一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機超音速進氣道領(lǐng)域，涉及一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)。包括進氣道、防喘作動機構(gòu)，進氣道出口位置附近開設(shè)有放氣口，防喘作動機構(gòu)位于進氣道內(nèi)的放氣口旁邊，防喘作動機構(gòu)可封閉放氣口。防喘作動機構(gòu)包括作動筒基體、作動活塞、止動銷、壓簧、盲堵、插座、蓋板，作動筒基體內(nèi)開有活塞筒，在插座與動作活塞之間填裝有火藥，作動活塞的端頭安裝有蓋板，活塞筒的側(cè)面開止動銷孔，盲堵和壓簧把止動銷壓在動作活塞的側(cè)面上，插座連接點火控制信號。本發(fā)明解決了進氣道的喘振問題，進氣道溢流阻力減小，給飛行器提供額外的升力作用，放氣口無拋出物，不會威脅到飛行器上的其他部件，結(jié)構(gòu)緊湊、簡單，對進氣道的性能影響小。
【專利說明】一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機超音速進氣道領(lǐng)域，具體的說是涉及一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)。

【背景技術(shù)】
[0002]按照氣流壓縮過程的不同，超音速進氣道可分為外壓式、內(nèi)壓式、混壓式三種類型，其中，外壓式超音速進氣道多用于飛行馬赫數(shù)不大于2的超音速飛行器，內(nèi)壓式超音速進氣道由于存在起動難題，故而使用不多，混壓式超音速進氣道兼具外壓式和內(nèi)壓式的優(yōu)點，緩和了內(nèi)壓式超音速進氣道的起動困難，能在飛行馬赫數(shù)2以上的超音速飛行器上使用。近年來，隨著各種超音速飛行器的研發(fā)和投入使用，超音速飛行器的種類、數(shù)量大幅度增加，超音速飛行器的飛行速度也有不斷提高的趨勢，從而混壓式的超音速進氣道將獲得越來越多的應(yīng)用。
[0003]混壓式超音速進氣道的氣流壓縮過程，分為進氣道唇口前的超音速氣流減速增壓階段、進氣道唇口到進氣道擴壓段結(jié)尾正激波的超音速氣流減速增壓階段、以及進氣道擴壓段結(jié)尾正激波到進氣道出口的亞音速氣流減速增壓階段，其中的進氣道唇口到進氣道擴壓段結(jié)尾正激波的超音速氣流減速增壓階段，超音速氣流要經(jīng)過進氣道的喉道位置，根據(jù)超音速進氣道的氣流壓縮過程特點，超音速進氣道進口氣流馬赫數(shù)(亦即飛行器飛行速度)必須要超過一定的數(shù)值，氣流才能順利通過超音速進氣道喉道進入進氣道內(nèi)，該超音速進氣道進口氣流馬赫數(shù)稱為超音速進氣道的起動馬赫數(shù)，當飛行器的飛行速度小于超音速進氣道的起動馬赫數(shù)時，由于進氣道的喉道面積限制了進氣道內(nèi)的氣流通過能力，超音速進氣道將在唇口前出現(xiàn)溢流現(xiàn)象，從而引起進氣道阻力的大幅度增加；另一方面，現(xiàn)在的超音速飛行器多采用助推/沖壓一體化設(shè)計的沖壓發(fā)動機，在飛行器助推加速未達到進氣道起動馬赫數(shù)之前，進氣道的出口被助推器封閉，這將加劇進氣道溢流現(xiàn)象，從而加劇進氣道溢流阻力，并能引發(fā)進氣道喘振現(xiàn)象，給飛行器的可控飛行和機體結(jié)構(gòu)安全帶來嚴重的威脅。
[0004]為解決超音速進氣道的起動前喘振問題，尤其是配裝助推/沖壓一體化沖壓發(fā)動機的超音速起動前喘振問題，目前多采用在超音速進氣道的唇口附近增加進氣道進口堵蓋的技術(shù)方案，在飛行器助推加速到進氣道的起動馬赫數(shù)之前，依靠該堵蓋的封閉作用，阻止氣流進入進氣道內(nèi)，從而避免了進氣道的喘振現(xiàn)象，當飛行器助推加速到進氣道的起動馬赫數(shù)之后，被助推器封閉的進氣道出口打開，該堵蓋整體外拋或者火藥炸碎后從進氣道內(nèi)吹走，從而打開進氣道內(nèi)流通道，超音速氣流進入進氣道并建立設(shè)計要求的流動場，超音速進氣道開始正常工作。
[0005]目前的進氣道進口堵蓋技術(shù)方案，通過阻止氣流進入進氣道內(nèi)的方式，能解決飛行器加速過程中飛行速度小于進氣道起動馬赫數(shù)時的進氣道喘振問題，但是，該技術(shù)方案對進氣道起動前的進氣道阻力大幅度問題是基本上是無能為力的；且堵蓋的設(shè)計、制造、安裝困難；整體外拋式堵蓋的拋放過程對飛行器機身具有威脅；火藥炸碎后從進氣道吹走的堵蓋碎片很可能撞壞進氣道內(nèi)的氣流傳感器以及發(fā)動機內(nèi)的其他部件設(shè)備等。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的在于解決上述問題，提供一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)。
[0007]為了實現(xiàn)本發(fā)明的目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為:
一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，包括由進氣道、防喘作動機構(gòu)，進氣道出口位置附近開設(shè)有放氣口，防喘作動機構(gòu)位于進氣道內(nèi)的放氣口旁邊，防喘作動機構(gòu)可封閉放氣口。
[0008]防喘作動機構(gòu)包括作動筒基體、作動活塞、止動銷、壓簧、盲堵、插座、蓋板，蓋板的尺寸與放氣口匹配，作動筒基體內(nèi)開有活塞筒，活塞筒的一端有作動活塞，活塞筒的另一端有插座，在插座與動作活塞之間填裝有火藥，作動活塞的端頭安裝有蓋板，活塞筒的側(cè)面開止動銷孔，止動銷、壓簧、盲堵安裝于止動銷孔內(nèi)，盲堵和壓簧把止動銷壓在動作活塞的側(cè)面上，插座連接點火控制信號。
[0009]作動活塞的側(cè)面開有防轉(zhuǎn)動線槽和止動槽，沿作動活塞表面開的防轉(zhuǎn)動線槽與作動活塞軸線平行，止動槽開在防轉(zhuǎn)動線槽上且朝向作動活塞軸中心，止動銷可插入防轉(zhuǎn)動線槽或止動槽內(nèi)。
[0010]作動筒基體的活塞筒出口邊緣有個凸臺，作動活塞上有臺階狀結(jié)構(gòu)與凸臺匹配，凸臺把作動活塞限位在作動筒基體的活塞筒內(nèi)。
[0011]凸臺厚度h為0.4-1.0毫米。
[0012]本發(fā)明的有益效果在于:1、解決了進氣道的喘振問題，避免了進氣道喘振對進氣道及飛行器機身結(jié)構(gòu)的破壞性作用；2、進入進氣道的大量氣流將從該放氣口處排出進氣道夕卜，從而能明顯減弱進氣道唇口前的溢流現(xiàn)象，進氣道溢流阻力得以明顯減??；3、能給飛行器提供額外的升力作用；4、設(shè)計、制造、安裝都相對簡單；4、放氣口無拋出物，不會威脅到飛行器上的其他部件；5、整體結(jié)構(gòu)緊湊、尺寸重量小、對進氣道的性能影響小。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0013]圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖，
圖2為本發(fā)明的進氣道結(jié)構(gòu)示意圖，
圖3為本發(fā)明的防喘作動機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖，
圖4為本發(fā)明的防喘作動機構(gòu)內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖(該機構(gòu)未動作狀態(tài)，蓋板未蓋住放氣口時)，
圖5為本發(fā)明的防喘作動機構(gòu)內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖(該機構(gòu)已動作狀態(tài)，蓋板蓋住放氣口時)，
圖6為本發(fā)明的作動筒基體結(jié)構(gòu)示意圖，
圖7為本發(fā)明的作動活塞結(jié)構(gòu)示意圖，
圖8為本發(fā)明的插頭結(jié)構(gòu)示意圖，
圖9為圖4的A部放大圖。

【具體實施方式】
[0014]下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明:
實施例:參見圖1至圖9。
[0015]一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，包括由進氣道1、防喘作動機構(gòu)2，進氣道出口位置附近開設(shè)有放氣口 3，防喘作動機構(gòu)2位于進氣道1內(nèi)的放氣口 3旁邊，防喘作動機構(gòu)2可封閉放氣口 3。
[0016]防喘作動機構(gòu)2包括作動筒基體4、作動活塞5、止動銷6、壓簧7、盲堵8、插座9、蓋板10，蓋板10的尺寸與放氣口 3匹配，作動筒基體4內(nèi)開有活塞筒11，活塞筒11的一端有作動活塞12，活塞筒11的另一端有插座9，在插座9與動作活塞5之間填裝有火藥13，作動活塞5的端頭安裝有蓋板10，活塞筒11的側(cè)面開止動銷孔14，止動銷6、壓簧7、盲堵8安裝于止動銷孔14內(nèi)，盲堵9和壓簧7把止動銷6壓在動作活塞5的側(cè)面上，插座9連接點火控制信號。
[0017]作動活塞5的側(cè)面開有防轉(zhuǎn)動線槽51和止動槽52，沿作動活塞5表面開的防轉(zhuǎn)動線槽51且與作動活塞5軸線平行，止動槽52開在防轉(zhuǎn)動線槽51上且朝向作動活塞5軸中心,止動銷6可插入防轉(zhuǎn)動線槽51或止動槽52內(nèi)。
[0018]作動筒基體4的活塞筒11出口邊緣有個凸臺18，作動活塞5上有臺階狀結(jié)構(gòu)與凸臺18匹配，凸臺18把作動活塞5限位在作動筒基體4的活塞筒11內(nèi)。
[0019]凸臺18厚度h為0.4-L 0毫米。
[0020]本發(fā)明工作原理:在飛行器助推加速過程中，當飛行速度未到達進氣道起動馬赫數(shù)之前，進氣道未起動，防喘作動結(jié)構(gòu)的作動筒內(nèi)的火藥未點火，作動活塞受作動筒基體薄弱環(huán)節(jié)即凸臺以及固態(tài)火藥的位置限制作用，固定縮進到活塞筒內(nèi)，與作動活塞相連接的蓋板未蓋住進氣道的放氣口，進入進氣道的氣流從放氣口中排放出去，從而消除了進氣道的喘振現(xiàn)象，并緩和進氣道的溢流阻力，在飛行器助推加速到進氣道起動馬赫數(shù)后，飛行器的控制系統(tǒng)發(fā)出蓋板關(guān)閉指令通過插座給活塞筒內(nèi)的火藥供電，火藥燃燒產(chǎn)生的高溫高壓燃氣推動作動活塞，作動活塞剪斷作動筒基體上的凸臺，并在高溫高壓燃氣的持續(xù)推動作用下繼續(xù)向外伸出直到伸出到位位置，然后壓簧將止動銷壓入作動活塞上的止動槽內(nèi)將作動活塞位置鎖定在伸出到位狀態(tài)，此時蓋板受作動活塞的支撐作用蓋嚴進氣道的放氣口，進氣道起動成功并開始正常工作。
[0021]在飛行器助推加速到達進氣道起動馬赫數(shù)之前，由于放氣口成打開狀態(tài)，進入進氣道的大量氣流將從該口處排出進氣道外，從而解決了進氣道的喘振問題，避免了進氣道喘振對進氣道及飛行器機身結(jié)構(gòu)的破壞性作用，并保證了飛行器的可控飛行；在飛行器助推加速到達進氣道起動馬赫數(shù)之后，火藥點爆使得作動活塞作動，推動放氣口迅速關(guān)閉并位置鎖定，進氣道內(nèi)正常流動迅速建立，進氣道能正常工作；在飛行器助推加速到達進氣道起動馬赫數(shù)之前，由于放氣口成打開狀態(tài)，進入進氣道的大量氣流將從該口蓋處排出進氣道外，從而能明顯減弱進氣道唇口前的溢流現(xiàn)象，進氣道溢流阻力得以明顯減小；當放氣口位于飛行器下方時，在飛行器助推加速到達進氣道起動馬赫數(shù)之前，由于放氣口的蓋板成打開狀態(tài)，進入進氣道的大量氣流將從該放氣口處排出進氣道外，該排放氣流產(chǎn)生的直接推力作用以及間接的機身表面激波后增壓區(qū)效應(yīng)，將能給飛行器提供額外的升力作用；防喘作動機構(gòu)位于結(jié)構(gòu)相對簡單的進氣道出口位置附近，且該位置處的氣流成亞音速流動，流動現(xiàn)象也相對簡單，故相對進氣道唇口位置附近的堵蓋來說，該處防喘作動機構(gòu)等的設(shè)計、制造、安裝都相對簡單；放氣口無拋出物，不會威脅到飛行器上的其他部件；蓋板由防喘作動機構(gòu)來控制位置，動作迅速可靠，整體結(jié)構(gòu)緊湊、尺寸重量小、對進氣道的性能影響小。
[0022]本發(fā)明的實施例公布的是較佳的實施例之一也，但并不局限于此，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，極易根據(jù)上述實施例，領(lǐng)會本發(fā)明的精神，并做出不同的引申和變化，但只要不脫離本發(fā)明的精神，都在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，包括由進氣道、防喘作動機構(gòu)，進氣道出口位置附近開設(shè)有放氣口，其特征在于:防喘作動機構(gòu)位于進氣道內(nèi)的放氣口旁邊，防喘作動機構(gòu)可封閉放氣口。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，其特征在于:防喘作動機構(gòu)包括作動筒基體、作動活塞、止動銷、壓簧、盲堵、插座、蓋板，蓋板的尺寸與放氣口匹配，作動筒基體內(nèi)開有活塞筒，活塞筒的一端有作動活塞，活塞筒的另一端有插座，在插座與動作活塞之間填裝有火藥，作動活塞的端頭安裝有蓋板，活塞筒的側(cè)面開止動銷孔，止動銷、壓簧、盲堵安裝于止動銷孔內(nèi)，盲堵和壓簧把止動銷壓在動作活塞的側(cè)面上，插座連接點火控制信號。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，其特征在于:作動活塞的側(cè)面開有防轉(zhuǎn)動線槽和止動槽，沿作動活塞表面開的防轉(zhuǎn)動線槽與作動活塞軸線平行，止動槽開在防轉(zhuǎn)動線槽上且朝向作動活塞軸中心，止動銷可插入防轉(zhuǎn)動線槽或止動槽內(nèi)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，其特征在于:作動筒基體的活塞筒出口邊緣有個凸臺，作動活塞上有臺階狀結(jié)構(gòu)與凸臺匹配，凸臺把作動活塞限位在作動筒基體的活塞筒內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種超音速進氣道防喘結(jié)構(gòu)，其特征在于:凸臺厚度h為.0.4-1.0 毫米。
【文檔編號】B64D33/02GK104443403SQ201410674925
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年11月24日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月24日
【發(fā)明者】唐仁杰, 盧杰, 尹志龍, 趙勝海, 萬志明, 戴佳, 楊俊飛, 周俊偉, 楊佳壁, 熊薇 申請人:江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司