阅读说明：本技术 一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器 (Fixed-geometry wide-speed-range supersonic air inlet, working method thereof and aircraft ) 是由 万丽颖 肖毅 高骏冬 王天绥 卢杰 刘涛 安平 陈尊敬 赵政衡 王春利 万志明 于 2019-12-05 设计创作，主要内容包括：本发明实施例公开了一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器,包括：进气道唇罩,由进气道唇罩和外压缩段形成的内通道,设置于进气道的收缩段的放气腔和气流调节装置；其中,气流调节装置设置于放气腔的放气口位置,被配置为根据对飞行马赫数的要求,调节通过放气口的气流流量；放气腔,被配置为以气流调节装置调节后的气流流量,对进气道的来流进行放气。本发明实施例解决了现有定几何超音速进气道,存在高马赫数状态性能与低马赫数状态起动不兼容的问题。(The embodiment of the invention discloses a fixed-geometry wide-speed-range supersonic air inlet, a working method thereof and an aircraft, wherein the fixed-geometry wide-speed-range supersonic air inlet comprises the following steps: the air inlet channel lip cover is an inner channel formed by the air inlet channel lip cover and an outer compression section, and an air discharge cavity and an air flow adjusting device are arranged at the compression section of the air inlet channel; the air flow adjusting device is arranged at the air discharge port of the air discharge cavity and is configured to adjust the air flow passing through the air discharge port according to the requirement on the flight Mach number; and the air discharge cavity is configured to discharge the incoming flow of the air inlet channel by the flow of the air flow regulated by the air flow regulating device. The embodiment of the invention solves the problem that the conventional fixed-geometry supersonic inlet is incompatible in starting at a high-Mach-number state and a low-Mach-number state.)

一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器

技术领域

本申请涉及但不限于飞行器进气道技术领域，尤指一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器。

背景技术

超音速进气道是超音速吸气式飞行器(例如为导弹)的一个非常重要的气动部件，其性能对发动机运行能力、工作性能影响巨大。

受飞行器空间限制，现役超音速进气道基本为定几何形式，而定几何超音速进气道一般以导弹巡航状态为设计点，在导弹巡航状态下为高马赫数，为了保证高马赫数来流时进气道的性能，要求进气道内收缩比不能太小。此时的进气道内收缩比要大于低来流马赫数下进气道自起动所需的进气道内收缩比，进气道捕获流量大于进气道的通流能力，易引气进气道不起动。也就是说定几何超音速进气道存在高马赫数状态性能与低马赫数状态起动不兼容的难题。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器，以解决现有定几何超音速进气道，存在高马赫数状态性能与低马赫数状态起动不兼容的问题。

本发明实施例提供一种定几何宽速域超音速进气道，包括：进气道唇罩，由所述进气道唇罩和外压缩段形成的内通道，设置于进气道的收缩段的放气腔和气流调节装置；

其中，所述气流调节装置设置于放气腔的放气口位置，被配置为根据对飞行马赫数的要求，调节通过所述放气口的气流流量；

所述放气腔，被配置为以所述气流调节装置调节后的气流流量，对进气道的来流进行放气。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道中，所述气流调节装置为电磁流体调节装置；

所述电磁流体调节装置，被配置为通过调节电磁能量，调节通过所述放气口的气流流量。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道中，所述电磁流体调节装置包括设置于所述放气腔上的多个电磁片，以及通过所述电磁片形成的放气缝；

所述电磁流体调节装置，还被配置为通过调节所述电磁片的电磁性能，增大或缩小通过所述放气口的气流速度，从而调节所述放气口的气流流量。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道中，所述电磁流体调节装置调节通过所述放气口的气流流量，包括：

所述电磁流体调节装置，还被配置为在飞行器以低马赫数飞行时，增大放气口的气流流量，以增加进气道的气流流通能力，使得进气道在低马赫数下起动。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道中，所述电磁流体调节装置调节通过所述放气口的气流流量，还包括：

所述电磁流体调节装置，还被配置为在飞行器以高马赫数飞行时，减小放气口的气流流量，以增大进气道的内收缩比。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道中，所述放气量对应的工作包线为与所述飞行马赫数匹配的包线。

本发明实施例还提供一种定几何宽速域超音速进气道的工作方法，采用如上述任一项所述的定几何宽速域超音速进气道执行工作方法，所述工作方法包括：

根据对飞行马赫数的要求，通过气流调节装置调节通过所述放气口的气流流量；

以所述气流调节装置调节后的气流流量，通过放气腔对进气道的来流进行放气。

可选地，如上所述的定几何宽速域超音速进气道的工作方法中，所述调节通过所述放气口的气流流量，包括：

在飞行器以低马赫数飞行时，增大放气口的气流流量，以增加进气道的气流流通能力，使得进气道在低马赫数下起动；

在飞行器以高马赫数飞行时，减小放气口的气流流量，以增大进气道的内收缩比。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括：如上述任一项所述的定几何宽速域超音速进气道；

所述进气道设置于所述飞行器的侧面，或者，所述飞行器的下表面与进气道的唇罩形成内通道。

本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器，通过加装放气腔和电磁流体调节装置，该进气道在进气道收缩段设置放气腔，并在进气道与放气腔之间加设电磁流体调节装置，该装置可根据飞行状态调节放气量，通过放气量控制可有效解决定几何超音速进气道高马赫点设计状态下低马赫数状态进气道起动难或低马赫数点设计状态下高马赫数状态进气道性能差的问题；本发明实施例提供的配置有放气腔加电磁流体控制装置的定几何超音速进气道，巧妙的利用放气腔与压缩面之间的间隙，设置电磁加减速装置，通过该装置，给放气气流加减速，以调节放气量。采用本发明提供的配置有放气腔加电磁流体控制装置的进气道，通过在放气腔与进气道压缩面上加设电磁流体调节装置，在飞行器低马赫数接力时，加速放气气流，增大放气量，增大进气道的通流能力，确保低马赫数下进气道起动，飞行器接力成功，在飞行器高马赫数飞行时，给放气气流提供反向加速度，减小放气量，等同于加大进气道内收缩比，增加高马赫数飞行时进气道性能，这样可以有效解决定几何超音速进气道高马赫点设计状态下低马赫数状态进气道起动难或低马赫数点设计状态下高马赫数状态进气道性能差的问题，同时提高定几何超音速进气道速度域，具有良好的工程应用价值。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种定几何宽速域超音速进气道的结构示意图；

图2图1所示实施例提供的一种定几何宽速域超音速进气道的截面图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

上述背景技术已经说明，现有定几何超音速进气道一般以导弹巡航状态为设计点，即设计是基于高马赫数状态，实际应用时，飞行器飞行过程中必然要经历低马赫数接力，因此，在低马赫数下会存在进气道不起动的风险。也就是说，现有定几何宽速域超音速进气道，存在高马赫数状态性能与低马赫数状态起动不兼容的问题。

因此，目前提出一种新的进气道结构，可以实现兼容高马赫数状态下性能与低马赫数状态下的起动。

针对当前定几何超音速进气道高马赫点设计状态下低马赫数状态进气道起动难或低马赫数点设计状态下高马赫数状态进气道性能差的问题，本发明实施例提出了一种带放气腔加电磁流体控制装置的定几何超音速进气道以及使用该装置的飞行器。

以下通过几个具体实施例对本发明提供的技术方案进行详细说明。本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种定几何宽速域超音速进气道的结构示意图，图2图1所示实施例提供的一种定几何宽速域超音速进气道的截面图。参考图1和图2所示，本实施例提供的定几何宽速域超音速进气道可以包括：进气道唇罩2，由进气道唇罩2和外压缩段1形成的内通道3，设置于进气道的收缩段的放气腔4和气流调节装置。

其中，气流调节装置设置于放气腔4的放气口位置，被配置为根据对飞行马赫数的要求，调节通过放气口的气流流量；

放气腔4，被配置为以气流调节装置调节后的气流流量，对进气道的来流进行放气。

本发明实施例中的气流调节装置例如为电磁流体调节装置；

电磁流体调节装置，被配置为通过调节电磁能量，调节通过放气口4的气流流量。

参考图1和图2所示，电磁流体调节装置包括设置于放气腔4上的多个电磁片6，以及通过电磁片6形成的放气缝5；

电磁流体调节装置，还被配置为通过调节电磁片6的电磁性能，增大或缩小通过放气口的气流速度，从而调节放气口的气流流量。

在实际应用中，电磁流体调节装置调节通过放气口4的气流流量进行放气的实现方式，可以包括以下两种情况：

第一种，电磁流体调节装置，被配置为在飞行器以低马赫数飞行时，增大放气口4的气流流量，以增加进气道的气流流通能力，使得进气道在低马赫数下起动。

第二种，电磁流体调节装置，被配置为在飞行器以高马赫数飞行时，减小放气口4的气流流量，以增大进气道的内收缩比。

需要说明的是，本发明实施例中，通过电磁流体调节装置进行放气过程中，放气量4对应的工作包线为与飞行马赫数匹配的包线。

如图1和图2所示定几何宽速域超音速进气道，当飞行器低速接力时，电磁片6通电，给放气缝5中气流一个向下的洛伦兹力，气流加速，放气量增大，进气道的通流能力，进气道起动；当飞行器高马赫数飞行时，电磁片6产生一个向上的洛伦兹力，气流减少，放气量减少，等同于加大进气道内收缩比，增加高马赫数飞行时进气道性能。

本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道，通过加装放气腔和电磁流体调节装置，该进气道在进气道收缩段设置放气腔，并在进气道与放气腔之间加设电磁流体调节装置，该装置可根据飞行状态调节放气量，通过放气量控制可有效解决定几何超音速进气道高马赫点设计状态下低马赫数状态进气道起动难或低马赫数点设计状态下高马赫数状态进气道性能差的问题；本发明实施例提供的配置有放气腔加电磁流体控制装置的定几何超音速进气道，巧妙的利用放气腔与压缩面之间的间隙，设置电磁加减速装置，通过该装置，给放气气流加减速，以调节放气量。采用本发明提供的配置有放气腔加电磁流体控制装置的进气道，通过在放气腔与进气道压缩面上加设电磁流体调节装置，在飞行器低马赫数接力时，加速放气气流，增大放气量，增大进气道的通流能力，确保低马赫数下进气道起动，飞行器接力成功，在飞行器高马赫数飞行时，给放气气流提供反向加速度，减小放气量，等同于加大进气道内收缩比，增加高马赫数飞行时进气道性能，这样可以有效解决定几何超音速进气道高马赫点设计状态下低马赫数状态进气道起动难或低马赫数点设计状态下高马赫数状态进气道性能差的问题，同时提高定几何超音速进气道速度域，具有良好的工程应用价值。

基于本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道，本发明实施例还提供一种定几何宽速域超音速进气道的工作方法，包括如下步骤：

步骤1，根据对飞行马赫数的要求，通过气流调节装置调节通过放气口的气流流量；

步骤2，以气流调节装置调节后的气流流量，通过放气腔对进气道的来流进行放气。

本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道的工作方法为本发明上述各实施例中的定几何宽速域超音速进气道所执行的工作方法，在实际应用中，步骤1中通过气流调节装置调节通过放气口的气流流量的实现方式，可以包括以下两种情况：

第一种，在飞行器以低马赫数飞行时，增大放气口的气流流量，以增加进气道的气流流通能力，使得进气道在低马赫数下起动；

第二种，在飞行器以高马赫数飞行时，减小放气口的气流流量，以增大进气道的内收缩比。

基于本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道，本发明实施例还提供一种飞行器，包括：如本发明任一实施例提供的定几何宽速域超音速进气道；

在本发明实施例的一种实现方式中，该进气道可以设置于飞行器的侧面。

在本发明实施例的另一种实现方式中，飞行器的下表面与进气道的唇罩形成内通道，该实现方式可以参照图1和图2所示进气道的结构。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。