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原文传递一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法

专利名称：	一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法
摘要：	本发明公开了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据；S3：在所述侧壁上开设调压孔；S4：设计整流罩的机动机构。本发明可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响。
专利类型：	发明专利
申请人：	大连理工大学
发明人：	孙钦东;常思源;何德胜;刘君;陈泽栋;魏雁昕;王正军;雷海
专利状态：	有效
申请日期：	1900-01-20T21:00:00+0805
发布日期：	1900-01-20T00:00:00+0805
申请号：	CN202010072445.6
公开号：	CN111204465A
代理机构：	大连东方专利代理有限责任公司
代理人：	赵淑梅;李洪福
分类号：	B64D33/02;B64D29/06;B;B64;B64D;B64D33;B64D29;B64D33/02;B64D29/06
申请人地址：	116024 辽宁省大连市高新园区凌工路2号
主权项：	1.一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于，包括如下步骤： S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端； S2：在所述整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据及整流罩头部激波的位置； S3：在所述侧壁上开设调压孔； S4：设计整流罩的机动机构；包含三个机动机构，分别为用于开启或关闭调压孔的调压孔机动机构、用于保证所述整流罩与所述进气道唇口未分离时所述整流罩与所述超/高超声速飞行器相对位置保持稳固的限位机构和用于所述整流罩在与所述超/高超声速飞行器完全分离前所述整流罩围绕其尾端旋转的转动机构。 2.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在所述步骤S1中所述底板为从其头部至尾部逐渐向下凸起的弧形面，其宽度从头部至尾部逐渐增大；所述侧壁为向超/高超声速飞行器外侧凸起的弧形面，其上端外缘线与所述超/高超声速飞行器外表面贴合，其宽度从尾部至头部逐渐减小，最终与底板在头部聚拢；所述堵板与所述进气道唇口相匹配。 3.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在上述步骤S3中，所述调压孔设置在所述侧壁的前部。 4.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在所述步骤S3中，所述来流条件包括来流总温、来流总压、所述超/高超声速飞行器的飞行攻角和所述超/高超声速飞行器的飞行马赫数。 5.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在所述步骤S4中，所述整流罩在与所述飞行器超/高超声速飞行器完全分离前旋转10°～25°。 6.根据权利要求1所述的一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，其特征在于：在所述步骤S4中，所述调压孔机动机构、所述限位机构和所述转动机构在整流罩分离时与所述整流罩一同脱离所述超/高超声速飞行器。
所属类别：	发明专利