本發(fā)明提出的是一種雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道，涉及的是一種全三維式基于變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道的高速幾何形狀可變的進(jìn)氣道技術(shù)，可用于渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，其設(shè)計(jì)技術(shù)屬于吸氣式飛行器高速進(jìn)氣道領(lǐng)域。該通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道基于變截面內(nèi)乘波高速進(jìn)氣道進(jìn)行變幾何設(shè)計(jì)，繼承了內(nèi)乘波進(jìn)氣道的優(yōu)勢(shì)，且該變幾何方案適用于異形壓縮面，能保證TBCC進(jìn)氣道的氣流密封性。進(jìn)氣系統(tǒng)在全馬赫數(shù)范圍內(nèi)能起動(dòng)工作，流量捕獲能力強(qiáng)、壓縮效率高、出口氣流品質(zhì)好。

背景技術(shù)：

隨著航空航天技術(shù)的快速發(fā)展，以及各國(guó)在空天領(lǐng)域的軍備競(jìng)爭(zhēng)呈不斷增加趨勢(shì)，對(duì)高空高速飛行器的需求日益強(qiáng)烈，例如能進(jìn)行遠(yuǎn)距離快速打擊的且集情報(bào)、監(jiān)視、偵察（ISR）及于一體的高速戰(zhàn)斗機(jī)、可重復(fù)使用的空間運(yùn)載器等。而要實(shí)現(xiàn)這些飛行器寬廣的飛行范圍的關(guān)鍵在于其推進(jìn)系統(tǒng)。不同類(lèi)型的發(fā)動(dòng)機(jī)均只能在某一飛行范圍內(nèi)高效工作，可將其中幾種動(dòng)力組合起來(lái)，結(jié)合它們?cè)诘退倩蛘吒咚亠w行條件下的優(yōu)勢(shì)，以滿(mǎn)足飛行器寬廣工作范圍的動(dòng)力需求。目前用于高速飛行器的組合動(dòng)力系統(tǒng)中以渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)和火箭基組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)的研究應(yīng)用更為廣泛。

TBCC較RBCC不同在于其低速工作狀態(tài)采用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，較火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有更大的比沖，且能重復(fù)使用，在經(jīng)濟(jì)性和續(xù)航能力等方面均有較大優(yōu)勢(shì)。且TBCC可以實(shí)現(xiàn)飛行器與常規(guī)飛機(jī)一樣水平起降，可利用普通機(jī)場(chǎng)，起飛和著陸地點(diǎn)靈活、耐久性高、安全性好，適合高速飛行器的遠(yuǎn)距離巡航任務(wù)需求。TBCC是高速巡航導(dǎo)彈、高速/高超聲速偵察機(jī)、軌道飛行器一級(jí)推進(jìn)系統(tǒng)的理想選擇。

根據(jù)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的布局方式，可分為串聯(lián)式和并聯(lián)式兩類(lèi)，串聯(lián)式TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)前后排列的結(jié)構(gòu)形式，結(jié)構(gòu)緊湊、發(fā)動(dòng)機(jī)基線(xiàn)尺寸小、重量輕、附加阻力小，但需要對(duì)傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行較大的改動(dòng)。并聯(lián)式TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上下并列的結(jié)構(gòu)形式，對(duì)兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的改造少，避免了串聯(lián)式TBCC在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定工作的問(wèn)題，其主要的技術(shù)難點(diǎn)在于進(jìn)排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和集成。

并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道不僅要滿(mǎn)足下游渦輪機(jī)的壓氣機(jī)及沖壓燃燒室對(duì)氣流的品質(zhì)要求，而且在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，要盡量實(shí)現(xiàn)推進(jìn)系統(tǒng)的流量與推力的平滑過(guò)渡，使得TBCC進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)更加復(fù)雜，需要在不同飛行狀態(tài)下改變自身形狀來(lái)實(shí)現(xiàn)動(dòng)力系統(tǒng)處于不同模態(tài)的穩(wěn)定工作。因此，高速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)技術(shù)及與之對(duì)應(yīng)的變幾何方案被國(guó)際上確定為發(fā)展TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。美、日及歐洲各國(guó)均在此領(lǐng)域開(kāi)展了大量的研究，中國(guó)對(duì)TBCC進(jìn)氣道的研究起步較晚，還存在很多關(guān)鍵技術(shù)亟需解決。

目前，國(guó)內(nèi)外TBCC組合推進(jìn)系統(tǒng)大多采用二元式或軸對(duì)稱(chēng)式進(jìn)氣道，進(jìn)行變幾何調(diào)節(jié)時(shí)相對(duì)簡(jiǎn)便，但其在壓縮效率、來(lái)流捕獲能力和外部阻力等方面均有待提高。近年來(lái)提出的一種新型三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，解決了常規(guī)進(jìn)氣道存在的不足，流量系數(shù)高、流動(dòng)損失小、外阻低，且能更好地與飛行器前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。國(guó)內(nèi)外關(guān)于該類(lèi)進(jìn)氣道均進(jìn)行了一定研究，如Busemann進(jìn)氣道、NASA Langley的REST進(jìn)氣道、Jaws進(jìn)氣道等，國(guó)內(nèi)的黃國(guó)平、尤延鋮、梁德旺等于2004年首次提出了一類(lèi)命名為內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的新型三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道，具有設(shè)計(jì)狀態(tài)基本無(wú)溢流，三維壓縮能力強(qiáng)，壓縮效率高等優(yōu)點(diǎn)。

將三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道應(yīng)用于并聯(lián)式TBCC上，繼承其優(yōu)點(diǎn)，對(duì)于提高TBCC進(jìn)氣系統(tǒng)的總體性能是一種新的思路，國(guó)外在此方向已經(jīng)先行展開(kāi)了研究，例如：美國(guó)新一代高超聲速SR-72概念飛行器也采用了三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的TBCC動(dòng)力系統(tǒng)；美國(guó)Aerojet公司基于Busemann進(jìn)氣道提出了一種三通道的內(nèi)并聯(lián)TBCC并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，這是目前可見(jiàn)到公開(kāi)報(bào)道的兼顧了三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與變幾何能力的前沿技術(shù)；而國(guó)內(nèi)在該方面還未見(jiàn)展開(kāi)具體研究。但是，Aerojet公司的設(shè)計(jì)方案為了實(shí)現(xiàn)幾何變形，在進(jìn)氣道內(nèi)的高速壓縮段設(shè)置了幾個(gè)近似三棱柱的突出物，在大多數(shù)馬赫數(shù)（非最高馬赫數(shù)）下，這種設(shè)計(jì)使得高速壓縮段出現(xiàn)了角區(qū)流動(dòng)、增加了復(fù)雜的激波結(jié)構(gòu)、也增大了氣流浸潤(rùn)面積，因此其性能仍不夠理想。改進(jìn)優(yōu)化設(shè)計(jì)提高變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道性能，提出適用于異形壓縮曲面的進(jìn)氣道變幾何調(diào)節(jié)方案，使TBCC進(jìn)氣系統(tǒng)滿(mǎn)足全馬赫數(shù)工作的要求，為我國(guó)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的研制奠定基礎(chǔ)和提供技術(shù)儲(chǔ)備，具有重大意義。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提出的是一種雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道，是基于變截面內(nèi)乘波高速進(jìn)氣道的一種全三維的并聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)進(jìn)氣系統(tǒng)，其目的是為了將三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的優(yōu)勢(shì)應(yīng)用于TBCC設(shè)計(jì)技術(shù)中，使其進(jìn)氣系統(tǒng)具有流量系數(shù)高（設(shè)計(jì)態(tài)接近100%，低馬赫數(shù)態(tài)明顯高于其它類(lèi)進(jìn)氣道）、壓縮能力強(qiáng)（喉道增壓比高）、總壓損失小等特點(diǎn)。本發(fā)明中提出了一種適用于異形壓縮曲面的進(jìn)氣道變幾何設(shè)計(jì)方法，在最高馬赫數(shù)設(shè)計(jì)態(tài)，內(nèi)乘波進(jìn)氣道保持其初始流道，未進(jìn)行變幾何作動(dòng)，進(jìn)氣道通過(guò)三維壓縮面對(duì)氣流減速增壓，首道曲面激波貼口，幾乎無(wú)溢流；隨來(lái)流馬赫數(shù)降低，首道激波偏離下唇口點(diǎn)，進(jìn)氣道出現(xiàn)溢流，此時(shí)需要調(diào)節(jié)進(jìn)氣系統(tǒng)自身形狀來(lái)放大喉道面積從而保證進(jìn)氣道起動(dòng)，同時(shí)也需要控制喉道馬赫數(shù)不太大，以減小喉道后擴(kuò)張段內(nèi)結(jié)尾激波帶來(lái)的總壓損失。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道，其結(jié)構(gòu)是包括：改進(jìn)吻切面排布的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道、繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何流道調(diào)節(jié)機(jī)、分流機(jī)構(gòu)、定幾何擴(kuò)張通道，所述變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道的進(jìn)口及出口形狀可定制，在全馬赫數(shù)范圍工作時(shí)流量系數(shù)具有明顯優(yōu)勢(shì)，進(jìn)氣道壓縮效率高，出口氣流品質(zhì)好；

所述繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何流道調(diào)節(jié)機(jī)包括：在最高馬赫數(shù)狀態(tài)飛行時(shí)，內(nèi)乘波進(jìn)氣道收縮比最大，可動(dòng)壓縮面保持設(shè)計(jì)點(diǎn)的初始狀態(tài)，高速氣流經(jīng)壓縮后通過(guò)結(jié)尾激波降為亞音速流，進(jìn)一步在擴(kuò)張段內(nèi)減速增壓，由分流機(jī)構(gòu)將氣流導(dǎo)入供給沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；在較低馬赫數(shù)狀態(tài)飛行時(shí)，進(jìn)氣道收縮比減小，可動(dòng)壓縮面旋轉(zhuǎn)至某一位置，喉道面積放大以適應(yīng)低馬赫數(shù)來(lái)流；在低于過(guò)渡馬赫數(shù)為Ma2-3狀態(tài)飛行時(shí)，分流機(jī)構(gòu)將減速增壓了的氣流導(dǎo)入渦輪通道供給渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：該渦輪基組合循環(huán)進(jìn)氣系統(tǒng)在三維變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道的基礎(chǔ)型面上進(jìn)行變幾何設(shè)計(jì)，繼承了內(nèi)乘波進(jìn)氣道高流量捕獲優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)能夠在全馬赫數(shù)范圍保持起動(dòng)狀態(tài)，進(jìn)氣道出口氣流品質(zhì)好（如：總壓恢復(fù)系數(shù)高、動(dòng)能效率高、增壓比高等），對(duì)于提升渦輪基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)具有十分重要的增益。雙吻切軸對(duì)稱(chēng)流進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法使得進(jìn)氣道在進(jìn)出口形狀選擇上具有一定程度的自由度，更利于進(jìn)氣道與飛行器前體及與下游發(fā)動(dòng)機(jī)流道進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)。繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何設(shè)計(jì)方法能保證進(jìn)氣道在變幾何時(shí)的氣流密封，若采用類(lèi)圓形（研究表明圓形或橢圓形燃燒室對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)更有利）喉道截面形狀，那么低馬赫數(shù)狀態(tài)下通過(guò)變幾何作動(dòng)后的喉道形狀仍然保持曲率連續(xù)無(wú)尖角，可避免喉道處出現(xiàn)角區(qū)流動(dòng)。

附圖說(shuō)明

附圖1是雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)圖。

附圖2是雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道變幾何設(shè)計(jì)方法示意圖。

附圖3是改進(jìn)的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道吻切面排布方式示意圖。

附圖4是改進(jìn)的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道吻切面排布方式三維圖。

附圖5是改進(jìn)吻切面排布的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道在對(duì)稱(chēng)面與左右首個(gè)吻切面內(nèi)的壓縮型線(xiàn)及波系結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中1表示的是改進(jìn)吻切面排布的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道，2表示的是變幾何進(jìn)氣道繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封變幾何方案包括的可動(dòng)進(jìn)氣道型面，3表示的是分流機(jī)構(gòu)，4表示的是定幾何擴(kuò)張通道，5表示的是左右內(nèi)乘波壓縮面之間的過(guò)渡壓縮面，6表示的是定幾何內(nèi)乘波壓縮面，7表示的是可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面，8表示的是左右可動(dòng)壓縮面旋轉(zhuǎn)所繞的轉(zhuǎn)軸，9表示的是定幾何密封板，10表示的是可動(dòng)密封板，11表示的是與可動(dòng)壓縮面固接的過(guò)渡曲面，12表示的是可動(dòng)擴(kuò)張段中與過(guò)渡曲面鉸接的直板，13表示的是可動(dòng)擴(kuò)張段中與定幾何擴(kuò)張段鉸接的直板，14表示的是分流板，15表示的是定幾何擴(kuò)張段中的沖壓通道，16表示的是定幾何擴(kuò)張段中的渦輪通道。A表示的是可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面繞軸旋轉(zhuǎn)時(shí)的轉(zhuǎn)軸鉸鏈，B和C表示的是空間位置可動(dòng)的鉸鏈，D表示的是固定在定幾何擴(kuò)張通道上的鉸鏈，E表示的是連接分流板的鉸鏈。O表示的是內(nèi)乘波進(jìn)氣道下唇口點(diǎn)，O₁和O₂表示的是左右吻切面排布中心，P表示的是進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面進(jìn)口前緣點(diǎn)，N和Q表示的是左右首個(gè)吻切面內(nèi)進(jìn)氣道進(jìn)口前緣點(diǎn)，m表示的是左右吻切面排布中心偏離對(duì)稱(chēng)面的距離。a與a’表示的是進(jìn)氣道可動(dòng)壓縮面的前端點(diǎn)，c與c’表示的是進(jìn)氣道肩點(diǎn)，b表示的是進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面內(nèi)兩段二元壓縮直線(xiàn)的交點(diǎn)。其中，ac段為曲線(xiàn)，a’b’和b’c’均為直線(xiàn)，17表示的是進(jìn)氣道首道入射激波（貼于下唇口點(diǎn)），18表示的是進(jìn)氣道一內(nèi)壓縮波，19表示的是對(duì)稱(chēng)面內(nèi)二元壓縮型線(xiàn)產(chǎn)生的激波，20表示的是進(jìn)氣道反射激波（交于肩點(diǎn)）。

具體實(shí)施方式

雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)變形的通道無(wú)尖角內(nèi)乘波式變幾何進(jìn)氣道，其特征是包括：改進(jìn)吻切面排布的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道1、繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何流道調(diào)節(jié)機(jī)2、分流機(jī)構(gòu)3、定幾何擴(kuò)張通道4，所述變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道1的進(jìn)口及出口形狀可定制，在全馬赫數(shù)范圍工作時(shí)流量系數(shù)具有明顯優(yōu)勢(shì)，進(jìn)氣道壓縮效率高，出口氣流品質(zhì)好；

所述繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何流道調(diào)節(jié)機(jī)2包括：在最高馬赫數(shù)狀態(tài)飛行時(shí)，內(nèi)乘波進(jìn)氣道收縮比最大，可動(dòng)壓縮面保持設(shè)計(jì)點(diǎn)的初始狀態(tài)，高速氣流經(jīng)壓縮后通過(guò)結(jié)尾激波降為亞音速流，進(jìn)一步在擴(kuò)張段內(nèi)減速增壓，由分流機(jī)構(gòu)將氣流導(dǎo)入供給沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；在較低馬赫數(shù)狀態(tài)飛行時(shí)，進(jìn)氣道收縮比減小，可動(dòng)壓縮面旋轉(zhuǎn)至某一位置，喉道面積放大以適應(yīng)低馬赫數(shù)來(lái)流；在低于過(guò)渡馬赫數(shù)為Ma2-3狀態(tài)飛行時(shí)，分流機(jī)構(gòu)將減速增壓了的氣流導(dǎo)入渦輪通道供給渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。

所述的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道，其作為進(jìn)氣系統(tǒng)中壓縮面的基礎(chǔ)型面。依據(jù)軸對(duì)稱(chēng)吻切流理論，在原高外壓比的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道基礎(chǔ)上，將吻切面排布中心偏離進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面左右一段距離m，在左右兩部分沿流向?yàn)榍€(xiàn)的壓縮面之間布置一過(guò)渡壓縮型面5，其對(duì)稱(chēng)面上為沿流向的二元壓縮型線(xiàn)，逐漸向左右曲線(xiàn)壓縮型線(xiàn)過(guò)渡。

所述繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何流道調(diào)節(jié)機(jī)2，包括：可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面的選取、進(jìn)氣道變幾何作動(dòng)過(guò)程中密封板的布置、喉道后變幾何擴(kuò)張段的作動(dòng)；該變幾何設(shè)計(jì)方法通過(guò)旋轉(zhuǎn)壓縮曲面調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的收縮比，能保證進(jìn)氣系統(tǒng)在全馬赫數(shù)范圍內(nèi)順利起動(dòng)工作；若設(shè)計(jì)態(tài)的基礎(chǔ)內(nèi)乘波進(jìn)氣道喉道為圓形或橢圓形，則采用該變幾何設(shè)計(jì)方法使得在任一馬赫數(shù)狀態(tài)工作時(shí)的進(jìn)氣道幾何喉道截面形狀曲率連續(xù)無(wú)尖角，有利于壁面喉道處的角區(qū)流動(dòng)，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)水平和動(dòng)能效率。

所述的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮面分為定幾何壓縮面6與可動(dòng)壓縮面7，在設(shè)計(jì)點(diǎn)的內(nèi)乘波進(jìn)氣道三維壓縮基礎(chǔ)型面上，沿流向在進(jìn)氣道下唇口點(diǎn)前某一位置的平面及沿周向的某兩個(gè)吻切面截取出可動(dòng)壓縮面，將其按對(duì)稱(chēng)面一分為二，各自繞相應(yīng)的轉(zhuǎn)軸8旋轉(zhuǎn)；轉(zhuǎn)軸位于前述沿流向的截取平面內(nèi)，軸點(diǎn)位于可動(dòng)壓縮面前緣曲線(xiàn)的拐點(diǎn)處，轉(zhuǎn)軸矢量方向與可動(dòng)壓縮面前緣線(xiàn)切線(xiàn)方向間有夾角；左右可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面在繞軸旋轉(zhuǎn)過(guò)程中關(guān)于對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)。

所述隨來(lái)流馬赫數(shù)變化改變喉道面積，將可動(dòng)壓縮面繞軸旋轉(zhuǎn)后，由密封板對(duì)增壓氣流進(jìn)行密封，包括定幾何密封板9和可動(dòng)密封板10；定幾何密封板是可動(dòng)壓縮面非對(duì)稱(chēng)面處的邊緣線(xiàn)圍繞前述轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡平面；可動(dòng)密封板是左右可動(dòng)壓縮面位于最大旋轉(zhuǎn)角度狀態(tài)時(shí)原對(duì)稱(chēng)面邊緣線(xiàn)所形成的平面；可動(dòng)密封板在施加于其上的外力的約束下一直保持與可動(dòng)壓縮面的接觸并在三維空間中運(yùn)動(dòng)。

所述進(jìn)氣道喉道后為一與可動(dòng)壓縮面固接的過(guò)渡曲面11，由可動(dòng)壓縮面后緣曲邊過(guò)渡到與前述轉(zhuǎn)軸平行的直邊；在該直邊處有B鉸鏈，連接一直板12，直板后緣有C鉸鏈，連接直板13，直板13后緣鉸接在定幾何渦輪擴(kuò)張通道上；在進(jìn)氣道變幾何作動(dòng)過(guò)程中，仍有定幾何密封板與可動(dòng)密封板對(duì)增壓氣流進(jìn)行密封，直板13繞鉸鏈旋轉(zhuǎn)，運(yùn)動(dòng)規(guī)律由伺服機(jī)構(gòu)根據(jù)前述可動(dòng)壓縮面的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)規(guī)律而定，直板12為長(zhǎng)度可調(diào)的伸縮板，其位置由與之鉸接的前后可動(dòng)板而定。

所述分流機(jī)構(gòu)3中分流板14前緣為三段折邊，左右兩折邊前緣長(zhǎng)度較分流截面中兩側(cè)直邊要短，防止在渦輪模態(tài)下的分流板與進(jìn)氣道側(cè)壁發(fā)生機(jī)械干涉；分流板鉸接于定幾何擴(kuò)張段上，繞平行于其前緣中間折線(xiàn)的矢量旋轉(zhuǎn)，將70%-95%的增壓氣流根據(jù)需要導(dǎo)入下游沖壓通道或渦輪通道，另5%-30%的分流量通過(guò)分流板與進(jìn)氣道側(cè)壁間的窗口流入另一通道，可排移附面層內(nèi)的部分低能流，在渦輪基組合循環(huán)排氣系統(tǒng)中發(fā)揮氣流引射作用，可降低噴管底部阻力。

所述定幾何擴(kuò)張通道4包括沖壓通道15與渦輪通道16；在沖壓通道進(jìn)口形狀中上部為匹配分流板后緣的三段折線(xiàn)，下部為曲率連續(xù)的弧邊及直邊，由該進(jìn)口根據(jù)一定的面積擴(kuò)張規(guī)律與中心線(xiàn)變化規(guī)律過(guò)渡到圓形沖壓通道出口截面；渦輪通道為大S彎擴(kuò)張段，進(jìn)口形狀為匹配可動(dòng)擴(kuò)張段與分流板后緣的多邊形，出口形狀為圓形，通過(guò)控制大S彎流道的面積擴(kuò)張率及中心線(xiàn)變化，在較短的流向距離內(nèi)完成進(jìn)出口形狀過(guò)渡和對(duì)氣流高效的減速增壓。

本發(fā)明乃是根據(jù)雙吻切軸對(duì)稱(chēng)流理論，改進(jìn)變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道的吻切面排布，其作為進(jìn)氣系統(tǒng)中壓縮面的基礎(chǔ)型面。在原高外壓比的變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道基礎(chǔ)上，將吻切面排布中心偏離進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面左右一段距離m，在左右兩部分沿流向?yàn)榍€(xiàn)的壓縮面之間布置一過(guò)渡壓縮型面，其對(duì)稱(chēng)面上為沿流向的二元壓縮型線(xiàn)，逐漸向左右曲線(xiàn)壓縮型線(xiàn)過(guò)渡。

根據(jù)繞雙軸旋轉(zhuǎn)-密封式變幾何設(shè)計(jì)方案，首先選取可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面、布置進(jìn)氣道變幾何作動(dòng)過(guò)程中的密封板后可對(duì)變幾何擴(kuò)張段進(jìn)行作動(dòng)操作。該變幾何設(shè)計(jì)方法通過(guò)旋轉(zhuǎn)壓縮曲面調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的收縮比，能保證進(jìn)氣系統(tǒng)在全馬赫數(shù)范圍內(nèi)順利起動(dòng)工作。若設(shè)計(jì)態(tài)的基礎(chǔ)內(nèi)乘波進(jìn)氣道喉道為圓形或橢圓形，則采用該變幾何設(shè)計(jì)方法使得在任一馬赫數(shù)狀態(tài)工作時(shí)的進(jìn)氣道幾何喉道截面形狀曲率連續(xù)無(wú)尖角，有利于壁面喉道處的角區(qū)流動(dòng)，可提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)水平和動(dòng)能效率。

在設(shè)計(jì)點(diǎn)的內(nèi)乘波進(jìn)氣道三維壓縮基礎(chǔ)型面上，選取可動(dòng)壓縮面，具體方法為：沿流向在進(jìn)氣道下唇口點(diǎn)前某一位置的平面及沿周向的某兩個(gè)吻切面可截取壓縮面，將其按對(duì)稱(chēng)面一分為二，各自繞相應(yīng)的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)；轉(zhuǎn)軸位于前述沿流向的截取平面內(nèi)，軸點(diǎn)位于可動(dòng)壓縮面前緣曲線(xiàn)的拐點(diǎn)處，轉(zhuǎn)軸矢量方向與可動(dòng)壓縮面前緣線(xiàn)切線(xiàn)方向間具有一定夾角；左右可動(dòng)內(nèi)乘波壓縮面在繞軸旋轉(zhuǎn)過(guò)程中關(guān)于對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)。

隨來(lái)流馬赫數(shù)變化改變喉道面積，將可動(dòng)壓縮面繞軸旋轉(zhuǎn)后，由密封板對(duì)增壓氣流進(jìn)行密封，包括定幾何密封板和可動(dòng)密封板。定幾何密封板是可動(dòng)壓縮面非對(duì)稱(chēng)面處的邊緣線(xiàn)圍繞前述轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡平面；可動(dòng)密封板是左右可動(dòng)壓縮面位于最大旋轉(zhuǎn)角度狀態(tài)時(shí)原對(duì)稱(chēng)面邊緣線(xiàn)所形成的平面；可動(dòng)密封板在施加于其上的力的約束下一直保持與可動(dòng)壓縮面的接觸并在三維空間中運(yùn)動(dòng)。

在進(jìn)氣道喉道后有一與可動(dòng)壓縮面固接的過(guò)渡曲面11，由可動(dòng)壓縮面后緣曲邊過(guò)渡到與前述轉(zhuǎn)軸平行的直邊；在該直邊處有鉸鏈B，連接一直板12，直板后緣有鉸鏈C，連接直板13，直板13后緣鉸接在定幾何渦輪擴(kuò)張通道上；在進(jìn)氣道變幾何作動(dòng)過(guò)程中，仍有定幾何密封板與可動(dòng)密封板對(duì)增壓氣流進(jìn)行密封，其特征及可變密封板的運(yùn)動(dòng)同權(quán)利要求5中的密封板的描述；直板13繞鉸鏈旋轉(zhuǎn)，運(yùn)動(dòng)規(guī)律由伺服機(jī)構(gòu)根據(jù)前述可動(dòng)壓縮面的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)規(guī)律而定，直板12為長(zhǎng)度可調(diào)的伸縮板，其位置由與之鉸接的前后可動(dòng)板確定。

分流機(jī)構(gòu)中分流板的設(shè)計(jì)：前緣為三段折邊，左右兩折邊前緣長(zhǎng)度較分流截面中兩側(cè)直邊要短，防止在渦輪模態(tài)下的分流板與進(jìn)氣道側(cè)壁發(fā)生機(jī)械干涉；分流板鉸接于定幾何擴(kuò)張段上，繞平行于其前緣中間折線(xiàn)的矢量旋轉(zhuǎn)，將大部分（約70%-95%）增壓氣流根據(jù)需要導(dǎo)入下游沖壓通道或渦輪通道，另一小部分流量通過(guò)分流板與進(jìn)氣道側(cè)壁間的窗口流入另一通道，可排移附面層內(nèi)的部分低能流，在渦輪基組合循環(huán)排氣系統(tǒng)中發(fā)揮氣流引射作用，可降低噴管底部阻力。

設(shè)計(jì)定幾何擴(kuò)張通道，包括沖壓通道與渦輪通道。在沖壓通道進(jìn)口形狀中上部為匹配分流板后緣的三段折線(xiàn)，下部為曲率連續(xù)的弧邊及直邊，由該進(jìn)口根據(jù)一定的面積擴(kuò)張規(guī)律與中心線(xiàn)變化規(guī)律過(guò)渡到圓形沖壓通道出口截面；渦輪通道為大S彎擴(kuò)張段，進(jìn)口形狀為匹配可動(dòng)擴(kuò)張段與分流板后緣的多邊形，出口形狀為圓形，通過(guò)控制大S彎流道的面積擴(kuò)張率及中心線(xiàn)變化，在較短的流向距離內(nèi)完成進(jìn)出口形狀過(guò)渡和對(duì)氣流高效的減速增壓。

實(shí)施例

針對(duì)馬赫數(shù)工作范圍從0-4.0且過(guò)渡馬赫數(shù)為2.5的并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣系統(tǒng)，首先根據(jù)雙吻切流理論按照改進(jìn)的吻切面排布方式設(shè)計(jì)得到變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道，其設(shè)計(jì)狀態(tài)為來(lái)流馬赫數(shù)4.0，喉道馬赫數(shù)約為1.5；進(jìn)氣道寬高比1.8，左右吻切面排布中心偏離對(duì)稱(chēng)面0.1，進(jìn)口形狀呈上方下圓形、喉道截面為橢圓形。在設(shè)計(jì)態(tài)的進(jìn)氣道基礎(chǔ)型面上截取左右對(duì)稱(chēng)的兩塊可動(dòng)壓縮曲面；當(dāng)來(lái)流速度降低時(shí)，采用繞雙軸-密封式變幾何方法對(duì)其進(jìn)行機(jī)械作動(dòng)，以放大喉道面積且使得喉道馬赫數(shù)保持在1.3-1.5之間；根據(jù)各模態(tài)工作時(shí)下游發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求合理設(shè)計(jì)定幾何擴(kuò)張通道，變幾何擴(kuò)張通道由相應(yīng)變幾何機(jī)構(gòu)作動(dòng)確定。在來(lái)流馬赫數(shù)4.0的亞燃沖壓工作模態(tài)，首道曲面激波貼于進(jìn)氣道唇口，流量系數(shù)高達(dá)0.997，喉道馬赫數(shù)1.490，喉道處總壓恢復(fù)系數(shù)0.765，沖壓通道出口馬赫數(shù)0.339，出口總壓恢復(fù)系數(shù)0.432，出口平均壓比為59.62倍來(lái)流靜壓。

另外，本發(fā)明也可適用于串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道。此外，沖壓通道的出口形狀沒(méi)有規(guī)定。上述實(shí)施例只是用于對(duì)本發(fā)明的解釋?zhuān)荒茏鳛閷?duì)本發(fā)明的限制。因此凡是與本發(fā)明設(shè)計(jì)思路相同的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。