一種飛行器組合式亞音速進氣裝置製造方法

2023-05-27 12:05:01

一種飛行器組合式亞音速進氣裝置製造方法
【專利摘要】本發明屬於飛行器進氣道【技術領域】，公開了一種飛行器組合式亞音速進氣裝置。該裝置包括埋入式進氣道、外掛進氣結構和可自動分離的連接機構，埋入式進氣道包括固定進氣通道和固定法蘭盤，外掛進氣結構包括可拋進氣通道、前整流罩、後整流罩和可拋法蘭盤，可自動分離的連接機構包括爆炸螺栓和連接片。可拋進氣通道、前整流罩和後整流罩用連接件固定到可拋法蘭盤上，可拋法蘭盤用爆炸螺栓和連接片固定到飛行器上埋入式進氣道的進口處，且外掛進氣結構的氣流出口與埋入式進氣道的氣流入口配合。採用本發明裝置，氣流畸變較好，減少發動機推力損失，保證了飛行器飛行能力；在飛行器的飛行末段，外掛進氣結構脫離飛行器，保證飛行器的隱身突防能力。
【專利說明】一種飛行器組合式亞音速進氣裝置
【技術領域】
[0001]本發明屬於飛行器進氣道【技術領域】，更具體地，涉及一種飛行器亞音速進氣裝置。【背景技術】
[0002]亞音速進氣道可配裝於飛行速度為亞跨音速的飛行器上，作為吸氣式發動機的進氣裝置。為減少飛行器的飛行阻力，發動機一般內置式安裝於飛行器內部，相應地，亞音速進氣道有S形進氣道和埋入式進氣道兩種形式。
早期的飛行器多採用S形進氣道，S形進氣道能利用氣流的速度增壓，進氣道出口的總壓恢復係數較高，一般其總壓恢復係數σ在0.98以上，根據理論分析和試驗統計結果，進氣道的總壓恢復係數增加一個百分點，能給發動機帶來約1.5%的推力增益，而採用S形進氣道帶來的飛行器氣動外形阻力增量約5% (相對採用埋入式進氣道的同一個飛行器)，因此，S形進氣道對增加飛行器的航程有利；同時，S形進氣道出口的流場畸變情況較好，有利於發動機潛力的發揮和工作穩定。
[0003]但是，S形進氣道是RCS的一個強反射源，對一些RCS隱身性能要求高的飛行器，S形進氣道並不合適作為其發動機的進氣裝置；同時，S形進氣道增加了飛行器的截面尺寸，不利於飛行器的小型化。
[0004]隨著國內外對高RCS隱身性能及小截面尺寸飛行器需求的日益增長，埋入式進氣道作為一種低RCS特性、並能顯著降低飛行器截面尺寸的新型亞音速進氣道，在新一代的飛行器獲得了廣泛應用。
[0005]但是，埋入式進氣道難以利用氣流的速度衝壓效果，因此進氣道的總壓恢復能力較低，進氣道出口的總壓恢復係數σ約為0.92 ;同時埋入式進氣道出口的流場畸變情況也較差，對發動機潛力的發揮和穩定工作有較大影響。
[0006]一些以高亞音速飛行的遠程、雷達隱身飛行器，需要採用埋入式進氣道，以保證飛行器接近目標時的全機身RCS隱身性能，但是此類飛行器在中段飛行階段，全機身的RCS隱身性能要求並不高，而埋入式進氣道的總壓恢復係數σ較低，進氣道出口的流場畸變較大，這將給飛行器的航程帶來較大影響。

【發明內容】

[0007]為彌補上述缺陷，本發明提出一種飛行器組合式亞音速進氣裝置，該裝置可以實現飛行器的隱身性能較好，且飛行器的發動機性能較好發揮，飛行器航程增加。
[0008]本發明採用的技術方案為:
一種飛行器組合式亞音速進氣裝置，包括埋入式進氣道、外掛進氣結構、和可自動分離的連接機構，所述埋入式進氣道包括固定進氣通道和固定法蘭盤；所述外掛進氣結構包括可拋進氣通道、前整流罩、後整流罩和可拋法蘭盤，所述可自動分離的連接機構包括爆炸螺栓和連接片。
[0009]所述可拋進氣通道、前整流罩和後整流罩用連接件安裝固定到所述可拋法蘭盤上，所述固定進氣通道用連接件安裝固定到所述固定法蘭盤上，所述埋入式進氣道的固定法蘭盤用連接件安裝固定到飛行器上，所述外掛進氣結構的可拋法蘭盤用爆炸螺栓和連接片安裝固定到飛行器上埋入式進氣道的進口處，且所述外掛進氣結構的氣流出口與埋入式進氣道的氣流入口配合。
[0010]本發明飛行器組合式亞音速進氣裝置的工作過程和有益效果為:在雷達隱身飛行器長時間的中段飛行過程中，外掛進氣裝置改善了埋入式進氣道的進口氣流條件，使得埋入式進氣道出口的氣流總壓恢復係數較高、氣流畸變情況較好，從而能減少發動機推力損失，保證了飛行器的遠程飛行能力；在飛行器的飛行末段，飛行器控制系統發出「拋放外掛進氣結構」的指令，飛行器電氣系統給爆炸螺栓通電，爆炸螺栓爆炸分離，使得外掛進氣結構繞連接片的零件薄弱環節處轉動，並使得連接片從其薄弱環節處折斷，於是外掛進氣結構脫離飛行器，埋入式進氣道單獨工作，從而避免了外掛進氣結構對飛行器RCS隱身性能的影響，保證了飛行器的RCS隱身突防能力。
[0011]上述技術方案的特點在於:
(I)所述埋入式進氣道與所述外掛進氣結構構成S形進氣道。
[0012](2)所述爆炸螺栓通電後，爆炸螺栓爆炸分離，使得外掛進氣結構繞連接片的零件薄弱環節處轉動，並使得連接片從其薄弱環節處折斷，於是外掛進氣結構脫離飛行器，埋入式進氣道單獨工作。
[0013](3)所述連接片的薄弱環節為該零件上的V形直刻槽。
[0014]採用本發明飛行器組合式亞音速進氣裝置的遠程、雷達隱身飛行器，既能保證飛行器飛行末段的RCS隱身性能；又能使飛行器在長時間的中段飛行過程中，發動機推力損失較小，發動機工作穩定性好，從而保證飛行器遠程飛行能力；同時該組合式亞音速進氣裝置的結構簡單，工作可靠。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0015]下面結合附圖和【具體實施方式】對本發明的技術方案作進一步詳細說明。
[0016]圖1為本發明實施例飛行器組合式亞音速進氣裝置俯視示意圖。
[0017]圖2為圖1沿A-A線的剖面示意圖。
[0018]圖3為圖2中的爆炸螺栓放大示意圖。
[0019]圖4為圖2中的連接片放大示意圖。
[0020]圖5為圖4中的連接片俯視示意圖。
[0021 ] 圖6為圖2中的埋入式進氣道放大示意圖。
[0022]圖7為圖6中的埋入式進氣道俯視示意圖。
[0023]圖8為圖2中的外掛進氣結構放大示意圖。
[0024]圖9為圖8中的外掛進氣結構仰視示意圖。
[0025]圖10為圖8中的前整流罩放大示意圖。
[0026]圖11為圖8中的後整流罩放大示意圖。
[0027]其中，1、埋入式進氣道；1_1、固定進氣通道；1_2、固定法蘭盤；2、外掛進氣結構；
2-1、可拋進氣通道；2-2、前整流罩；2-3、後整流罩；2-4、可拋法蘭盤；3、可自動分離的連接機構；3-1、爆炸螺栓；3-2、連接片；4、薄弱環節；5、第一連接孔；6、第二連接孔；7、氣流入 口 ；8、氣流出口。
【具體實施方式】
[0028]如附圖1、附圖2和附圖3所示，飛行器組合式亞音速進氣裝置I包括埋入式進氣道1、外掛進氣結構2、和可自動分離的連接機構3，埋入式進氣道I包括固定進氣通道1-1和固定法蘭盤1-2，外掛進氣結構2包括可拋進氣通道2-1、前整流罩2-2、後整流罩2-3和可拋法蘭盤2-4，可自動分離的連接機構3包括爆炸螺栓3-1和連接片3-2。可拋進氣通道2-1、前整流罩2-2和後整流罩2-3用連接件安裝固定到可拋法蘭盤2-4上，固定進氣通道
1-1用連接件安裝固定到固定法蘭盤1-2上。
[0029]埋入式進氣道I的固定法蘭盤1-2用連接件安裝固定到飛行器上，外掛進氣結構2的可拋法蘭盤2-4用爆炸螺栓3-1和連接片3-2安裝固定到飛行器上埋入式進氣道I的進口處，且外掛進氣結構2的氣流出口 8與埋入式進氣道I的氣流入口 7配合。外掛進氣結構2的通流管道內型面和埋入式進氣道I的通流管道內型面光順過渡連接，埋入式進氣道I與外掛進氣結構2可構成S形進氣道。
[0030]如附圖4和附圖5所示，連接片3-2縱剖面為Z字形，在Z字形的兩平行面上分別設置有多個的第一連接孔5和多個第二連接孔6，通過第一連接孔5可使連接片連接到飛行器上，通過第二連接孔6可使連接片固定連接到可拋法蘭盤上。連接片3-2上還設置有薄弱環節4，該薄弱環節4可為V形直刻槽。
[0031]如附圖6和附圖7所示，埋入式進氣道I進氣口邊緣上安裝有固定法蘭盤1-2。
[0032]如附圖8至附圖11所示，可拋進氣通道2-1的出氣口邊緣上安裝有可拋法蘭盤
2-4。前整流罩2-2和後整流罩2-3上分別設置有與可拋法蘭盤2-4配合的多個孔，可使前整流罩2-2和後整流罩2-3分別固定連接到可拋法蘭盤2-4上。可拋法蘭盤2-4與連接片
3-2的一端連接，連接片3-2的另一端固定連接到飛行器上。可拋法蘭盤2-4還與爆炸螺栓
3-1的螺樁固定連接，爆炸螺栓3-1通過其安裝邊安裝固定到飛行器上。
[0033]本發明飛行器組合式亞音速進氣裝置，埋入式進氣道I的氣流入口 7處安裝一外掛進氣結構，可實現S形進氣道和埋入式進氣道的組合工作，具體如下:
當飛行器處於中段飛行階段的時候，外掛進氣結構2和埋入式進氣道I組成了一個發動機進口氣流總壓恢復能力和氣流均勻度均較好的S形進氣道，使得發動機性能得到良好發揮，飛行器遠航能力高。
[0034]當飛行器接近目標時，飛行器控制系統發出外掛進氣結構2拋放指令，固定外掛進氣結構2的爆炸螺栓3-1通電，爆炸螺栓3-1的螺樁能在電信號觸發的火藥衝擊力作用下從其薄弱環節4處可靠分離，當爆炸螺栓3-1分離後，外掛進氣結構2在爆炸螺栓3-1分離產生的衝擊力和氣動力的作用下繞連接片3-2的刻槽薄弱環節4轉動，並將連接片3-2從其薄弱環節4處折斷，從而使得外掛進氣結構2脫離飛行器，埋入式進氣道I單獨工作，氣流出口 8總壓恢復係數和畸變指數等內流性能有所下降，但進氣道的RCS隱身特性好，保證了飛行器的RCS隱身要求。
[0035]本發明還有多種實施方式，但凡在本發明的精神和實質範圍內，所作的任何改變、等同替換、改進，均在本發明的保護範圍之內。
【權利要求】
1.一種飛行器組合式亞音速進氣裝置，其特徵在於，包括埋入式進氣道(I)、外掛進氣結構(2)和可自動分離的連接機構(3)， 所述埋入式進氣道(I)包括固定進氣通道(1-1)和固定法蘭盤(1-2);所述外掛進氣結構(2)包括可拋進氣通道(2-1)、前整流罩(2-2)、後整流罩(2-3)和可拋法蘭盤(2-4);所述可自動分離的連接機構(3 )包括爆炸螺栓(3-1)和連接片(3-2 ); 所述可拋進氣通道(2-1)、前整流罩(2-2)和後整流罩(2-3)用連接件安裝固定到所述可拋法蘭盤(2-4)上；所述固定進氣通道(1-1)用連接件安裝固定到所述固定法蘭盤(1-2)上，所述埋入式進氣道(I)的固定法蘭盤(1-2)用連接件安裝固定到飛行器上；所述外掛進氣結構(2)的可拋法蘭盤(2-4)用爆炸螺栓(3-1)和連接片(3-2)安裝固定到飛行器上埋入式進氣道(I)的進口處；所述外掛進氣結構(2)的氣流出口(8)與埋入式進氣道(I)的氣流入口(7)配合。
2.如權利要求1所述的飛行器組合式亞音速進氣裝置，其特徵在於，所述埋入式進氣道(I)與所述外掛進氣結構(2)構成S形進氣道。
3.如權利要求1所述的飛行器組合式亞音速進氣裝置，其特徵在於，所述爆炸螺栓(3-1)通電後，爆炸螺栓(3-1)爆炸分離，使得外掛進氣結構(2)繞連接片(3-2)的零件薄弱環節(4)處轉動，並使得連接片(3-2)從其薄弱環節(4)處折斷，於是外掛進氣結構(2)脫離飛行器，埋入式進氣道(I)單獨工作。
4.如權利要求1所述的飛行器組合式亞音速進氣裝置，其特徵在於，所述連接片(3-2)的薄弱環節(4)為該零件上的V形直刻槽。
【文檔編號】B64D33/02GK103587704SQ201310524684
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年10月31日 優先權日:2013年10月31日
【發明者】唐仁傑, 張邦楚, 鄒敏懷, 楊會林, 彭琛, 高輝, 張小燕 申請人:江西洪都航空工業集團有限責任公司