[发明专利]一种连续可调的进气道放气装置

说明书

本发明公开了一种连续可调的进气道放气装置，进气道前体内设有位于压缩面内侧的若干放气槽，所述放气槽的两侧与进气道外界连通；放气槽与压缩面之间设有贯穿压缩面的开口，且该开口连通放气槽。还包括驱动模块，所述驱动模块包括位于内腔中的电机、位于放气槽内的叶片、叶片通过转动打开或关闭放气槽。本进气道放气装置构造简单、放气量连续可调且避开了死点的干扰；该放弃装置结构小巧，适应狭小空间；灵活性强，仅需改变运动副的长度即可进行不同角度范围的调节，且对转动方向无特殊要求；由于电机的转动角度可知，进而可知叶片的转动角度而无需额外的传感器监控其转动角度。

技术领域

本发明涉及高超声速进气道气动实验领域，特别是一种连续可调的进气道放气装置。

背景技术

高超声速进气道作为飞行器上的关键部件之一，其性能高低直接影响着推进系统的推进效率乃至飞行器的综合性能，而高超声速进气道低马赫数下的起动能力较差，限制了飞行器的工作范围，因此飞行器在低马赫数下必须采用其他动力装置。这样不仅使结构更加复杂，而且还影响高超声速飞行的成本。

通常，进气道降低起动马赫数的方法可以分为两类：变几何方法和定几何条件下的其它方法。由于常规的定几何进气道在不同工况下的性能差异很大，很难满足飞行器的要求，因此人们变几何进气道的方法。其主要包括以下几种方案：(1)中心体可变方案，通常为中心体前后平移或改变中心体直径来控制喉道面积变化。前者已在美国SR-71侦察机上得到了应用，后者由于结构复杂、可靠性差、利用率低，遭到放弃。(2)压缩面转动方案。协和号客机、F15和Su27战斗机等都采用了双转动板调节，该方案通过压缩面、扩张段斜板两个部件协同调节进气道的几何形状，提高进气道的低马赫数起动能力。美国FAP计划采用的四连杆机构调节，与双转动板方案相比，其气动型面连续、适用的马赫数范围较宽，但密封性较差。(3)唇罩平移、转动方案。这种方案将飞行器下表面围城进气道内压段、喉道和燃烧室的壳体设计为一整体，对飞行器整体设计影响较大，在实际应用中难以实现。(4)新型调节技术，包括柔性可调进气道技术和记忆合金调节方案，该方案在航空方面有很强的潜力，但在工程应用中也存在耐高温性能差、响应速度慢等问题。而定几何条件下的其它起动措施，均是希望能够实现低马赫数下进气道自动溢流，也就是通常所说的放气或泄流。通过把一部分低能量的流体排出内通道，降低边界层厚度，使得近壁面速度分布更加饱满，增加边界层抵抗逆压力梯度的能力，抑制流动分离；此外，放气还可以提高进气道抗反压能力，使得进气道能够在低马赫数下顺利起动。但是用放气的方法来控制附面层，进而提高高超声速进气道的工作性能，是要付出一定代价的。因为放走的空气通常并没有返回进气道，这使得进气道损失了一部分捕获流量，而进气道的捕获流量直接影响着推进系统产生的推力大小。研究表明，采用放气后，推进系统产生的总推力、摩擦阻力有所下降，推进系统的静推力也随着放气量的增大而减小。此外，低能的附面层被排出到进气道外界也会产生放气阻力，在巡航状态下，这种阻力是进气道阻力的主要组成部分。

为了解决这一矛盾，可以采用可调放气获得低马赫数下较好的起动性能；在巡航状态下，活门关闭，使推进系统获得较大的推力。这样在扩宽进气道工作范围的同时又可以保证推进系统的性能不下降。但高超声速飞行器的空间十分有限，工作环境恶劣，对转动机构的形状、运行范围等几何约束较强，而且绝大多数情况下电机轴和叶片轴无法直接传动，常用的传动机构在此情况会出现许多问题：四连杆机构会出现死点导致运动出现双解，传动可靠性较差；由于放气腔一般置于进气道两侧，空间极其有限，无法布置一个完整的齿轮，即使可以布置，由于空间小，齿轮的齿数较少，很难实现微型叶片的无极转动；由于驱动装置内不可避免会有高温流体泄露出来，带传动在高温环境下的传动稳定性也受到限制。

因此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。

发明内容

为为解决上述问题，本发明提供了一种连续可调的进气道放气装置，能够对进气道的放气槽进行连续可调的、可靠的驱动控制，具有一定的通用性。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：