一种飞行器组合式亚音速进气装置制造方法
【专利摘要】本发明属于飞行器进气道【技术领域】，公开了一种飞行器组合式亚音速进气装置。该装置包括埋入式进气道、外挂进气结构和可自动分离的连接机构，埋入式进气道包括固定进气通道和固定法兰盘，外挂进气结构包括可抛进气通道、前整流罩、后整流罩和可抛法兰盘，可自动分离的连接机构包括爆炸螺栓和连接片。可抛进气通道、前整流罩和后整流罩用连接件固定到可抛法兰盘上，可抛法兰盘用爆炸螺栓和连接片固定到飞行器上埋入式进气道的进口处，且外挂进气结构的气流出口与埋入式进气道的气流入口配合。采用本发明装置，气流畸变较好，减少发动机推力损失，保证了飞行器飞行能力；在飞行器的飞行末段，外挂进气结构脱离飞行器，保证飞行器的隐身突防能力。
【专利说明】一种飞行器组合式亚音速进气装置
【技术领域】
[0001]本发明属于飞行器进气道【技术领域】，更具体地，涉及一种飞行器亚音速进气装置。【背景技术】
[0002]亚音速进气道可配装于飞行速度为亚跨音速的飞行器上，作为吸气式发动机的进气装置。为减少飞行器的飞行阻力，发动机一般内置式安装于飞行器内部，相应地，亚音速进气道有S形进气道和埋入式进气道两种形式。
早期的飞行器多采用S形进气道，S形进气道能利用气流的速度增压，进气道出口的总压恢复系数较高，一般其总压恢复系数σ在0.98以上，根据理论分析和试验统计结果，进气道的总压恢复系数增加一个百分点，能给发动机带来约1.5%的推力增益，而采用S形进气道带来的飞行器气动外形阻力增量约5% (相对采用埋入式进气道的同一个飞行器)，因此，S形进气道对增加飞行器的航程有利；同时，S形进气道出口的流场畸变情况较好，有利于发动机潜力的发挥和工作稳定。
[0003]但是，S形进气道是RCS的一个强反射源，对一些RCS隐身性能要求高的飞行器，S形进气道并不合适作为其发动机的进气装置；同时，S形进气道增加了飞行器的截面尺寸，不利于飞行器的小型化。
[0004]随着国内外对高RCS隐身性能及小截面尺寸飞行器需求的日益增长，埋入式进气道作为一种低RCS特性、并能显著降低飞行器截面尺寸的新型亚音速进气道，在新一代的飞行器获得了广泛应用。
[0005]但是，埋入式进气道难以利用气流的速度冲压效果，因此进气道的总压恢复能力较低，进气道出口的总压恢复系数σ约为0.92 ;同时埋入式进气道出口的流场畸变情况也较差，对发动机潜力的发挥和稳定工作有较大影响。
[0006]一些以高亚音速飞行的远程、雷达隐身飞行器，需要采用埋入式进气道，以保证飞行器接近目标时的全机身RCS隐身性能，但是此类飞行器在中段飞行阶段，全机身的RCS隐身性能要求并不高，而埋入式进气道的总压恢复系数σ较低，进气道出口的流场畸变较大，这将给飞行器的航程带来较大影响。
【发明内容】
[0007]为弥补上述缺陷，本发明提出一种飞行器组合式亚音速进气装置，该装置可以实现飞行器的隐身性能较好，且飞行器的发动机性能较好发挥，飞行器航程增加。
[0008]本发明采用的技术方案为:
一种飞行器组合式亚音速进气装置，包括埋入式进气道、外挂进气结构、和可自动分离的连接机构，所述埋入式进气道包括固定进气通道和固定法兰盘；所述外挂进气结构包括可抛进气通道、前整流罩、后整流罩和可抛法兰盘，所述可自动分离的连接机构包括爆炸螺栓和连接片。
[0009]所述可抛进气通道、前整流罩和后整流罩用连接件安装固定到所述可抛法兰盘上，所述固定进气通道用连接件安装固定到所述固定法兰盘上，所述埋入式进气道的固定法兰盘用连接件安装固定到飞行器上，所述外挂进气结构的可抛法兰盘用爆炸螺栓和连接片安装固定到飞行器上埋入式进气道的进口处，且所述外挂进气结构的气流出口与埋入式进气道的气流入口配合。
[0010]本发明飞行器组合式亚音速进气装置的工作过程和有益效果为:在雷达隐身飞行器长时间的中段飞行过程中，外挂进气装置改善了埋入式进气道的进口气流条件，使得埋入式进气道出口的气流总压恢复系数较高、气流畸变情况较好，从而能减少发动机推力损失，保证了飞行器的远程飞行能力；在飞行器的飞行末段，飞行器控制系统发出“抛放外挂进气结构”的指令，飞行器电气系统给爆炸螺栓通电，爆炸螺栓爆炸分离，使得外挂进气结构绕连接片的零件薄弱环节处转动，并使得连接片从其薄弱环节处折断，于是外挂进气结构脱离飞行器，埋入式进气道单独工作，从而避免了外挂进气结构对飞行器RCS隐身性能的影响，保证了飞行器的RCS隐身突防能力。
[0011]上述技术方案的特点在于:
(I)所述埋入式进气道与所述外挂进气结构构成S形进气道。
[0012](2)所述爆炸螺栓通电后，爆炸螺栓爆炸分离，使得外挂进气结构绕连接片的零件薄弱环节处转动，并使得连接片从其薄弱环节处折断，于是外挂进气结构脱离飞行器，埋入式进气道单独工作。
[0013](3)所述连接片的薄弱环节为该零件上的V形直刻槽。
[0014]采用本发明飞行器组合式亚音速进气装置的远程、雷达隐身飞行器，既能保证飞行器飞行末段的RCS隐身性能；又能使飞行器在长时间的中段飞行过程中，发动机推力损失较小，发动机工作稳定性好，从而保证飞行器远程飞行能力；同时该组合式亚音速进气装置的结构简单，工作可靠。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]下面结合附图和【具体实施方式】对本发明的技术方案作进一步详细说明。
[0016]图1为本发明实施例飞行器组合式亚音速进气装置俯视示意图。
[0017]图2为图1沿A-A线的剖面示意图。
[0018]图3为图2中的爆炸螺栓放大示意图。
[0019]图4为图2中的连接片放大示意图。
[0020]图5为图4中的连接片俯视示意图。
[0021 ] 图6为图2中的埋入式进气道放大示意图。
[0022]图7为图6中的埋入式进气道俯视示意图。
[0023]图8为图2中的外挂进气结构放大示意图。
[0024]图9为图8中的外挂进气结构仰视示意图。
[0025]图10为图8中的前整流罩放大示意图。
[0026]图11为图8中的后整流罩放大示意图。
[0027]其中，1、埋入式进气道；1_1、固定进气通道；1_2、固定法兰盘；2、外挂进气结构；
2-1、可抛进气通道；2-2、前整流罩；2-3、后整流罩；2-4、可抛法兰盘；3、可自动分离的连接机构；3-1、爆炸螺栓；3-2、连接片；4、薄弱环节；5、第一连接孔；6、第二连接孔；7、气流入 口 ；8、气流出口。
【具体实施方式】
[0028]如附图1、附图2和附图3所示，飞行器组合式亚音速进气装置I包括埋入式进气道1、外挂进气结构2、和可自动分离的连接机构3，埋入式进气道I包括固定进气通道1-1和固定法兰盘1-2，外挂进气结构2包括可抛进气通道2-1、前整流罩2-2、后整流罩2-3和可抛法兰盘2-4，可自动分离的连接机构3包括爆炸螺栓3-1和连接片3-2。可抛进气通道2-1、前整流罩2-2和后整流罩2-3用连接件安装固定到可抛法兰盘2-4上，固定进气通道
1-1用连接件安装固定到固定法兰盘1-2上。
[0029]埋入式进气道I的固定法兰盘1-2用连接件安装固定到飞行器上，外挂进气结构2的可抛法兰盘2-4用爆炸螺栓3-1和连接片3-2安装固定到飞行器上埋入式进气道I的进口处，且外挂进气结构2的气流出口 8与埋入式进气道I的气流入口 7配合。外挂进气结构2的通流管道内型面和埋入式进气道I的通流管道内型面光顺过渡连接，埋入式进气道I与外挂进气结构2可构成S形进气道。
[0030]如附图4和附图5所示，连接片3-2纵剖面为Z字形，在Z字形的两平行面上分别设置有多个的第一连接孔5和多个第二连接孔6，通过第一连接孔5可使连接片连接到飞行器上，通过第二连接孔6可使连接片固定连接到可抛法兰盘上。连接片3-2上还设置有薄弱环节4，该薄弱环节4可为V形直刻槽。
[0031]如附图6和附图7所示，埋入式进气道I进气口边缘上安装有固定法兰盘1-2。
[0032]如附图8至附图11所示，可抛进气通道2-1的出气口边缘上安装有可抛法兰盘
2-4。前整流罩2-2和后整流罩2-3上分别设置有与可抛法兰盘2-4配合的多个孔，可使前整流罩2-2和后整流罩2-3分别固定连接到可抛法兰盘2-4上。可抛法兰盘2-4与连接片
3-2的一端连接，连接片3-2的另一端固定连接到飞行器上。可抛法兰盘2-4还与爆炸螺栓
3-1的螺桩固定连接，爆炸螺栓3-1通过其安装边安装固定到飞行器上。
[0033]本发明飞行器组合式亚音速进气装置，埋入式进气道I的气流入口 7处安装一外挂进气结构，可实现S形进气道和埋入式进气道的组合工作，具体如下:
当飞行器处于中段飞行阶段的时候，外挂进气结构2和埋入式进气道I组成了一个发动机进口气流总压恢复能力和气流均匀度均较好的S形进气道，使得发动机性能得到良好发挥，飞行器远航能力高。
[0034]当飞行器接近目标时，飞行器控制系统发出外挂进气结构2抛放指令，固定外挂进气结构2的爆炸螺栓3-1通电，爆炸螺栓3-1的螺桩能在电信号触发的火药冲击力作用下从其薄弱环节4处可靠分离，当爆炸螺栓3-1分离后，外挂进气结构2在爆炸螺栓3-1分离产生的冲击力和气动力的作用下绕连接片3-2的刻槽薄弱环节4转动，并将连接片3-2从其薄弱环节4处折断，从而使得外挂进气结构2脱离飞行器，埋入式进气道I单独工作，气流出口 8总压恢复系数和畸变指数等内流性能有所下降，但进气道的RCS隐身特性好，保证了飞行器的RCS隐身要求。
[0035]本发明还有多种实施方式，但凡在本发明的精神和实质范围内，所作的任何改变、等同替换、改进，均在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种飞行器组合式亚音速进气装置，其特征在于，包括埋入式进气道(I)、外挂进气结构(2)和可自动分离的连接机构(3)， 所述埋入式进气道(I)包括固定进气通道(1-1)和固定法兰盘(1-2);所述外挂进气结构(2)包括可抛进气通道(2-1)、前整流罩(2-2)、后整流罩(2-3)和可抛法兰盘(2-4);所述可自动分离的连接机构(3 )包括爆炸螺栓(3-1)和连接片(3-2 ); 所述可抛进气通道(2-1)、前整流罩(2-2)和后整流罩(2-3)用连接件安装固定到所述可抛法兰盘(2-4)上；所述固定进气通道(1-1)用连接件安装固定到所述固定法兰盘(1-2)上，所述埋入式进气道(I)的固定法兰盘(1-2)用连接件安装固定到飞行器上；所述外挂进气结构(2)的可抛法兰盘(2-4)用爆炸螺栓(3-1)和连接片(3-2)安装固定到飞行器上埋入式进气道(I)的进口处；所述外挂进气结构(2)的气流出口(8)与埋入式进气道(I)的气流入口(7)配合。
2.如权利要求1所述的飞行器组合式亚音速进气装置，其特征在于，所述埋入式进气道(I)与所述外挂进气结构(2)构成S形进气道。
3.如权利要求1所述的飞行器组合式亚音速进气装置，其特征在于，所述爆炸螺栓(3-1)通电后，爆炸螺栓(3-1)爆炸分离，使得外挂进气结构(2)绕连接片(3-2)的零件薄弱环节(4)处转动，并使得连接片(3-2)从其薄弱环节(4)处折断，于是外挂进气结构(2)脱离飞行器，埋入式进气道(I)单独工作。
4.如权利要求1所述的飞行器组合式亚音速进气装置，其特征在于，所述连接片(3-2)的薄弱环节(4)为该零件上的V形直刻槽。
【文档编号】B64D33/02GK103587704SQ201310524684
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年10月31日 优先权日:2013年10月31日
【发明者】唐仁杰, 张邦楚, 邹敏怀, 杨会林, 彭琛, 高辉, 张小燕 申请人:江西洪都航空工业集团有限责任公司