专利名称：一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种吸气式超声速/高超声速飞行器内流道。
背景技术：
目前，吸气式高超飞行器因其巨大的发展潜力越来越受到各个国家的重视和关注，然 而定几何高超飞行器的工作范围较窄，特别是在非设计点工作时，由于强烈的激波/附面层 相互作用，导致进气道流量系数下降很快，产生很大的激波阻力和溢流阻力，燃烧效率恶 化甚至导致发动机不能起动；与此同时，喷管处于严重过膨胀状态，在喷管膨胀面上存在 很大的低压区域，喷管推力急剧下降，同时将产生巨大的抬头力矩。因此，使得吸气式高 超声速飞行器的生存空间受到严重压縮，扩大其飞行马赫数，提高在非设计点飞行性能， 迫在眉睫。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提供一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，通 过在进气道和外喷管之间设置抽吸通道，从而使进气道和外喷管在一定程度上相互耦合， 可以有效地改善发动机的非设计点性能，扩大了吸气式超声速/高超声速飞行器的飞行马赫 数。
为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案
一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所 述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段、燃烧室和喷管，所述进排气装置还包括连接在 进气道和外喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关闭的控制装置。
所述抽吸装置为贯穿进气道压縮面和喷管膨胀面的抽吸通道，所述抽吸通道的进气口 设置在进气道压縮面，而其排气口则设置于喷管膨胀面，所述抽吸通道进气口和排气口分 别配合连接有挡片，所述挡片与控制装置输出端连接。
所述喷管包括内喷管和外喷管，所述抽吸通道的排气口设置于外喷管膨胀面。
所述抽吸通道以一定角度倾斜水平线设置。
所述抽吸通道的进气口紧靠着进气道唇口附近的进气道压縮面开设，而其排气口则远 离内喷管出口设置。
所述抽吸通道设置当量扩张角。所述抽吸装置为固定在飞行器壁面上的管体，所述管体的两端分别配合连接有挡片， 所述挡片与控制装置输出端连接。
本发明采用以上的技术方案，可以实现以下的有益效果
1. 本发明所述吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置在进气道和喷管之间设置抽 吸装置，且该抽吸装置开启或者关闭由一控制装置进行控制，且该控制装置根据飞行器的 工况对抽吸装置进行开启或者关闭，即当吸气式超声速飞行器在设计点上工作时，控制装 置发出指令关闭抽吸装置，而当吸气式超声速飞行器在非设计点上工作性能出现严重下降 时，控制装置发出指令开启抽吸装置，此时抽吸通道因飞行器进气道和喷管之间的自然压 差建立内部流动，使来流在非设计点上，经过进气道后，分为主流和次流，其中，主流依 次通过隔离段、燃烧室和喷管，而次流通过该抽吸装置形成抽吸气流，使进气道和外喷管 在一定程度上相互耦合；
2. 所述抽吸装置为开设于进气道压縮面和外喷管膨胀面之间的抽吸通道，即抽吸通道 从进气道压縮面延伸至外喷管，则抽吸通道将前体发展的低能附面层能够通过抽吸通道排 到外喷管，并在喷管处形成引射，故一方面减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流 场的品质，另一方面将该气流作为喷管引射气源，改善了喷管在低马赫数时过膨胀的状况， 有效地降低了飞行器飞行阻力，改善了整体流场结构；
3. 抽吸通道的一个作用是把其前体发展的附面层吸除，进气口离唇口太远，会使得抽 吸之后附面层又发展起来，唇口激波打在较厚的附面层上，又产生激波附面层分离，随后 压力通过附面层向上游传递，分离的附面层增厚堵塞了流道，造成进气道不能气动，因此， 为使本发明所述抽吸通道起到良好的抽吸作用，该抽吸通道进气口紧靠唇口附近的进气道
压縮面设置；
4. 所述抽吸通道以一定角度与水平线倾斜设置，则抽吸通道附近的流体通过进气口流 入抽吸通道后，会因为其存在的转折角而产生一系列膨胀波，使流体加速，增加进入抽吸 通道进气口的马赫数，使声速线向下游移动，提高抵抗后体压力波动的能力。
图1是本发明的立体结构示意图2是本发明的侧视图。
具体实施例方式
以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。
如图1和图2所示，本发明所述的吸气式超声速/超高声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段4、燃烧室5和喷管， 所述进排气装置还包括连接在进气道和喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关 闭的控制装置，该控制装置根据飞行器的工况对抽吸装置进行开启或者关闭，即当吸气式 超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令关闭抽吸装置，而当吸气式超声速飞 行器在非设计点上工作时，控制装置发出指令开启抽吸装置，此时抽吸通道因飞行器进气 道和喷管之间的自然压差建立内部流动，使在非设计点上，来流经过进气道后，分为主流 和次流，其中，主流依次通过隔离段、燃烧室和喷管，而次流通过该抽吸装置形成抽吸气 流，使进气道和外喷管在一定程度上相互耦合。
所述抽吸装置为贯穿进气道压縮面1和喷管膨胀面的抽吸通道6，所述抽吸通道6的进 气口 2设置在进气道压缩面1，而其排气口 9则设置于喷管膨胀面，本发明所述喷管包括内 喷管7和外喷管，为使抽吸通道6的抽吸效果更好，该抽吸通道6开设于进气道压縮面1 和外喷管膨胀面8之间，即抽吸通道6从进气道压縮面1延伸至外喷管膨胀面8，所述抽吸 通道6的排气口 9设置于外喷管膨胀面8，所述抽吸通道进气口 2和排气口 9分别配合连接 有挡片，所述挡片与控制装置输出端连接，从而实现控制装置对抽吸通道6的控制，即当 吸气式超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令使抽吸装置的进气口 2和排气 口9关闭，即抽吸通道6关闭，而当吸气式超声速飞行器在非设计点上工作时，控制装置 发出指令使抽吸通道6的进气口2和排气口9开启，即抽吸通道6开启，则抽吸通道6中 流动的建立完全是因为超声速飞行器进气道压縮面1和外喷管膨胀面8之间的压差所造成， 使在非设计点上，来流经过进气道压縮面1后，分为主流和次流，其中，主流依次通过隔 离段4、燃烧室5、内喷管7，最后抵达外喷管，而次流利用进气道压縮面1和外喷管膨胀 面8之间的压差，通过该抽吸通道形成抽吸气流，使进气道和外喷管在一定程度上相互耦 合，另外，抽吸通道6将进气道压縮面1发展的低能附面层能够通过抽吸通道6排到外喷 管，并在外喷管膨胀面8处形成引射，故一方面减少了进入内通道的边界层气流,提高了进 口流场的品质，另一方面将该气流作为喷管引射气源，改善了外喷管膨胀面8在低马赫数 时过膨胀的状况，有效地降低了飞行器飞行阻力，改善了整体流场结构。
所述抽吸通道6以一定角度倾斜水平线设置，从而因为其存在的转折角而产生一系列 膨胀波，使流体加速，增加进入抽吸通道6进气口 2的马赫数，使声速线向下游移动，提 高抵抗后体压力波动的能力。
所述进气口 2最好在唇口 3附近的进气道压縮面1上开设，而排气口 9则远离内喷管7 出口设置，可以有效地避免唇口 3和进气口之间的进气道压縮面1形成低能附面层影响飞行器工作性能，保证本发明所述抽吸通道6起到良好的抽吸作用；再有，所述抽吸通道6 设置特定的当量扩张角，则可以有效地保证抽吸通道6正常流通，避免抽吸通道6因流体
粘性的影响而发生堵塞，以及避免相对高马赫数的情况下流道出现热壅塞，即有效地保证 抽吸量、进气道流量系数以及进气道总压恢复均维持不变。
另外，所述抽吸装置还可以为固定在飞行器壁面上的管体，所述管体一端与进气道连 接，另一端则与外喷管连接，则这种方式同样可以实现进气道和外喷管在一定程度上相互 耦合，即在进排气装置之间建立气动联系。
本发明所述的技术方案同时适用于喷管为对称喷管或引射喷管，进气道为轴对称进气 道的超声速飞行器。因为它们运用的原理都相同，均是利用抽吸通道使飞行器前后体形成 气动耦合，对提高飞行器在工况较差的情况下有改善作用，提高整体性能。
权利要求
1.一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段、燃烧室和喷管，其特征在于，所述进排气装置还包括连接在进气道和喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关闭的控制装置。
2. 根据权利要求l所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述抽 吸装置为贯穿进气道压縮面和喷管膨胀面的抽吸通道，所述抽吸通道的进气口设置在进 气道压縮面，而其排气口则设置于喷管膨胀面，所述抽吸通道进气口和排气口分别配合 连接有挡片，所述挡片与控制装置输出端连接。
3. 根据权利要求1所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述喷 管包括内喷管和外喷管，所述抽吸通道的排气口设置于外喷管膨胀面。
4. 根据权利要求2所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述抽 吸通道以一定角度倾斜水平线设置。
5. 根据权利要求2所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述抽 吸通道的进气口紧靠着进气道唇口 ，而其排气口则远离内喷管出口 。
6. 根据权利要求2所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述抽 吸通道设置当量扩张角。
7. 根据权利要求1所述的吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，其特征在于，所述抽吸装置为固定在飞行器壁面上的管体，所述管体的两端分别配合连接有挡片，所述挡片 与控制装置输出端连接。
全文摘要
本发明涉及一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段、燃烧室和喷管，所述进排气装置还包括连接在进气道和喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关闭的控制装置，所述控制装置根据飞行器工况对抽吸装置进行控制，当吸气式超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令关闭抽吸装置；当吸气式超声速飞行器在非设计点上工作时，控制装置发出指令开启抽吸装置，此时来流分为主流和次流，其中主流通过内流道，而次流利用前后体之间的压差，通过该抽吸装置形成抽吸气流，使进气道和喷管在一定程度上相互耦合。
文档编号B64D33/02GK101549758SQ20091002792
公开日2009年10月7日 申请日期2009年5月13日 优先权日2009年5月13日
发明者张堃元, 徐惊雷, 莫建伟, 瑞 顾 申请人:南京航空航天大学