。然而，该技术虽然可以实现对进气道喉道的调节，但是付出的代价也是相当昂贵的：首先，在低马赫数工作时中心体前移会导致进气道的口部溢流加大，进入发动机的空气流量减小，对飞行器的加速、爬升性能不利；其次，中心体驱动机构的设置还带来了进气道重量增加、有效空间下降、可靠性降低、控制和封严困难等一系列问题。

因此，需要一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

为了解决现有定几何超声速进气道巡航性能差、可调进气道附加代价高等缺点，本发明提供一种基于特种气囊的轴对称可变形进气道，该基于特种气囊的轴对称可变形进气道可提高飞行器巡航性能，并且还具有调节方便，结构简单，调节的附加代价低的优点。

为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案：

一种基于特种气囊的轴对称可变形进气道，其包括前锥尖、位于前锥尖外侧的进气道唇罩、与前锥尖连接的特种气囊、高压气源以及连接高压气源及特种气囊的进气管，所述特种气囊与进气道唇罩之间形成进气道喉道。

本发明基于特种气囊的轴对称可变形进气道通过设置特种气囊于进气道喉部，从而可以通过调整特种气囊的体积来达到调整进气道喉道的喉道面积，从而能够保证进气道拥有较高的总压恢复系数，对提高飞行器巡航性能特别有利，并且调节特种气囊的体积简单方便，调节的附加代价低，充分利用飞行器内部空间，易于实现。

附图说明

图1是本发明基于特种气囊的轴对称可变形进气道的剖面结构示意图。

具体实施方式

请参阅图1所示，本发明公开了一种基于特种气囊的轴对称可变形进气道，其包括前锥尖1、位于前锥尖1外侧并围绕前锥尖1的进气道唇罩2、与前锥尖1连接的特种气囊3、高压气源8、连接高压气源8及特种气囊3的进气管9、设于进气管9上的充气阀门7、放气阀门6及连接放气阀门6与特种气囊3的放气管12。所述特种气囊3与进气道唇罩2之间形成进气道喉道10。所述特种气囊3设有金属芯5及覆盖于金属芯5上的弹性层13，该弹性层13与金属芯5围成气腔11。所述弹性层13由耐热橡胶制成，且该弹性层13内收容有内编织物4，并通过调节内编织物4中经线和纬线的角度维持弹性层13在不同充气压力时的形变和外表面轮廓。所述金属芯5、弹性层13及气囊编织物4一体成型。所述进气管9及放气管12均穿过该金属芯5与气腔11连接。

请继续参阅图1所示，使用本发明基于特种气囊的轴对称可变形进气道时，使用高压气源8通过进气管9对特种气囊3进行充气，或者通过放气管12对特种气囊3进行放气，而使特种气囊3在不同充气压力下的不同外型面与进气道唇罩2内型面相配合，使进气道喉道10在不同的工作条件下拥有最佳的喉道面积，从而保证进气道拥有较高的总压恢复系数，对提高飞行器巡航性能特别有利，并且还具有调节方便，结构简单，调节的附加代价低，充分利用飞行器内部空间，易于实现等特点。在本实施方式中，由于该进气道为轴对称设置，故特种气囊3同样为轴对称的设置，并与进气道唇罩2形成一个轴对称的进气道喉道10。

本发明基于特种气囊的轴对称可变形进气道可根据不同的设计需要，可对进气道主体外压缩面合理安排以达到最佳的外压缩波系配置，即外压缩锥面根据进气道工作马赫数范围合理选取压缩面级数和压缩角。为获得最佳的调节效果并减小进气道工作时的总压损失，对特种气囊在不同充气压力下的变形量进行标定，并以此为依据合理选取进气道不同工作条件下的特种气囊充气压力。

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。