阅读说明：本技术 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道 (Ma0-6+ wide-range precooling + stamping combined engine axisymmetric adjustable air inlet ) 是由 金志光 蔡伊雯 田维康 胡金源 沈理 于 2019-10-11 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种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。(The invention discloses a Ma0-6+ wide-range precooling + stamping combined engine axisymmetric adjustable air inlet channel which mainly comprises a fixed lip cover profile, a front and back translation central cone and a splitter plate component to form a dual channel of vortex spraying and dual-mode stamping, wherein the two channels are always in an open state in the range of Mach number 0-6 +. The Mach number of the accompanying current rises, the central cone moves forward to ensure the shock wave sealing in a wide range, and the flow coefficient of an air inlet channel is 1.0; the splitter plate is linked with the central cone, so that the contraction ratio of the two channels of the vortex spraying and the stamping is increased along with the increase of the Mach number, and the flow distribution of the two channels is adjusted according to requirements. At high mach numbers, the ram channel can be converted from a sub-fired mode to a super-fired mode.)

一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道

技术领域

本发明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，本发明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，本发明采用的技术方案为:

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。

进一步，在低马赫数下，所述分流板与所述唇罩之间的相对距离大，喉道面积大，收缩小，冲压通道为亚燃状态，进气道处于正常起动状态；在高马赫数下，冲压通道由亚燃模态转变为超燃模态，所述分流板与所述唇罩之间相对距离减小，喉道面积达到最小值，收缩比最大，来流减速至超燃冲压通道喉道进入隔离段后再缓慢扩张至下游超燃冲压燃烧室，此时隔离段出口为超燃冲压通道进气道出口。

本发明的有益效果:本发明提供的轴对称可调进气道设计，可使Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机进气道在宽范围内具备高流量捕获特性及与之相匹配的压缩量，满足发动机宽范围高性能的工作要求；通过设计分流板内外型面，调节中心锥和分流板位置，可在实现流量分配的同时，改变进气道各通道的喉道面积，从而改变收缩比，使其灵活适应宽范围的工况。

附图说明

图1为进气道中心锥、分流板调节示意图。

图2为中心锥和分流板连接结构示意图。

图3为中心锥位于后缩位置进气道流道示意图。

图4为中心锥位于前伸位置进气道流道示意图。

其中:1唇罩，2中心锥，3分流板，4分流板内型面，5分流板外型面。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施例作更进一步的说明。在下面的描述中出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面的理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的，也可以在脱离了这些具体细节的其他实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

本发明公开了一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道，图1为进气道中心锥、分流板调节示意图，图2为中心锥和分流板连接结构示意图，图3为中心锥位于后缩位置进气道流道示意图，图4为中心锥位于前伸位置进气道流道示意图。

所述轴对称可调进气道由固定部件和活动部件构成，其中所述固定部件为轴对称唇罩1，活动部件包括进中心锥2和分流板3，唇罩1由等宽的尾段与开口逐次减小的前段组成；分流板3前后由扇叶段和水平伸缩段组成，水平伸缩段以套筒结构实现前后伸缩，套筒连接外部施力单元，如液压动力系统、电动推杆等；尾端固定在唇罩1尾端的支架处；

中心锥2由中间的圆柱段与前后两圆锥段组成，可通过一定调节结构做水平移动，比如采用套筒结构实现平移，套筒连接外部施力单元，如液压动力系统、电动推杆等。具体的，如图2所示，分流板3的上下两个水平伸缩段之间设立垂直支撑架，中心锥和支撑架通过套筒连接，套筒平移带动中心锥2平移。同理，还可以换成液压杆等相同原理的作动系统。

所述分流板3包括分流板内型面4和分流板外型面5；位于分流板3前部扇叶段的内型面4由内至外由扩张段、等距段和收缩段组成，扇叶段的外型面5由内之外由内扩段、外缩段组成；所述活动部件进中心锥2和所述活动部件分流板3根据飞行工况和流量分配需求联动，作前后平移运动，由其连接的外部施力单元提供动力源作为作动系统，实现作动；所述中心锥2和所述活动部件分流板内型面4构成涡喷通道，所述唇罩1和所述活动部件分流板外型面5构成双模态冲压双通道；所述涡喷通道和所述双模态冲压通道在Ma0-6+范围一直处于打开状态，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；所述分流板3与所述中心锥2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，如图1所示；水平移动所述分流板3可按需分配所述涡喷通道和双模态冲压通道的流量；唇罩前段渐扩型面内，所述进气道最大迎风面积较捕获面积沿程有明显增加。

如图3所示，所述进气道在低马赫数下，所述分流板3与所述中心锥2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；如图4所示，在高马赫数下，所述分流板3与所述中心锥2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。

所述进气道在低马赫数下，所述分流板3与所述唇罩1之间的相对距离较大，喉道面积较大，收缩比较小，所述冲压通道处于正常起动状态；在高马赫数下，冲压通道可由亚燃模态转变为超燃模态，所述分流板3与所述唇罩1之间相对距离减小，喉道面积达到最小值，收缩比最大，来流减速至所述冲压通道喉道进入隔离段后再缓慢扩张至下游超燃冲压燃烧室，此时隔离段出口为冲压通道进气道出口。

优选的，在一些实施例中，以最高飞行马赫数状态点为设计点，使激波封口，确定此时中心锥2的位置，根据此时两通道流量需求确定分流板3的起始位置；设计各型面时，确保在高马赫数状态下，两通道收缩比合理(如冲压通道收缩比6.5，涡轮通道收缩比4.0)以确保足够压缩量，同时确保在低马赫数状态下，两通道均有一定的起动性能；在调节过程中，不断调整中心锥2与分流板3的位置，以兼顾流量分配与总体性能。

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。