專(zhuān)利名稱(chēng)：基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種進(jìn)氣道，尤其是一種用于飛行器上可變形進(jìn)氣道。
背景技術(shù)：
作為超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的重要部件之一，進(jìn)氣道肩負(fù)著捕獲來(lái)流以及對(duì)來(lái)流進(jìn)行減速、增壓、整流等多項(xiàng)功能，因而其設(shè)計(jì)相當(dāng)關(guān)鍵，其總靜壓恢復(fù)特性、流量捕獲特性以及阻力特性等直接影響著推進(jìn)系統(tǒng)的工作效率及運(yùn)行能力。目前，一般認(rèn)為進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力影響最為直接，每的總壓恢復(fù)系數(shù)增加即對(duì)應(yīng)著發(fā)動(dòng)機(jī)推力1.5%的增加。然而，常規(guī)設(shè)計(jì)的定幾何超聲速進(jìn)氣道為了保證在低馬赫數(shù)下的起動(dòng)性能，一般其喉道面積要遠(yuǎn)大于巡航狀態(tài)下所需的最佳面積。這樣，在飛行器的巡航狀態(tài)，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)性能較差，顯然這嚴(yán)重制約著推進(jìn)系統(tǒng)性能的發(fā)揮。為此，有必要根據(jù)飛行器的工況對(duì)進(jìn)氣道的喉道面積進(jìn)行有效的調(diào)節(jié)。對(duì)于軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道來(lái)說(shuō)，其中心體為旋成的三維曲面，難以通過(guò)設(shè)置鉸鏈、轉(zhuǎn)軸等方式進(jìn)行型面控制，因此對(duì)其喉道面積的調(diào)節(jié)具有較大難度。目前，研究得較多的技術(shù)途徑是將喉道傾斜，并設(shè)置專(zhuān)門(mén)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)中心體前后移動(dòng)，從而達(dá)到調(diào)節(jié)進(jìn)氣道喉道面積的目的。然而，該技術(shù)雖然可以實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣道喉道的調(diào)節(jié)，但是付出的代價(jià)也是相當(dāng)昂貴的首先，在低馬赫數(shù)工作時(shí)中心體前移會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道的口部溢流加大，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量減小，對(duì)飛行器的加速、爬升性能不利；其次，中心體驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的設(shè)置還帶來(lái)了進(jìn)氣道重量增加、有效空間下降、可靠性降低、控制和封嚴(yán)困難等一系列問(wèn)題。因此，需要一種新的技術(shù)方案以解決上述問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有定幾何超聲速進(jìn)氣道巡航性能差、可調(diào)進(jìn)氣道附加代價(jià)高等缺點(diǎn)， 本發(fā)明提供一種基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，該基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道可提高飛行器巡航性能，并且還具有調(diào)節(jié)方便，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，調(diào)節(jié)的附加代價(jià)低的優(yōu)點(diǎn)。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明可采用如下技術(shù)方案—種基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其包括前錐尖、位于前錐尖外側(cè)的進(jìn)氣道唇罩、與前錐尖連接的特種氣囊、高壓氣源以及連接高壓氣源及特種氣囊的進(jìn)氣管，所述特種氣囊與進(jìn)氣道唇罩之間形成進(jìn)氣道喉道。本發(fā)明基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道通過(guò)設(shè)置特種氣囊于進(jìn)氣道喉部，從而可以通過(guò)調(diào)整特種氣囊的體積來(lái)達(dá)到調(diào)整進(jìn)氣道喉道的喉道面積，從而能夠保證進(jìn)氣道擁有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，對(duì)提高飛行器巡航性能特別有利，并且調(diào)節(jié)特種氣囊的體積簡(jiǎn)單方便，調(diào)節(jié)的附加代價(jià)低，充分利用飛行器內(nèi)部空間，易于實(shí)現(xiàn)。


圖1是本發(fā)明基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道的剖面結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式請(qǐng)參閱圖1所示，本發(fā)明公開(kāi)了一種基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其包括前錐尖1、位于前錐尖1外側(cè)并圍繞前錐尖1的進(jìn)氣道唇罩2、與前錐尖1連接的特種氣囊3、高壓氣源8、連接高壓氣源8及特種氣囊3的進(jìn)氣管9、設(shè)于進(jìn)氣管9上的充氣閥門(mén)7、 放氣閥門(mén)6及連接放氣閥門(mén)6與特種氣囊3的放氣管12。所述特種氣囊3與進(jìn)氣道唇罩2 之間形成進(jìn)氣道喉道10。所述特種氣囊3設(shè)有金屬芯5及覆蓋于金屬芯5上的彈性層13， 該彈性層13與金屬芯5圍成氣腔11。所述彈性層13由耐熱橡膠制成，且該彈性層13內(nèi)收容有內(nèi)編織物4，并通過(guò)調(diào)節(jié)內(nèi)編織物4中經(jīng)線(xiàn)和緯線(xiàn)的角度維持彈性層13在不同充氣壓力時(shí)的形變和外表面輪廓。所述金屬芯5、彈性層13及氣囊編織物4 一體成型。所述進(jìn)氣管9及放氣管12均穿過(guò)該金屬芯5與氣腔11連接。請(qǐng)繼續(xù)參閱圖1所示，使用本發(fā)明基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道時(shí)，使用高壓氣源8通過(guò)進(jìn)氣管9對(duì)特種氣囊3進(jìn)行充氣，或者通過(guò)放氣管12對(duì)特種氣囊3進(jìn)行放氣，而使特種氣囊3在不同充氣壓力下的不同外型面與進(jìn)氣道唇罩2內(nèi)型面相配合，使進(jìn)氣道喉道10在不同的工作條件下?lián)碛凶罴训暮淼烂娣e，從而保證進(jìn)氣道擁有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，對(duì)提高飛行器巡航性能特別有利，并且還具有調(diào)節(jié)方便，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，調(diào)節(jié)的附加代價(jià)低，充分利用飛行器內(nèi)部空間，易于實(shí)現(xiàn)等特點(diǎn)。在本實(shí)施方式中，由于該進(jìn)氣道為軸對(duì)稱(chēng)設(shè)置，故特種氣囊3同樣為軸對(duì)稱(chēng)的設(shè)置，并與進(jìn)氣道唇罩2形成一個(gè)軸對(duì)稱(chēng)的進(jìn)氣道喉道10。本發(fā)明基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道可根據(jù)不同的設(shè)計(jì)需要，可對(duì)進(jìn)氣道主體外壓縮面合理安排以達(dá)到最佳的外壓縮波系配置，即外壓縮錐面根據(jù)進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍合理選取壓縮面級(jí)數(shù)和壓縮角。為獲得最佳的調(diào)節(jié)效果并減小進(jìn)氣道工作時(shí)的總壓損失，對(duì)特種氣囊在不同充氣壓力下的變形量進(jìn)行標(biāo)定，并以此為依據(jù)合理選取進(jìn)氣道不同工作條件下的特種氣囊充氣壓力。本發(fā)明具體實(shí)現(xiàn)該技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實(shí)施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實(shí)現(xiàn)。
權(quán)利要求
1.一種基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于其包括前錐尖(1)、位于前錐尖(1)外側(cè)的進(jìn)氣道唇罩O)、與前錐尖(1)連接的特種氣囊(3)、高壓氣源(8)以及連接高壓氣源(8)及特種氣囊( 的進(jìn)氣管(9)，所述特種氣囊( 與進(jìn)氣道唇罩( 之間形成進(jìn)氣道喉道(10)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于所述特種氣囊(3)設(shè)有金屬芯(5)及覆蓋于金屬芯(5)上的彈性層(13)，該彈性層(13)與金屬芯 (5)圍成氣腔(11)，所述進(jìn)氣管(9)穿過(guò)該金屬芯(5)與氣腔(11)連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于所述彈性層(13)內(nèi)收容有內(nèi)編織物G)，并通過(guò)調(diào)節(jié)內(nèi)編織物中經(jīng)線(xiàn)和緯線(xiàn)的角度維持彈性層(1 在不同充氣壓力時(shí)的形變和外表面輪廓。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于該基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道還包括設(shè)于進(jìn)氣管(9)上的充氣閥門(mén)(7)。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于該基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道還包括放氣閥門(mén)(6)及連接放氣閥門(mén)(6)與特種氣囊(3) 的放氣管(12)，該放氣管(12)穿過(guò)金屬芯(5)與氣腔(11)連接。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其特征在于所述彈性層(1 由耐熱橡膠制成；所述金屬芯(5)、彈性層(1 及氣囊編織物(4) 一體成型。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種基于特種氣囊的軸對(duì)稱(chēng)可變形進(jìn)氣道，其包括前錐尖、位于前錐尖外側(cè)的進(jìn)氣道唇罩、與前錐尖連接的特種氣囊、高壓氣源以及連接高壓氣源及特種氣囊的進(jìn)氣管，所述特種氣囊與進(jìn)氣道唇罩之間形成進(jìn)氣道喉道，從而可以通過(guò)調(diào)整特種氣囊的體積來(lái)達(dá)到調(diào)整進(jìn)氣道喉道的喉道面積，從而能夠保證進(jìn)氣道擁有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，對(duì)提高飛行器巡航性能特別有利，并且調(diào)節(jié)特種氣囊的體積簡(jiǎn)單方便，調(diào)節(jié)的附加代價(jià)低，充分利用飛行器內(nèi)部空間，易于實(shí)現(xiàn)。
文檔編號(hào)F02C7/057GK102434285SQ20111037160
公開(kāi)日2012年5月2日 申請(qǐng)日期2011年11月21日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月21日
發(fā)明者周唯陽(yáng), 孫姝, 張啟帆, 張悅, 曾平君, 李程鴻, 童悅, 譚慧俊 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)