专利汇可以提供矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种矩形截面高超声速变几何进气道,属于航空航天 飞行器 气动 设计领域。本进气道中飞行器前体上设有供唇罩可调侧板穿过并运动的开缝,唇罩可调侧板的一端通过转动运动副与矩形截面唇罩的前缘链接,另一端穿过开缝与安装在飞行器前体内的侧板作动筒连接,侧板作动筒控制唇罩可调侧板单 自由度 转动。本发明还提供了一种矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法及工作方式。本发明通过调整唇罩可调侧板后掠 角 实现了进气道由不起动状态到进入起动状态的调节和增大或减小进气道 马 赫数流量捕获率,其结构简单、控制方便,极大地提高吸气式高超声速飞行器推进系统的工作效率。,下面是矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式专利的具体信息内容。
1.一种矩形截面高超声速变几何进气道,包括飞行器前体(1)和矩形截面唇罩(3),所述矩形截面唇罩(3)固定在飞行器前体(1)上,其特征在于:还包括唇罩可调侧板(2)和侧板作动筒(4),所述飞行器前体(1)上设有供唇罩可调侧板(2)穿过并运动的开缝,所述唇罩可调侧板(2)的一端通过转动运动副与矩形截面唇罩(3)的前缘链接,另一端穿过开缝与安装在飞行器前体(1)内的侧板作动筒(4)连接,侧板作动筒(4)控制唇罩可调侧板(2)单自由度转动。
2.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道,其特征在于:所述唇罩可调侧板(2)为两块扇形结构片体,分别设置在矩形截面唇罩(3)的两侧,贴近矩形截面唇罩(3)的两内侧壁。
3.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道,其特征在于:所述飞行器前体(1)为二元楔面压缩前体、三维曲面压缩前体或乘波前体。
4.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道,其特征在于:在不影响所述唇罩可调侧板(2)运动的前提下尽量减小开缝的长度和宽度。
5.根据权利要求1至4任一项所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法,其特征在于包括以下步骤:
1)、根据飞行器来流条件确定进气道前体激波封口状态时唇罩反射激波角度θ4;
2)、根据唇罩反射激波角度θ4选择唇罩固定侧板后倾角θ3,所述唇罩固定侧板后倾角θ3小于或等于唇罩反射激波角度θ4;
3)、根据唇罩固定侧板后倾角θ3选择可转动唇罩侧板后掠角θ2,所述可转动唇罩侧板后掠角θ2小于或等于唇罩固定侧板后倾角θ3;
4)、通过风洞试验或者数值仿真判断进气道能否在最低工作马赫数下起动并正常工作;如果能,设计完成;如果不能,重新选择唇罩反射激波角度θ4,重复上述设计步骤。
6.根据权利要求5所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法,其特征在于:
所述步骤2)中唇罩固定侧板后倾角θ3比唇罩反射激波角度θ4小1°~2°。
7.根据权利要求5所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法,其特征在于:
所述步骤3)中可转动唇罩侧板后掠角θ2比唇罩固定侧板后倾角θ3小1°~2°。
8.根据权利要求1至4任一项所述的矩形截面高超声速变几何进气道的工作方式,其特征在于:
当飞行器从地面起飞时,唇罩可调侧板后掠角θ1为最大值,唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部;
当飞行速度逐渐增加接近接力点马赫数流量时,唇罩可调侧板后掠角θ1为最大值,唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部;
当飞行速度达到接力点马赫数时,唇罩可调侧板后掠角θ1为逐渐减小,唇罩可调侧板转动并向矩形截面唇罩外部展开;
当飞行器速度进一步增加至飞行速度上限时,唇罩可调侧板后掠角θ1减小至最小值,唇罩可调侧板转动至矩形截面唇罩外部最大位置;
当飞行速度下降过低或燃烧室反压突增导致进气道不起动时,唇罩可调侧板后掠角θ1快速增大,直到矩形截面唇罩入口处气流分离包消失,进气道起动。
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