[发明专利]一种进气道保护罩

说明书

本发明提供了一种进气道保护罩，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。通过本发明，解决了进气道喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长、结构强度和热防护要求高、作动筒行程增大后在前体空间有限的情况下实现难度大的问题。

技术领域

本发明涉及飞行器外形设计技术领域，尤其涉及一种进气道保护罩外形。

背景技术

采用超燃冲压发动机为动力的吸气式高速飞行器，需要通过助推器助推、加速到一定的高度和速度，实现发动机点火工作。助推飞行过程中，发动机内部若无保护措施、排气不畅，会存在严重的压力脉动，容易造成发动机结构的破坏。通过助推飞行过程中采用进气道保护罩，可以避免气流进入发动机流道造成结构破坏，在助推至发动机点火窗口后，将进气道保护罩抛离，实现发动机的正常点火工作。

传统的吸气式高速飞行器多采用二元压缩、轴对称压缩等进气形式，进气道入口型面为矩形或扇形、长度较短，进气道保护罩长度也较短，较容易实现气动力或主动力作用下的保护罩分离。随着吸气式高速飞行器技术发展，压缩效率更高、捕获面积更大的三维内转式进气道得到了更多的应用，但由于三维内转式进气道存在大后掠唇口，进气道入口长度大幅增加，进气道保护罩长度也相应大幅增长，给保护罩设计和可靠分离带来了很大难度。

采用气动力分离的保护罩，依靠保护罩本身产生分离气动力，要求保护罩存在逆气流型面，造成保护罩与进气道压缩面之间存在强烈的流动分离和压力脉动，对结构强度和热防护提出了更高的要求，在大尺度、三维内转式进气道上实现难度较大。采用喷流主动力分离的保护罩，需要在保护罩内设计喷流装置，提供所需的分离力，但存在喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长等问题。采用作动筒主动力分离的保护罩，在进气道和保护罩尺度较大的情况下，作动筒行程也相应增大，在前体空间有限的情况下实现难度较大。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种作动筒与气动力相结合实现分离的高速飞行器进气道保护罩。

本发明提供了一种进气道保护罩，所述进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。

所述的头部和尾部沿飞行器轴线对称。

所述的头部下型面对称面上的轮廓线与进气道垂直面的夹角为50°～70°。

进一步的，所述的尾部下型面对称面上的轮廓线在进气道保护罩闭合状态下与进气道轴线平行。

进一步的，所述的尾部下型面空腔的两侧为翻边结构。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明通过设计头部的上型面为压缩型面，使保护罩张开较小角度后，压缩面迎气流形成高压，产生分离气动力，使保护罩在气动力作用下自动分离；

(2)本发明通过船型结构设计，增大保护罩容积，使作动筒可以安装在保护罩内、增加了作动筒行程，提供初始分离作用力；

(3)本发明通过头部下型面外凸结构，将保护罩受到的气流的纵向压缩调整为侧向压缩，减弱了作用于保护罩的回复力，进一步减小了实现气动力分离所需的初始角度。

(4)本发明通过尾部下型面设计翻边结构，在进气道保护罩闭合状态下与进气道侧缘贴合，保证侧缘处的密封性。

附图说明