一种分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道

本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道。

背景技术：

1、高超声速飞行器(最大飞行马赫数ma一般大于5)飞行高度高、工作速度范围广，单一的发动机形式难以支撑其高效率运行，因此，组合动力发动机是高超声速飞行器常见的动力形式。所谓组合动力发动机，是指依靠多种类型的热力循环将燃料的化学能转化为空气的机械能并排出，从而产生推力的发动机。通常而言，组合动力发动机的多种热力循环是依靠两种或两种以上发动机的组合来实现的，例如涡轮发动机和冲压发动机组合在一起可形成轮基组合循环(turbine-based combined cycle,tbcc)发动机，火箭发动机和冲压发动机组合在一起可形成火箭基组合循环(rocket-based combined cycle,rbcc)发动机。

2、进气道是高超声速飞行器的重要部件，其位于发动机的上游，为发动机捕获来流中的空气，供发动机作为氧化剂使用。对于组合动力发动机而言，与其相配合的进气道通常具有两个进气流路，称为低速进气流路和高速进气流路，这两个流路分别对应着发动机的两种工作模态。发动机两种工作模态之间的转换称为模态转换过程，为匹配发动机的模态转换，其上游进气道也需要进行相对应的进气流路转换，该过程称为进气道的模态转换。

3、矩形截面的二元进气道设计方便、结构简单、且易于实现模态转换，因此二元进气道得到了广泛应用，一般情况下具备模态转换功能的二元进气道均采用双进气流路。针对双进气流路式进气道，通常采用旋转分流板的方式来执行模态转换过程。此外，为了确保进气道在较宽的飞行马赫数区间内既能容易低速起动又保持优良的高速性能，通常在低速通道的压缩面上安装四连杆机构，以实现喉道大小随来流马赫数的调节。

4、在传统的调节方案中，分流板和连杆机构各需要一套作动机构来调节，这不仅会导致作动系统的重量和复杂度增加，还可能引发热防护和密封问题。而现有一体化调节方案难以在多个马赫数下满足流道的调节需求，因此，需要发展新型调节方案，使得组合发动机进气道在不同马赫数下的模态转换过程中均能够灵活调节低速通道的喉道面积。

技术实现思路

1、发明目的：为解决上述问题，本发明提供了一种分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，采用单一作动机构实现流道转换及喉道面积的精确控制，从而减少作动机构的重量和操作复杂性；同时增强进气道在不同马赫数下喉道承压能力。

2、技术方案：为实现上述目的，本发明所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道包括高速通道、位于高速通道内侧并与高速通道并列延伸的低速通道、设于高速通道与低速通道间的分流板、设于低速通道内侧的压缩面、分流板驱动装置、设于压缩面内部的喉道驱动装置；

3、所述分流板包括固定分流板及铰接于固定分流板前端的可动分流板；

4、所述压缩面包括第一固定压缩面、铰接于第一固定压缩面后端的第一可动段、铰接于第一可动段后端的第二可动段、铰接于第二可动段后端的可动喉道段、铰接于可动喉道段后端的可动前方扩张段及铰接于可动前方扩张段后端的可动后方伸缩扩张段；

5、所述分流板驱动装置包括分别铰接于可动分流板两侧并设于第二可动段两侧的第一滑杆、与第一滑杆底部连接的可动螺纹杆、与可动螺纹杆连接的旋转螺纹套筒、与旋转螺纹套筒同轴连接的第一锥齿轮、与第一锥齿轮啮合的第二锥齿轮、与第二锥齿轮同轴连接的蜗杆、设于蜗杆一端的蜗杆螺纹，第一锥齿轮的中心轴与第二锥齿轮的中心轴垂直；所述可动螺纹杆、旋转螺纹套筒、第一锥齿轮、第二锥齿轮、蜗杆均位于压缩面内部；

6、所述喉道驱动装置包括与蜗杆螺纹啮合的第一直齿轮、与第一直齿轮啮合的第二直齿轮、位于第二直齿轮两侧并垂直连接第二直齿轮中心轴的第一连杆、与第一连杆交叉铰接的第二连杆，第一连杆与可动喉道段后端两侧铰接，第二连杆与可动喉道段前端两侧铰接；

7、当蜗杆旋转时，通过第二锥齿轮、第一锥齿轮带动螺纹套筒相对可动螺纹杆转动使可动螺纹杆向螺纹套筒内收缩而带动分流板向远离唇罩方向移动；蜗杆同时通过第一直齿轮、第二直齿轮带动第一连杆摆动使可动喉道段向靠近可动分流板方向移动。

8、进一步的，所述分流板包括支点，可动分流板通过支点上下移动。

9、进一步的，所述第一滑杆、第一连杆及第二连杆均以压缩面所在位置为对称轴设置。

10、进一步的，所述第一滑杆、第一连杆及第二连杆均设有两个。

11、进一步的，所述第一连杆上端与可动喉道段左端连接，第一连杆下端与第二直齿轮中心轴连接。

12、进一步的，所述第二连杆上端与可动喉道段右端连接，第二连杆下端与第二滑杆连接。

13、进一步的，所述喉道驱动装置还包括设于压缩面内部的滑槽，第二滑杆设于滑槽中，并沿滑槽运动。

14、进一步的，还包括侧板，侧板内侧壁面设有收容第一滑杆的凹槽。

15、进一步的，所述可动分流板的长度设置为：当可动分流板旋转至与压缩面贴合时，可动分流板的前端与第一可动段贴合。

16、进一步的，所述设于第二可动段两侧的第一滑杆底部通过一连杆连接，可动螺纹杆与该连杆垂直连接。

17、有益效果：本发明较于现有技术，具有如下显著效果：通过一套作动机构同时实现了进气道的模态转换和低速流道的几何调节，并且喉道承受高压时由于自锁难以轻易造成道喉道高度的改变；同时具备了轻量化的执行机构，较低的控制复杂性以及紧凑的设计等优势。

技术特征：

1.一种分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，包括高速通道(1)、位于高速通道(1)内侧并与高速通道(1)并列延伸的低速通道(2)、设于高速通道(1)与低速通道(2)间的分流板(4)、设于低速通道(2)内侧的压缩面(5)、分流板驱动装置(6)、设于压缩面(5)内部的喉道驱动装置(7)；

2.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述分流板(4)包括支点(42)，可动分流板(41)通过支点(42)上下移动。

3.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述第一滑杆(61)、第一连杆(73)及第二连杆(74)均以压缩面(5)所在位置为对称轴设置。

4.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述第一滑杆(61)、第一连杆(73)及第二连杆(74)均设有两个。

5.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述第一连杆(73)上端与可动喉道段(54)左端连接，第一连杆(73)下端与第二直齿轮(72)中心轴连接。

6.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述第二连杆(74)上端与可动喉道段(54)右端连接，第二连杆(74)下端与第二滑杆(75)连接。

7.根据权利要求6所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述喉道驱动装置(7)还包括设于压缩面(5)内部的滑槽(76)，第二滑杆(75)设于滑槽(76)中，并沿滑槽(76)运动。

8.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，还包括侧板(10)，侧板(10)内侧壁面设有收容第一滑杆(61)的凹槽。

9.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述可动分流板(41)的长度设置为：当可动分流板(41)旋转至与压缩面(5)贴合时，可动分流板(41)的前端与第一可动段(52)贴合。

10.根据权利要求1所述的分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，其特征在于，所述设于第二可动段(53)两侧的第一滑杆(61)底部通过一连杆连接，可动螺纹杆(62)与该连杆垂直连接。

技术总结本发明公开了一种分流板与可动喉道段同步调节的双进气流路进气道，双进气流路进气道包括高速通道、低速通道、模态转换部件、喉道调节部件及驱动装置。相较于现有技术，本发明具备轻量化执行机构、控制简单及紧凑设计等优势，同时能够使双进气流路进气道能够在较广的飞行速度和空域范围内有效运作，从而适应不同飞行速度下的流道需求。技术研发人员：王子运,杨刚,张悦,谭慧俊,于航,庞明池,陈明珠受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/20