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1. (WO2019062361) 一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道
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说明书

发明名称 0001   0002   0003   0004   0005   0006   0007   0008   0009   0010   0011   0012   0013   0014   0015   0016   0017   0018   0019   0020   0021   0022   0023   0024   0025   0026   0027   0028   0029   0030   0031   0032   0033   0034   0035   0036   0037   0038   0039   0040   0041   0042   0043   0044   0045   0046   0047   0048   0049   0050   0051   0052   0053   0054   0055   0056   0057   0058   0059   0060   0061   0062   0063   0064   0065   0066   0067   0068   0069   0070   0071   0072  

权利要求书

1   2   3   4   5   6   7   8  

附图

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说明书

发明名称 : 一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道

技术领域

[0001]
本发明涉及飞行器设计领域,尤其是一种发动机进气道。

背景技术

[0002]
进气道作为吸气式推进系统的主要部件之一,其主要功能之一便是为发动机提供所需的空气流量。只有进气道与发动机相互配合,才能使推进系统高效地工作。
[0003]
进气道与发动机的流量匹配不仅要在设计状态满足,而且也应保证在非设计状态尽量得到满足。对于超声速飞行器来说,从起飞到超声速巡航和最大速度飞行,飞行马赫数和飞行高度变化很广,发动机的工作状态变化范围很大,导致发动机所需的流量变化也很大。但是传统的定几何超声速进气道对于空气流量的捕获有一定的限制。因此,超声速进气道所能提供的空气流量与发动机所需的空气流量往往不协调,矛盾比较突出,导致动力装置性能恶化。
[0004]
对于超声速飞行器,一般选择最大飞行马赫数为设计状态,以保证有足够的推力满足最大速度飞行的要求。在飞行马赫数小于设计马赫数,即M 0<M D时,进气道捕获流量一般小于发动机所需的流量,供需流量系数的关系为φ <φ ,(φ为流量系数)进气道工作在超临界状态,喉道后方的结尾激波变强,导致总压恢复系数降低,同时增大了出口流场畸变,甚至可能出现痒振。而且当飞行马赫数M 0下降时,按照设计状态确定的喉道面积A t,d显得太小,造成喉道壅塞,进气道进口前形成弓形激波,使φ 进一步下降,加剧了进气道的超临界程度。
[0005]
为了保证进气道与发动机匹配,保证动力装置的性能水平,当M 0<M D时,由于φ <φ ,进气道捕获流量小于发动机所需流量,需要通过进气道调节增大捕获面积A 0与流量系数φ ,同时相应地放大喉道面积A t
[0006]
发明专利CN 104632411 A中公开了一种“采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道”,通过驱动喉道段上壁面以改变喉道面积,进而改变内收缩比,保证了进气道压缩性能,但是单一调节喉道面积,并不能保证发动机在不同工况下的流量需求;发明专利CN 102705081 A提出了一种“二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式”,通过唇罩的水平移动而改变捕获面积,实现了高、低马赫数时的内收缩比调节与不同来流条件下的流量调节,但是并未对喉道面积进行调节,容易造成喉道壅塞,且无法保证进气道的压缩量。
[0007]
由此可见,现有的变几何方案均以单独调节喉道面积A t或者捕获面积A 0为主,并不能保证捕获面积与喉道面积的同步调节,调节效率较低。因此需要设计 一种使得捕获面积和喉道面积可同步调节的超声速进气道,以保证进气道捕获流量和发动机所需流量相匹配,且不会造成喉道壅塞。
[0008]
发明内容
[0009]
为解决上述问题,本发明提供一种对超声速进气道捕获面积与喉道面积的同步调节的进气道的技术方案。
[0010]
本发明还提供了上述进气道的控制方法的技术方案。
[0011]
本发明还提供了上述进气道的设计方法的技术方案。
[0012]
为了达到上述目的,本发明捕获面积与喉道面积可同步调节的超声速进气道采用的技术方案如下:
[0013]
一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道,包括位于进气道入口处内侧的第一级压缩面、自第一级压缩面向后延伸的第二级压缩面、位于进气道入口处外侧的唇罩、铰接于第二级压缩面后端并向后延伸的可动内收缩段、铰接于可动内收缩段后端并向后延伸的可动喉道段、铰接于可动喉道段后端并向后延伸的可动扩压段;所述唇罩包括位于后端的固定罩体及铰接于固定罩体前端并向前延伸的转动罩体,所述转动罩体自与固定罩体的铰接点处向内转动或者向外转动。
[0014]
有益效果:本发明提供的一种捕获面积与喉道面积可同步调节的超声速进气道,通过设置可动喉道段调节喉道面积,同时在唇罩前端设置转动罩体,能够调节捕获面积,从而实现进气道捕获面积与喉道面积可同步调节的效果。
[0015]
进一步的,在上述超声速进气道的基础上,本发明给出了能够实现通过同一个驱动装置对超声速进气道捕获面积与喉道面积的同步调节的附加技术特征:
[0016]
所述可动喉道段的内侧与至少一个转动臂的一端铰接,转动臂的另一端端与位于可动喉道段内侧并前后延伸的推杆铰接,推杆的后端与驱动装置相连;还设有与推杆前端连接的倾斜滑槽、连接倾斜滑槽与转动罩体的唇罩支撑杆,所述倾斜滑槽包括第一水平槽、第二水平槽及连通第一水平槽与第二水平槽倾斜槽,所述第一水平槽与推杆连接,且第一水平槽相较第二水平槽更靠外;所述唇罩支撑杆的一端设有位于倾斜滑槽中的滑块,唇罩支撑杆的另一端连接转动罩体;所述倾斜滑槽的前端通过导轨限位在导轨槽中;
[0017]
当驱动装置带动推杆向前滑动过程中,推杆通过转动臂带动可动喉道段自最外拱起位置向内拉回,即进气道喉道面积自最小变为最大;推杆向前滑动同时推动倾斜滑槽向前移动使滑块向倾斜滑槽与推杆连接的一端移动,从而使唇罩支撑杆向外推动转动罩体自与固定罩体的铰接点处向外转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体不转动;
[0018]
当驱动装置带动推杆自最前位置向后滑动的过程中,推杆通过转动臂带动可动喉道段向外拱起,当推杆滑动至最后位置时,可动喉道段位于最外拱起位置,此时转动臂与推杆相互垂直;推杆向后滑动同时拉动倾斜滑槽向后移动使滑块向倾斜滑槽的前端移动,从而使唇罩支撑杆向内拉动转动罩体自与固定罩体的铰接点处向内转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体不转动。
[0019]
上述的附加技术特征通过在喉道面积调节系统的水平推杆左侧设计倾斜滑槽,使得与转动唇罩支撑杆相连接的滑块在倾斜滑槽中作相对运动。当驱动水平推杆左右运动时,既可带动喉道下壁面运动调节喉道面积,又可以通过倾斜滑槽带动滑块的上下移动驱动唇罩的转动调节捕获面积,从而实现了用一套驱动机构对超声速进气道捕获面积与喉道面积的同步调节。基于飞行器的工作包线及发动机在飞行包线内的流量变化规律分别确定喉道面积和捕获面积的调节规律设计倾斜滑槽的几何形状(如上述的包括两个水平槽及中间倾斜槽的几何形状),即可实现捕获面积和喉道面积按照一定的作动规律同步调节。
[0020]
进一步的,还设有限位唇罩支撑杆的限位槽,所述限位槽自内向外延伸。该限位槽的设置使得唇罩支撑杆只能向内或者向外移动,使唇罩支撑杆带动转动罩体转动时唇罩支撑杆的位移数据为线性唯一,更易采集及进行数据处理。
[0021]
进一步的,所述可动扩压段后端连接有平动段,该平动段的前端与可动扩压段后端铰接,平动段的后端通过前后延伸的平动限位槽限位。
[0022]
进一步的,所述转动罩体的内侧设有唇罩滑槽,所述唇罩支撑杆连接转动罩体的一端设有位于唇罩滑槽内的唇罩滑块。唇罩滑槽给予唇罩滑块一个活动的空间,由于唇罩支撑杆只能向内或者向外移动,唇罩滑块在唇罩滑槽内的活动空间能够避免转动罩体转动时与唇罩支撑杆的移动产生干涉。
[0023]
本发明提供的上述进气道的控制方法可采用如下技术方案:
[0024]
(1.1)、当飞行马赫数为低亚声速时,推杆推动至最前位置,转动罩体被唇罩支撑杆向外推动至向外最大转角位置,捕获面积最大,喉道面积最大;
[0025]
(1.2)、当加速至进气道起动马赫数时,推杆向后滑动,可动喉道段变形向外拱起喉道面积减小,但滑块处于第一水平槽中滑动,唇罩不转动,捕获面积仍然保持为最大,但喉道面积减小使进气道压缩能力增强;
[0026]
(1.3)、自进气道起动加速至巡航过程中,推杆向后滑动,滑块处于倾斜槽中滑动并拉动转动罩体向内转动,可动喉道段变形向外拱起至最外拱起位置;捕获面积和喉道面积同步减小;
[0027]
(1.4)、飞行器以最大马赫数飞行时,推杆位于最右端,捕获面积与喉道面 积均最小。
[0028]
(1.5)、在飞行过程中,当发动机所需流量小于进气道捕获流量时,向后移动推杆;当发动机所需流量大于进气道捕获流量时,向前移动推杆。
[0029]
本发明提供的上述进气道的设计方法可采用如下技术方案:
[0030]
(2.1)、以巡航点为设计马赫数设计进气道的型面,以此型面作为进气道变
[0031]
几何的基础;
[0032]
(2.2)、唇罩铰接点的设计为,由于唇罩需要转动以调节进气道的捕获面积,
[0033]
同时为避免产生额外波系,选定唇罩转折点即为铰接点;
[0034]
(2.3)、唇罩支杆铰接点的设计为,考虑到驱动力与支撑强度等问题,将唇罩支杆铰接点设定为唇口点和唇罩铰接点的中点。
[0035]
进一步的,采用运动仿真软件生成滑槽型面:导入进气道几何构型并设置完毕相应的运动副之后,先分别以喉道面积调节规律和捕获面积调节规律为驱动函数,通过作动机构的运动仿真得到推杆的响应位移x和唇罩支撑杆的响应位移y,再以点云(x,y)通过构型软件拟合成滑槽中心型线。

附图说明

[0036]
图1是本发明超声速进气道的结构示意图。
[0037]
图2是本发明超声速进气道的唇口位置示意图。
[0038]
图3是某一喉道面积随飞行马赫数的变化规律。
[0039]
图4是某一捕获面积随飞行马赫数的变化规律。
[0040]
图5是本发明进气道中的倾斜滑槽型面。
[0041]
图6是本发明超声速进气道的设计流程图。
[0042]
图7是本发明超声速进气道的工作流程图。
[0043]
图中标号名称为:1、第一道激波,2、第二道激波,3、可动唇罩,4、唇罩支撑杆铰链,5、唇罩滑块,6、唇罩转动铰链,7、唇罩滑槽,8、唇罩支撑杆,9、可动喉道段,10、可动扩压段,11、平动段,12、倾斜滑槽,13、滑块,14、摇杆,15、推杆,16、可动内收缩段,17、第一级压缩面,18、第二级压缩面,19、动力源,31、固定罩体,32、转动罩体,121、第一水平槽、122、第二水平槽,123、倾斜槽,124、导轨,125、导轨槽;81、限位槽,111、平动限位槽。

具体实施方式

[0044]
请参阅图1、图2及图5,本发明公开了一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道,包括位于进气道入口处内侧的第一级压缩面17、自第一级压缩面向后延伸的第二级压缩面18、位于进气道入口处外侧的唇罩3、铰接于第二级压缩面18后端并向后延伸的可动内收缩段16、铰接于可动内收缩段16后端 并向后延伸的可动喉道段9、铰接于可动喉道段9后端并向后延伸的可动扩压段10;所述唇罩3包括位于后端的固定罩体31及铰接于固定罩体前端并向前延伸的转动罩体32,所述转动罩体32自与固定罩体的铰接点处向内转动或者向外转动。还设有限位唇罩支撑杆8的限位槽81,所述限位槽81自内向外延伸。所述可动扩压段10后端连接有平动段11,该平动段的前端与可动扩压段10后端铰接,平动段的后端通过前后延伸的平动限位槽111限位。所述转动罩体32的内侧设有唇罩滑槽7,所述唇罩支撑杆连接转动罩体的一端设有位于唇罩滑槽内的唇罩滑块。
[0045]
所述可动喉道段9的内侧与至少一个转动臂14的一端铰接,转动臂14的另一端端与位于可动喉道段内侧并前后延伸的推杆15铰接,推杆15的后端与驱动装置19相连;还设有与推杆前端连接的倾斜滑槽12、连接倾斜滑槽与转动罩体的唇罩支撑杆8,所述倾斜滑槽包括第一水平槽121、第二水平槽122及连通第一水平槽121与第二水平槽122倾斜槽123,所述第一水平槽与推杆15连接,且第一水平槽相较第二水平槽更靠外;所述唇罩支撑杆8的一端设有位于倾斜滑槽中的滑块13,唇罩支撑杆的另一端连接转动罩体32;所述倾斜滑槽的前端通过导轨124限位在导轨槽125中;
[0046]
当驱动装置19带动推杆15向前滑动过程中,推杆15通过转动臂14带动可动喉道段9自最外拱起位置向内拉回,即进气道喉道面积自最小变为最大;推杆15向前滑动同时推动倾斜滑槽12向前移动使滑块13向倾斜滑槽12与推杆15连接的一端移动,从而使唇罩支撑杆8向外推动转动罩体32自与固定罩体的铰接点处向外转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体32不转动;
[0047]
当驱动装置19带动推杆15自最前位置向后滑动的过程中,推杆15通过转动臂14带动可动喉道段9向外拱起,当推杆15滑动至最后位置时,可动喉道段9位于最外拱起位置,此时转动臂与推杆相互垂直;推杆15向后滑动同时拉动倾斜滑槽12向后移动使滑块13向倾斜滑槽12的前端移动,从而使唇罩支撑杆8向内拉动转动罩体32自与固定罩体的铰接点处向内转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体32不转动。
[0048]
请结合图7所示,上述超声速进气道的控制方法的实施例为:
[0049]
1.1、当飞行马赫数为低亚声速时,推杆15推动至最前位置,转动罩体32被唇罩支撑杆8向外推动至向外最大转角位置,捕获面积最大,喉道面积最大,保证进气道具有较大的捕获流量,保证起飞或降落时对推力的需求。
[0050]
1.2、当加速至进气道起动马赫数时,推杆15向后滑动,可动喉道段9变 形向外拱起喉道面积减小,但滑块13处于第一水平槽121中滑动,唇罩3不转动,捕获面积仍然保持为最大,但喉道面积减小使进气道压缩能力增强,内流性能改善。
[0051]
1.3、自进气道起动加速至巡航过程中,推杆15向后滑动,滑块13处于倾斜槽123中滑动并拉动转动罩体32向内转动,可动喉道段9变形向外拱起至最外拱起位置;捕获面积和喉道面积同步减小;保证进气道的流量系数始终保持较高水平同时具有较高的压缩能力。
[0052]
1.4、飞行器以最大马赫数飞行时,推杆15位于最右端,捕获面积与喉道面积均最小。
[0053]
1.5、在飞行过程中,当发动机所需流量小于进气道捕获流量时,向后移动推杆12;当发动机所需流量大于进气道捕获流量时,向前移动推杆12。
[0054]
请结合图5及图6所示,本发明超声速进气道的设计方法包括:
[0055]
捕获面积调节机构的设计:
[0056]
2.1、参考现有技术中的固定几何进气道设计方法,如发明专利CN201710413366.5中的固定几何进气道设计方法,以巡航点为设计马赫数设计进气道的型面,以此型面作为进气道变几何的基础;
[0057]
2.2、唇罩铰接点6的设计为,由于唇罩需要转动以调节进气道的捕获面积,同时为避免产生额外波系,选定唇罩转折点即为铰接点;
[0058]
2.3、唇罩支杆铰接点4的设计为,考虑到驱动力与支撑强度等问题,将唇罩支杆铰接点4设定为唇口点和唇罩铰接点6的中点。
[0059]
捕获面积调节规律的确定:
[0060]
(1)根据发动机的在飞行包线范围内的需求,由 计算当前飞行状态(M 0,p 0,T 0,G np,e)所需的捕获面积,其中p 0和T 0为当前飞行高度下的大气压力和温度,M 0为飞行马赫数,G np,e是发动机所需的折合流量;
[0061]
(2)根据平面斜激波关系式,以及第一、二级压缩面的气流偏转角,可以计算得到第一级激波1和第二级激波2激波角β 1、β 2
[0062]
(3)以步骤1确定的唇罩铰接点6为中心,以转动唇罩的长度为半径画圆;
[0063]
(4)如图2种捕获面积与喉道面积可连续调节的超声速进气道的唇口位置示意图所示,在自由流中绘制一点20,该点的高度为A 0,从该点分别作一条水平线交第一道激波1于点21,然后从点21作一条线平行于第一级压缩面17,该线交第二道激波2于点22,自点22作一条线平行于第二级压缩面18,该线交(3)步绘制的圆于点23,该点即确定为当前飞行条件下唇口位置;
[0064]
(5)一般唇罩转动角度较小,不超过10°。根据相似关系,近似得出唇罩滑块13在竖直方向的位移变化规律:
[0065]
喉道面积调节规律的确定:
[0066]
以四连杆机构为作动机构,两摇杆平行,根据几何关系可以得到喉道面积调节和水平推杆在水平方向的位移变化规律符合以下关系式: 式中L为摇杆长度、H为进气道内通道上壁面至水平推杆(15)的距离、e为喉道型线最高点至摇杆与喉道段连接铰链的竖直距离、A t为喉道面积。
[0067]
唇罩转动规律和喉道运动规律的实现形式:
[0068]
滑槽12型面的设计:根据喉道面积调节规律得出水平推杆15的位移变化规律: 根据捕获面积调节规律得出滑块13的竖直位移变化规律: 又根据发动机总体设计给出的捕获面积、喉道面积和飞行马赫数的关系:A 0=f(M 0)、A t=g(M 0),可得到 这是一个关于单一变量M 0的参数方程。据此参数方程设计滑槽12型面,可保证进气道捕获面积与喉道面积的同步调节,从而使发动机所需流量与进气道捕获流量相匹配。
[0069]
倾斜滑槽型面的设计方法:
[0070]
采用运动仿真软件生成倾斜滑槽型面:导入进气道几何构型并设置完毕相应的运动副之后,先分别以喉道面积调节规律和捕获面积调节规律为驱动函数,通过作动机构的运动仿真得到推杆15的响应位移x和唇罩支撑杆8的响应位移y,再以点云x,y通过构型软件拟合成滑槽12中心型线。
[0071]
如图4和图5所示,是本发明假设的某一捕获面积A0与喉道面积At随来流马赫数Ma的变化规律A 0=f(M 0)、A t=g(M 0),二者均线性变化。图6即为以图4与图5的变化规律,采用本发明提出的设计方法所生成的滑槽型面,其右端有一水平段,保证在起飞加速至进气道起动马赫数过程中喉道面积改变而捕获面积不变。
[0072]
本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多,以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

权利要求书

[权利要求 1]
一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道,其特征在于:包括位于进气道入口处内侧的第一级压缩面(17)、自第一级压缩面向后延伸的第二级压缩面(18)、位于进气道入口处外侧的唇罩(3)、铰接于第二级压缩面(18)后端并向后延伸的可动内收缩段(16)、铰接于可动内收缩段(16)后端并向后延伸的可动喉道段(9)、铰接于可动喉道段(9)后端并向后延伸的可动扩压段(10);所述唇罩(3)包括位于后端的固定罩体(31)及铰接于固定罩体前端并向前延伸的转动罩体(32),所述转动罩体(32)自与固定罩体的铰接点处向内转动或者向外转动。
[权利要求 2]
根据权利要求1所述的超声速进气道,其特征在于:所述可动喉道段(9)的内侧与至少一个转动臂(14)的一端铰接,转动臂(14)的另一端端与位于可动喉道段内侧并前后延伸的推杆(15)铰接,推杆(15)的后端与驱动装置(19)相连;还设有与推杆前端连接的倾斜滑槽(12)、连接倾斜滑槽与转动罩体的唇罩支撑杆(8),所述倾斜滑槽包括第一水平槽(121)、第二水平槽(122)及连通第一水平槽(121)与第二水平槽(122)倾斜槽(123),所述第一水平槽与推杆(15)连接,且第一水平槽相较第二水平槽更靠外;所述唇罩支撑杆(8)的一端设有位于倾斜滑槽中的滑块(13),唇罩支撑杆的另一端连接转动罩体(32);所述倾斜滑槽的前端通过导轨(124)限位在导轨槽(125)中; 当驱动装置(19)带动推杆(15)向前滑动过程中,推杆(15)通过转动臂(14)带动可动喉道段(9)自最外拱起位置向内拉回,即进气道喉道面积自最小变为最大;推杆(15)向前滑动同时推动倾斜滑槽(12)向前移动使滑块(13)向倾斜滑槽(12)与推杆(15)连接的一端移动,从而使唇罩支撑杆(8)向外推动转动罩体(32)自与固定罩体的铰接点处向外转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体(32)不转动; 当驱动装置(19)带动推杆(15)自最前位置向后滑动的过程中,推杆(15)通过转动臂(14)带动可动喉道段(9)向外拱起,当推杆(15)滑动至最后位置时,可动喉道段(9)位于最外拱起位置,此时转动臂与推杆相互垂直;推杆(15)向后滑动同时拉动倾斜滑槽(12)向后移动使滑块(13)向倾斜滑槽(12)的前端移动,从而使唇罩支撑杆(8)向内拉动转动罩体(32)自与固定罩体的铰接点处向内转动,在该过程中当唇罩支撑杆的滑块在第一水平槽与第二水平槽中移动时,转动罩体(32)不转动。
[权利要求 3]
根据权利要求2所述的超声速进气道,其特征在于:还设有限位唇罩支撑杆(8)的限位槽(81),所述限位槽(81)自内向外延伸。
[权利要求 4]
根据权利要求1或2或3所述的超声速进气道,其特征在于:所述可动 扩压段(10)后端连接有平动段(11),该平动段的前端与可动扩压段(10)后端铰接,平动段的后端通过前后延伸的平动限位槽(111)限位。
[权利要求 5]
根据权利要求1或2或3所述的超声速进气道,其特征在于:所述转动罩体(32)的内侧设有唇罩滑槽(7),所述唇罩支撑杆连接转动罩体的一端设有位于唇罩滑槽内的唇罩滑块。
[权利要求 6]
一种如权利要求2所述的超声速进气道的控制方法,其特征在于: (1.1)、当飞行马赫数为低亚声速时,推杆(15)推动至最前位置,转动罩体(32)被唇罩支撑杆(8)向外推动至向外最大转角位置,捕获面积最大,喉道面积最大; (1.2)、当加速至进气道起动马赫数时,推杆(15)向后滑动,可动喉道段(9)变形向外拱起喉道面积减小,但滑块(13)处于第一水平槽(121)中滑动,唇罩(3)不转动,捕获面积仍然保持为最大,但喉道面积减小使进气道压缩能力增强; (1.3)、自进气道起动加速至巡航过程中,推杆(15)向后滑动,滑块(13)处于倾斜槽(123)中滑动并拉动转动罩体(32)向内转动,可动喉道段(9)变形向外拱起至最外拱起位置;捕获面积和喉道面积同步减小; (1.4)、飞行器以最大马赫数飞行时,推杆(15)位于最右端,捕获面积与喉道面积均最小; (1.5)、在飞行过程中,当发动机所需流量小于进气道捕获流量时,向后移动推杆(12);当发动机所需流量大于进气道捕获流量时,向前移动推杆(12)。
[权利要求 7]
根据权利要求2所述的超声速进气道的设计方法,其特征在于: (2.1)、以巡航点为设计马赫数设计进气道的型面,以此型面作为进气道变几何的基础; (2.2)、唇罩铰接点(6)的设计为,由于唇罩需要转动以调节进气道的捕获面积,同时为避免产生额外波系,选定唇罩转折点即为铰接点; (2.3)、唇罩支杆铰接点(4)的设计为,考虑到驱动力与支撑强度等问题,将唇罩支杆铰接点(4)设定为唇口点和唇罩铰接点(6)的中点。
[权利要求 8]
根据权利要求7所述的设计方法,其特征在于:采用运动仿真软件生成滑槽型面:导入进气道几何构型并设置完毕相应的运动副之后,先分别以喉道面积调节规律和捕获面积调节规律为驱动函数,通过作动机构的运动仿真得到推杆(15)的响应位移x和唇罩支撑杆(8)的响应位移y,再以点云(x,y)通过构型软件拟合成滑槽(12)中心型线。

附图

[ 图 1]  
[ 图 2]  
[ 图 3]  
[ 图 4]  
[ 图 5]  
[ 图 6]  
[ 图 7]