[发明专利]一种可调进气道

说明书

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种可调进气道，采用几何调节和气动调节相结合，通过在进气道中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能，解决与涡轮发动机接力困难的难题。

技术领域

本发明属于航空航天发动机技术领域，涉及一种可调进气道。

背景技术

随着高超声速技术的快速发展，临近空间已经成为世界大国竞相争夺的新边疆，成为国家安全新的战略制高点，临近空间高超声速飞行器逐渐成为各技术先进国家国防建设的重点关注方向。临近空间高超声速飞行器是以吸气式组合发动机为动力，能够水平起降，在稠密大气、临近空间和近地轨道机动飞行的可重复使用高超声速飞行器。

多种吸气式组合发动机中，涡轮发动机与宽范围冲压发动机的组合动力方案最具工程应用前景，但“推力鸿沟”是该方案存在的最大难题。当前宽范围冲压发动机主要采用双模态超燃冲压发动机，其工作马赫数下限为Ma4左右，而现有货架涡轮发动机工作马赫数上限在Ma2.5左右，二者难以实现顺利衔接。目前有借助进气道可调技术来扩宽冲压发动机工作马赫数的技术，但此类技术多为几何调节技术，存在增加进气道调节附加质量、需提升高温动密封需求等问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，一种可调进气道。

本发明的技术解决方案：

一种可调进气道，由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a和b，所述铰链a和b分别位于内收缩段起点和扩张段终点，且所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面可分别绕着所述铰链a和b按设计旋转角度进行旋转。

进一步的，所述进气道可以为1个或至少2个，且在至少2个的基础上，其后面可连接不同工作模态的燃烧室或发动机；

进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的活动端距离唇口型面的垂直距离始终保持相等。

进一步的，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转后，所述内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为进气道的气动喉道型面，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后进气道喉道高度H_th，通过公式(1)得到：

其中，H_th为可调型面旋转后进气道喉道高度，H_c为进气道捕获高度，q(Ma)为流量函数，Ma₀和Ma_th分别为来流马赫数和进气道喉道马赫数，为流量系数，σ_th为进气道喉道总压恢复系数。

进一步的，所述旋转角度包括内收缩段调节型面的旋转角度θ₇和扩张段调节型面的旋转角度θ₈，由公式(2)得到；

其中，H₇为内收缩段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，H₈为扩张段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，H_th为可调型面旋转后进气道喉道高度，L₇为内收缩段调节型面两端点间距离，L₈为扩张段调节型面两端点间距离，θ₂为内收缩段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)，θ₄为扩张段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)。