一种新型模态切换方式的内并联组合进气道及控制方法
本发明公开了一种新型模态切换方式的内并联组合进气道及控制方法，所述进气道包括同轴设置的可调唇罩、进气道外筒和驱动系统，进气道外筒内侧设有与该进气道外筒同轴且从前往后依次排列的中心锥、中心锥支撑、尾椎套筒和流道分隔板，中心锥与中心锥支撑可相对滑动，尾椎套筒套设于中心锥支撑尾部且可沿中心锥支撑滑动以靠近或远离流道分隔板前端。进气道外筒内还设有呈圆筒形的鱼鳞片组，驱动系统可调节鱼鳞片与进气道轴线的夹角以使鱼鳞片另一端靠近或远离流道分隔板前端。本发明通过尾椎套筒和鱼鳞片组的配合实现进气道模态切换，解决宽域进气道模态切换困难的问题，使进气道可在较宽的飞行速域和空域工作，且模态切换控制方法简单。
发明专利
CN202410546423.7
2024-05-05
CN118442181A
2024-08-05
F02C7/04(2006.01)
南京航空航天大学
张悦;张豪;谭慧俊;郑飞飞;魏博;张梁;张龙芝
210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
南京苏高专利商标事务所(普通合伙)
张弛
江苏;32
1.一种新型模态切换方式的内并联组合进气道，其特征在于，包括同轴设置的可调唇罩(2)、进气道外筒(3)和驱动系统，所述可调唇罩(2)套设于进气道外筒(3)前端并可沿进气道外筒(3)外壁滑动，所述进气道外筒(3)内侧设有与该进气道外筒(3)同轴且从前往后依次排列的中心锥(1)、中心锥支撑(5)、尾椎套筒(62)和流道分隔板(7)；所述进气道外筒(3)与中心锥(1)、中心锥支撑(5)、尾椎套筒(62)和流道分隔板(7)之间存在一定空隙；所述中心锥(1)一端位于进气道外筒(3)内并与中心锥支撑(5)连接，中心锥(1)另一端伸出可调唇罩(2)，中心锥(1)与中心锥支撑(5)可相对滑动；所述尾椎套筒(62)套设于中心锥支撑(5)尾部且可沿中心锥支撑(5)滑动以靠近或远离流道分隔板(7)前端； 所述进气道外筒(3)内还设有呈圆筒形的鱼鳞片组(61)，所述鱼鳞片组(61)由若干鱼鳞片围绕而成，所述鱼鳞片一端铰接于进气道外筒(3)内壁，所述驱动系统调节鱼鳞片与进气道轴线的夹角以使鱼鳞片另一端靠近或远离流道分隔板(7)前端；所述驱动系统还用于控制中心锥(1)、可调唇罩(2)和尾椎套筒(62)的移动；所述流道分隔板(7)的内壁围绕形成冲压通道(9)，流道分隔板(7)的外壁与进气道外筒(3)的内壁围绕形成涡轮通道(8)；当尾椎套筒(62)与流道分隔板(7)前端贴合时，冲压通道(9)处于关闭状态，当鱼鳞片组(61)与流道分隔板(7)前端贴合时，涡轮通道(8)处于关闭状态。 2.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述鱼鳞片的长度等于鱼鳞片在进气道外筒(3)上的铰接点与流道分隔板(7)前端的最短距离。 3.如权利要求2所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述尾椎套筒(62)包括与中心锥支撑(5)接触的连接段和靠近流道分隔板(7)的圆锥段，所述连接段在中心锥支撑(5)外壁上滑动以使圆锥段靠近或远离流道分隔板(7)，当圆锥段移动至距离中心锥支撑(5)最远的位置时，尾椎套筒(62)与流道分隔板(7)前端贴合。 4.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述可调唇罩(2)呈圆筒形，且可调唇罩(2)外壁最前端设有外径逐渐变大的过渡面。 5.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述中心锥支撑(5)位置固定，且中心锥支撑(5)与进气道外筒(3)通过若干泄流支板(4)固定连接。 6.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述流道分隔板(7)包括从前至后平滑连接的三段曲面板，所述三段曲面板内径均相等且保持不变，第一段曲面板外径保持不变，第二段曲面板外径逐渐变大，第三段曲面板外径保持不变。 7.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述中心锥(1)、可调唇罩(2)、尾椎套筒(62)的移动方向均为沿轴线方向平移。 8.如权利要求1所述的内并联组合进气道，其特征在于，所述驱动系统包括安装于中心锥支撑(5)内的第一电机(11)和第二电机(65)、安装于进气道外筒(3)外壁上的第三电机(23)和第四电机(63)；所述第一电机(11)的输出轴与中心锥(1)连接，所述第二电机(65)的输出轴与尾椎套筒(62)连接，所述第三电机(23)通过连杆(21)与可调唇罩(2)连接，所述第四电机(63)的输出轴与鱼鳞片组(61)通过铰链(64)连接。 9.一种如权利要求1-8任一项所述内并联组合进气道的控制方法，其特征在于，当飞行器速度低于预设马赫数时，驱动系统控制鱼鳞片组(61)远离流道分隔板(7)前端并控制尾椎套筒(62)与流道分隔板(7)前端贴合，关闭冲压通道(9)，打开涡轮通道(8)；驱动系统控制中心锥(1)向前移动使进气道喉道面积增大以减小进气道的内收缩比，使进气道达到起动需求，飞行马赫数逐渐增加时，驱动系统控制中心锥(1)向后移动使进气道喉道面积减小以增大进气道的内收缩比，同时控制可调唇罩(2)配合压缩锥激波移动以满足进气道流量捕获需求；当飞行器速度达到预设模态切换马赫数时，驱动系统控制鱼鳞片组(61)贴合流道分隔板(7)前端并控制尾椎套筒(62)远离流道分隔板(7)前端，关闭涡轮通道(8)，打开冲压通道(9)。 10.如权利要求9所述的内并联组合进气道的控制方法，其特征在于，所述控制可调唇罩(2)配合压缩锥激波移动具体为：当进气道需求的流量系数大时，向前平移可调唇罩(2)以贴近压缩锥激波，当进气道需求的流量系数小时，向后平移可调唇罩(2)以远离压缩锥激波。