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基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法
| 专利名称： | 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法 |
| 摘要： | 本发明公开了一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，双模态冲压发动机通道与火箭引射冲压发动机通道上下并联，涡轮发动机通道与二者左右并联，并设计了左右并排布局的双发模式。本发明保留了涡轮发动机中低空的工作性能优势，火箭引射冲压发动机可保证飞行器在跨超声速爬升加速的过程中提供较大的剩余推力，实现飞行器短时间内爬升加速到巡航高度。 |
| 专利类型： | 发明 |
| 国家地区组织代码： | 江苏;32 |
| 申请人： | 南京航空航天大学 |
| 发明人： | 王成鹏;薛龙生;焦运;徐相荣;徐培;有连兴 |
| 专利状态： | 有效 |
| 申请日期： | 2016-10-10T00:00:00+0800 |
| 发布日期： | 2019-01-01T00:00:00+0800 |
| 申请号： | CN201610885546.9 |
| 公开号： | CN106321283A |
| 代理机构： | 江苏圣典律师事务所 32237 |
| 代理人： | 贺翔 |
| 分类号： | F02K7/16(2006.01)I |
| 申请人地址： | 210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号 |
| 主权项： | 一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，其特征在于，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，包括步骤如下：（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下的双模态冲压发动机通道；其中双模态冲压发动机通道的高超声速进气道采用流线追踪法与飞行器前体下表面一体化设计，同时基于一体化的进气道压缩面/前体下表面构造整个密切锥前体乘波面；尾喷管与飞行器后体下表面一体化设计；（2）依据火箭引射冲压发动机设计点的尺寸参数，并基于上述双模态冲压发动机通道，在双模态冲压发动机通道背部构造火箭引射冲压发动机通道，并且与双模态冲压发动机通道共用进气道入口与尾喷管出口，采用上下并联模式；（3）将上述并联的双通道布局构造成左右双发模式，并基于二者的位置与内侧空间，构造涡轮发动机通道，与二者左右并联；涡轮发动机通道在侧面共享进气道入口，同时在侧面共享尾喷管出口，拥有独立的通道调节板；依据上述三个发动机通道出口位置布局、尺寸以及工作模态的调节需求，采用二维与三维组合扩张的模式设计尾喷管；火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道出口并联段采用二维扩张设计，连续线性调节；涡轮发动机通道出口与二者的并联段采用三维扩张设计，独立调节。 |
| 所属类别： | 发明专利 |
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