采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道

摘要

本发明是一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其结构是：包括进气道内乘波压缩段1、喉道段2、扩张分流段3、冲压通道4、涡轮通道5、表示定几何三维内乘波压缩段6、表示可调内乘波压缩段7、表示可调内乘波压缩段的变几何压缩面8、表示可调扩张段9、1表示无尖角分流段10、表示靠机体侧的可动上壁11、表示驱动可动上壁的是伺服动作筒12、表示分流板13、表示内乘波式定几何型面14、表示分流截面15。本发明进气道具有外阻小、流量系数高、气流品质好等优势，且其仅用两个调节参数就可控制以三维内乘波方式压缩的型面变形和分流板偏转，变形简便可靠，对作动伺服装置的要求较易实现。

主权项

一种采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道，其特征是：包括进气道内乘波压缩段（1）、喉道段（2）、扩张分流段（3）、冲压通道（4）和涡轮通道（5）；其内流通道的二元曲面变几何设计方法，包括①在最高飞行马赫数时，进气道内乘波压缩段（1）的型面保持内乘波压缩的三维压缩曲面，气流经压缩流到喉道段（2）后，通过偏转到单通冲压模式的扩张分流段（3）和冲压通道（4）继续减速，为冲压发动机提供所需气流；②在较低飞行马赫数时，由进气道内乘波压缩段（1）中的可调内乘波压缩段（7）偏转到较小压缩位置进行气流压缩，并放大喉道段（2）以适应低马赫数来流；③喉道后的扩张分流段（3），将根据动力系统的需要在过渡马赫数M_TR为2~3时，对气流减速和分流，并在飞行马赫数小于过渡马赫数时，将气流偏转到涡轮通道（5）为涡轮发动机提供减速增压的气流。