[实用新型]一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道

说明书

本实用新型公开了一种Ma0‑6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道，主要由固定唇罩型面、前后平移中心锥和分流板部件，构成涡喷与双模态冲压双通道，两通道在马赫数0‑6+范围一直处于打开状态。随来流马赫数升高，中心锥前移保证宽范围内激波封口，进气道流量系数1.0；分流板与中心锥联动，保证涡喷与冲压两通道收缩比都随马赫数升高而增加并按需求调节两通道流量分配。在高马赫数下，冲压通道可由亚燃模态转变为超燃模态。

技术领域

本实用新型属于航空航天飞行器高超进排气系统技术领域，具体涉及一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道。

背景技术

进气道作为吸气式发动机的一个重要组成部件，其流量捕获系数是其关键性能参数之一。传统的定几何进气道在设计点时性能达到预期要求，但在非设计点状态下，进气道头部激波会发生较大变化，导致捕获流量能力大幅下降，因此其在宽广马赫数范围内工作时无法始终为发动机提供足够的所需流量。在宽范围预冷+冲压组合发动机中，涡喷通道在预冷器的作用下和冲压通道全工况均处于工作状态，为满足发动机性能需求，需匹配一种在宽工作范围内均能为双通道提供充足流量的进气道构型，我们为此设计了一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道。

发明内容

发明目的:针对Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机，本实用新型提供一种轴对称可调进气道，其涡喷通道和冲压通道在全工况下均能为发动机提供足量的所需流量，并且能满足各自通道不同工况下的性能要求。

技术方案:为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案为:

一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道，包括固定部件唇罩、活动部件中心锥和活动部件分流板，其中所述分流板型面分为内型面和外型面，所述分流板在全工况下始终位于所述唇罩和所述中心锥之间，所述分流板的后部为水平伸缩段，中心锥通过一伸缩结构固定在分流板的后部；

所述中心锥和所述分流板根据飞行工况需求联动，作前后伸缩平移运动，中心锥和所述分流板内型面、唇罩与分流板外型面分别构成先收缩后扩张的涡喷通道、双模态冲压通道，该两个通道在Ma0-6+范围内一直处于打开状态。

进一步的，所述唇罩由等宽的尾段与开口逐次减小的前段组成；

所述分流板前后由扇叶段和水平伸缩段组成，所述水平伸缩段的尾端固定在唇罩尾端的支架处，位于所述分流板前部扇叶段的内型面由内至外由扩张段、等距段和收缩段组成，扇叶段的外型面由内至外由内扩段、外缩段组成；分流板经水平伸缩段进行前后伸缩平移运动；

所述中心锥由中间的圆柱段与前后两圆锥段组成，后部圆锥段通过伸缩结构固定在分流板的水平伸缩段之间，经伸缩结构进行前后伸缩平移运动。

进一步的，当中心锥、分流板完全后缩时，中心锥的前部圆锥段与内型面的收缩段平行，且所述中心锥的圆柱段与内型面的等距段匹配；前移过程中，涡喷通道、双模态冲压双通道逐渐减小，在此过程中，根据来流马赫数调整中心锥水平移动距离，保持激波封口。

进一步的，所述分流板的水平伸缩段尾端后部圆锥段通过套筒结构固定在分流板的水平伸缩段之间的垂直支撑架上，进行前后伸缩平移运动。

进一步，随来流马赫数升高，所述中心锥水平前移保证宽范围内激波封口，进气道流量系数保持在1.0。

进一步，所述分流板与所述中心锥联动，保证所述涡喷通道与所述双模态冲压通道收缩比都随马赫数升高而增加；水平移动所述分流板可调节所述涡喷通道和所述双模态冲压通道的流量分配；一段距离内，所述进气道最大迎风面积较捕获面积沿程有明显增加。

进一步，在低马赫数下，所述分流板与所述中心锥相对距离较大，所述涡喷通道喉道处于靠后位置，收缩比较小，满足进气道起动性能；在高马赫数下，所述分流板与所述中心锥相对距离较小，所述涡喷通道喉道前移，面积减小，收缩比达到最大值。