[发明专利]一种超音速进气道防喘结构

说明书

技术领域

本发明涉及飞机超音速进气道领域，具体的说是涉及一种超音速进气道防喘结构。

背景技术

按照气流压缩过程的不同，超音速进气道可分为外压式、内压式、混压式三种类型，其中，外压式超音速进气道多用于飞行马赫数不大于2的超音速飞行器，内压式超音速进气道由于存在起动难题，故而使用不多，混压式超音速进气道兼具外压式和内压式的优点，缓和了内压式超音速进气道的起动困难，能在飞行马赫数2以上的超音速飞行器上使用。近年来，随着各种超音速飞行器的研发和投入使用，超音速飞行器的种类、数量大幅度增加，超音速飞行器的飞行速度也有不断提高的趋势，从而混压式的超音速进气道将获得越来越多的应用。

混压式超音速进气道的气流压缩过程，分为进气道唇口前的超音速气流减速增压阶段、进气道唇口到进气道扩压段结尾正激波的超音速气流减速增压阶段、以及进气道扩压段结尾正激波到进气道出口的亚音速气流减速增压阶段，其中的进气道唇口到进气道扩压段结尾正激波的超音速气流减速增压阶段，超音速气流要经过进气道的喉道位置，根据超音速进气道的气流压缩过程特点，超音速进气道进口气流马赫数（亦即飞行器飞行速度）必须要超过一定的数值，气流才能顺利通过超音速进气道喉道进入进气道内，该超音速进气道进口气流马赫数称为超音速进气道的起动马赫数，当飞行器的飞行速度小于超音速进气道的起动马赫数时，由于进气道的喉道面积限制了进气道内的气流通过能力，超音速进气道将在唇口前出现溢流现象，从而引起进气道阻力的大幅度增加；另一方面，现在的超音速飞行器多采用助推/冲压一体化设计的冲压发动机，在飞行器助推加速未达到进气道起动马赫数之前，进气道的出口被助推器封闭，这将加剧进气道溢流现象，从而加剧进气道溢流阻力，并能引发进气道喘振现象，给飞行器的可控飞行和机体结构安全带来严重的威胁。

为解决超音速进气道的起动前喘振问题，尤其是配装助推/冲压一体化冲压发动机的超音速起动前喘振问题，目前多采用在超音速进气道的唇口附近增加进气道进口堵盖的技术方案，在飞行器助推加速到进气道的起动马赫数之前，依靠该堵盖的封闭作用，阻止气流进入进气道内，从而避免了进气道的喘振现象，当飞行器助推加速到进气道的起动马赫数之后，被助推器封闭的进气道出口打开，该堵盖整体外抛或者火药炸碎后从进气道内吹走，从而打开进气道内流通道，超音速气流进入进气道并建立设计要求的流动场，超音速进气道开始正常工作。

目前的进气道进口堵盖技术方案，通过阻止气流进入进气道内的方式，能解决飞行器加速过程中飞行速度小于进气道起动马赫数时的进气道喘振问题，但是，该技术方案对进气道起动前的进气道阻力大幅度问题是基本上是无能为力的；且堵盖的设计、制造、安装困难；整体外抛式堵盖的抛放过程对飞行器机身具有威胁；火药炸碎后从进气道吹走的堵盖碎片很可能撞坏进气道内的气流传感器以及发动机内的其他部件设备等。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种超音速进气道防喘结构。

为了实现本发明的目的，本发明采用的技术方案为：

一种超音速进气道防喘结构，包括由进气道、防喘作动机构，进气道出口位置附近开设有放气口，防喘作动机构位于进气道内的放气口旁边，防喘作动机构可封闭放气口。 

防喘作动机构包括作动筒基体、作动活塞、止动销、压簧、盲堵、插座、盖板，盖板的尺寸与放气口匹配，作动筒基体内开有活塞筒，活塞筒的一端有作动活塞，活塞筒的另一端有插座，在插座与动作活塞之间填装有火药，作动活塞的端头安装有盖板，活塞筒的侧面开止动销孔，止动销、压簧、盲堵安装于止动销孔内，盲堵和压簧把止动销压在动作活塞的侧面上，插座连接点火控制信号。

作动活塞的侧面开有防转动线槽和止动槽，沿作动活塞表面开的防转动线槽与作动活塞轴线平行，止动槽开在防转动线槽上且朝向作动活塞轴中心，止动销可插入防转动线槽或止动槽内。

作动筒基体的活塞筒出口边缘有个凸台，作动活塞上有台阶状结构与凸台匹配，凸台把作动活塞限位在作动筒基体的活塞筒内。

凸台厚度h为0.4-1.0毫米。

本发明的有益效果在于：1、解决了进气道的喘振问题，避免了进气道喘振对进气道及飞行器机身结构的破坏性作用；2、进入进气道的大量气流将从该放气口处排出进气道外，从而能明显减弱进气道唇口前的溢流现象，进气道溢流阻力得以明显减小；3、能给飞行器提供额外的升力作用；4、设计、制造、安装都相对简单；4、放气口无抛出物，不会威胁到飞行器上的其他部件；5、整体结构紧凑、尺寸重量小、对进气道的性能影响小。

附图说明