[实用新型]一种滑动组合控制高马赫数混压进气道

说明书

本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种滑动组合控制高马赫数混压进气道。包括：飞行器机体(1)、固定后唇罩(4)、喉道固定内侧板(5)、喉道滑动可调外侧板(6)以及联动作动机构。本申请的滑动组合控制高马赫数混压进气道，既可以以较小的工作载荷实现几何内收缩比和气动内收缩比调节，高效提高进气道气动性能，又可以提高马赫数巡航状态进气道稳定工作裕度减小放气阻力和放气热载荷。本申请调节采用直线滑动的方式，喉道放气孔采用平行四边形设计，外侧板与前唇罩同时联动，可实现进气道内收缩比大小和喉道放气孔面积同时线性调节，控制规律简单，易于实现。

技术领域

本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种滑动组合控制高马赫数混压进气道。

背景技术

水平起降型临近空间高速作战飞机的发展涉及到国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。涡轮基组合循环 (TBCC)动力系统能实现高超声速飞机水平起降、比冲高，是临近空间高速飞机的最佳动力。进气道是TBCC组合动力系统的重要组成部分，制约着整个推进系统功能的发挥和性能的提高。

TBCC进气道按流道组合方式一般分为串联式和并联式布局两种，就进气道工作模式而言，冲压进气道是组合进气道在巡航状态下工作的唯一流道。以目前的涡轮工作能力，采用TBCC动力的飞行器实现更高速度飞行仅能通过拓宽冲压进气道的工作范围，因此其宽速域、高性能设计是组合进气道的核心技术。拓宽冲压进气道工作范围即首要解决进气道的不启动问题。进气道发生不启动后溢流量突增，导致外流阻力增大，且内流道产生大规模流动分离，进气道出口性能严重下降，发动机将可能无法正常工作。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

实用新型内容

本申请的目的是提供了一种滑动组合控制高马赫数混压进气道，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种滑动组合控制高马赫数混压进气道，包括：

飞行器机体，所述飞行器机体上设置有第一直线导轨以及第二直线导轨；

固定后唇罩，所述固定后唇罩与所述飞行器机体固定连接，且所述固定后唇罩位于所述第一直线导轨的后端；

滑动可调矩形前唇罩，所述滑动可调矩形前唇罩的两侧通过滑动轴承与所述第一直线导轨滑动连接，当所述滑动可调矩形前唇罩向后滑动时，所述滑动可调矩形前唇罩的后端能够嵌套在所述固定后唇罩的内部；

喉道固定内侧板，所述喉道固定内侧板设置在进气道喉道中，且与所述飞行器机体固定连接，所述喉道固定内侧板上开设有多个放气孔；

喉道滑动可调外侧板，所述喉道滑动可调外侧板设置在进气道喉道中，与所述第二直线导轨滑动连接，且位于所述喉道固定内侧板的外侧，所述喉道滑动可调外侧板上开设有多个放气孔，当所述喉道滑动可调外侧板向后滑动时，所述喉道滑动可调外侧板的放气孔能够与所述喉道固定内侧板的放气孔由完全遮挡状态调节至完全重合状态；

联动作动机构，所述联动作动机构分别与所述滑动可调矩形前唇罩以及所述喉道滑动可调外侧板连接，能够控制所述滑动可调矩形前唇罩与所述喉道滑动可调外侧板联动。

可选地，所述飞行器机体上设置有二元压缩面。

可选地，所述固定后唇罩与所述飞行器机体通过螺栓固定连接。

可选地，所述固定后唇罩与所述飞行器机体通过固定销固定连接。

可选地，所述滑动可调矩形前唇罩为内部设有直线运动轴的实体曲面板或直面板。

可选地，所述喉道固定内侧板以及所述喉道滑动可调外侧板上开设的放气孔为呈矩阵排列的四边形放气孔。