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1、10申请公布号CN104196631A43申请公布日20141210CN104196631A21申请号201410421950122申请日20140825F02C7/0420060171申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号72发明人赵成泽时圣波张柯李奥宋一凡王若冰王一凡戴存喜74专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人陈星54发明名称一种嵌入式涡轮增压进气道57摘要本发明公开了一种嵌入式涡轮增压进气道，包括进气道前段、涡轮发动机、进气道连接环、进气道后段，进气道采用具有嵌入式涡轮增压方式的S型进气道，涡轮发动机固定安装在进气道前段与进气道后段连接部位，进气道连。
2、接环与涡轮发动机外侧耳片固连，进气道连接环与进气道前段和进气道后段固定连接，进气道连接环对应进气口截面横向距离为进气道长度的44。进气道内采用嵌入式涡轮发动机，可以很大程度的减小空气的冲击；进气道可使单一驱动飞行器达到较高的速域，实现TBCC驱动的高超声速飞行器在动力转换上的平稳的无缝对接。51INTCL权利要求书1页说明书3页附图2页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书3页附图2页10申请公布号CN104196631ACN104196631A1/1页21一种嵌入式涡轮增压进气道，其特征在于包括进气道前段、涡轮发动机、进气道连接环、进气道后段，进气道采用S型结构。
3、，涡轮发动机位于进气道前段与进气道后段连接部位，进气道连接环与涡轮发动机外侧耳片固连，进气道连接环与进气道前段和进气道后段固连，进气道连接环对应进气口截面横向距离为进气道长度的44；进气道中心线变化率为Y17465X446574X334931X214822X23559E9，进气道轮廓曲线变化率为上型线Y21331X452871X336443X201725X00486，下型线Y14135X440537X332442X201017X00490。2根据权利要求1所述的嵌入式涡轮增压进气道，其特征在于所述涡轮发动机为TRS13型发动机。权利要求书CN104196631A1/3页3一种嵌入式涡轮增压进气。
4、道技术领域0001本发明涉及一种进气道，具体地说,涉及一种嵌入式涡轮增压进气道,属于航空航天应用技术领域。背景技术0002现有公开的技术文献“TBCC进气道研究现状及其关键技术”空气动力学学报,2010年第5期中,通过对国外的进气道研究现状，提出两种串联方式进气道设计,即共轴型轴对称进气道、共轴型二元进气道。两种布局方式具有明显的特点,串联布局方式采用前/后排列结构,具有发动机基线尺寸小、重量轻的优点；高马赫数飞行时难以保护涡轮发动机,涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失,导致高马赫数状态下性能欠佳,因此,该布局方式受飞行马赫数的限制较大。0003在文献“组合循环动力系统面临的挑战及前景”火。
5、箭推进,2009年第35期中提出了TBCC工作的基本原理，文中指出涡轮喷气发动机的极限工作速度为3MA，当飞行器加速通过约30MA时，涡轮喷气发动机关闭，进气道的空气直接进入加力燃烧室，加力燃烧室成为冲压发动机燃烧室，然而在涡轮风扇发动机向冲压发动机工作模式转变马赫数附近，转换马赫数取决于涡扇发动机内部温度以及进气道可能达到的压力恢复情况，并且涡扇发动机的推力下降。针对上述问题，文中提出了AHFV的动力系统所面临的挑战,减少发动机起动敏感性；满足亚、跨、超甚至高超音速条件下进气量、压力损失和波系组织要求；涡轮发动机模式向冲压发动机模式平稳转换的合理方式及涡轮冲压发动机稳定工作的条件；加力/冲压。
6、燃烧室进口总压流场畸变情况下，加力燃烧室的性能降低，影响飞行器的整体飞行状态。发明内容0004为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种嵌入式涡轮增压进气道。针对AHFV组合动力，消除TBCC动力方式的两级动力模式的交接盲区；对于单独使用涡轮发动机驱动的飞行器，可以很大程度的提高飞行速域。0005本发明解决其技术问题所采用的技术方案是包括进气道前段、涡轮发动机、进气道连接环、进气道后段，进气道采用S型结构，涡轮发动机位于进气道前段与进气道后段连接部位，进气道连接环与涡轮发动机外侧耳片固连，进气道连接环与进气道前段和进气道后段固连，进气道连接环对应进气口截面横向距离为进气道长度的44；0006进。
7、气道中心线变化率为0007Y17465X446574X334931X214822X23559E9，0008进气道轮廓曲线变化率为0009上型线Y21331X452871X336443X201725X00486，0010下型线Y14135X440537X332442X201017X00490。0011所述涡轮发动机为TRS13型发动机。说明书CN104196631A2/3页40012有益效果0013本发明提出的嵌入式涡轮增压进气道，采用具有嵌入式涡轮增压方式的S型进气道。进气道可使单一驱动飞行器达到较高的速域，实现TBCC驱动的高超声速飞行器在动力转换上的平稳的无缝对接。针对AHFV在不同飞行阶。
8、段的动力系统问题，本发明应用于TBCC动力源，首先可实现涡轮发动机和冲压发动机的前后排列，达到缩小体积/减轻重量的目的，为飞行器的总体设计减少困扰；其次，对于TBCC动力方式的不可避免的交接盲区，本发明可通过内嵌涡轮增压实现进气道内部气体的超声速流动，从而提前促发超然冲压发动机的正常工作，实现转变马赫数附近的工作模式的平稳转换；消除TBCC动力方式的两级动力模式的交接盲区；再者，对于单独使用涡轮发动机作为动力源的飞行器，嵌入的方式减小了高速飞行时气流对涡轮的冲击，从而扩大涡轮发动机的使用速域。附图说明0014下面结合附图和实施方式对本发明一种嵌入式涡轮增压进气道作进一步的详细说明。0015图1。
9、为本发明涡轮增压进气道结构示意图。0016图2为本发明的进气道连接环和涡轮发动机连接部位示意图。0017图3为本发明涡轮增压进气道进行面积变化率曲线。0018图4为本发明涡轮增压进气道的进气口形状示意图。0019图5为本发明涡轮增压进气道的进气口截面形状变化示意图。0020图6为本发明涡轮增压进气道的中心线偏距示意图。0021图7为本发明涡轮增压进气道的中心线的三种曲线变化示意图。0022图8为本发明涡轮增压进气道的轮廓曲线示意图。0023图中00241进气口2进气道前段3涡轮发动机4进气道连接环5进气道后段6出气口具体实施方式0025本实施例是一种嵌入式涡轮增压进气道。0026针对AHFV的。
10、组合动力。当飞行器处于低空加速爬升阶段时，其动力驱动通过涡轮喷气发动机实现，随着飞行速度和高度的增加，发动机的性能下降，当达到涡轮喷气发动机的极限工作速度3MA和一定高度时，飞行器必须转换驱动方式，然而作为二级动力的超然冲压发动机在高空飞行时，飞行速度大于5MA是其正常工作的最低速度，由此产生的35MA之间的驱动要求成为了动力系统的最大挑战。本实施例嵌入式涡轮增压进气道,是通过在进气道中嵌入涡轮发动机，可在超然冲压发动机的非工作条件下，将进入进气道的气体增压，使其加速，实现燃烧室内的超声速流动，从而使发动机正常工作。0027参阅图1图6，本实施例嵌入式涡轮增压进气道，由进气口1、进气道前段2、。
11、涡轮发动机3、进气道连接环4、进气道后段5、出气口6组成，进气道采用S型结构，涡轮发动机3固定在进气道前段2与进气道后段5连接部位，进气道连接环4与涡轮发动机3外侧耳片固连，进气道连接环4与进气道前段2和进气道后段5固定连接，进气道连接环4对应说明书CN104196631A3/3页5进气口1截面横向距离为进气道长度的44。进气道内部嵌入涡轮发动机3增压，加快进气道内部流体运动，同时进气道可为涡轮发动机提供防冲击保护，避免高速飞行时气流的直接冲击，实现涡轮发动机工作速域提高。涡轮发动机为TRS13型发动机，其最大直径满足进气道内部空间安装。0028本实施例中，进气口1的面积和形状设计是以AHFV。
12、巡航飞行为设计状态，以最大的空气捕获量为标准来确定；出口面积与涡轮发动机3入口面积匹配；进气口1形状选取田径跑道形状，直道部分长为150MM,弯道部分直径为105MM，入口面积为24409015MM2；出口形状与发动机入口匹配，选取圆形截面，截面直径为250MM，截面面积为49087385MM2。0029选取缓急相当的面积变化率方案，其随长度的变化率为24678MM2/MM。中心线变化率选取先急后缓的设计方案，其具有较高的总压恢复和较低的畸变。0030进气道中心线变化率为0031Y17465X446574X334931X214822X23559E9，0032进气道轮廓曲线变化率为0033上型线。
13、Y21331X452871X336443X201725X00486，0034下型线Y14135X440537X332442X201017X00490。0035面积变化率的设计一般分为三种选择方案缓急相当、前缓后急、前急后缓。通过选择不同的面积变化率，可以实现进气道内流场的所需变化，本实施例选择缓急相当的变化方案，即曲线2。0036本实施例以田径跑道外形形状作为进气道进气口1形状，进气口1截面形状符合进口流管的特点。进气道形状变化的实现令入口圆心A1、A2分别沿路径Z1、Z2向出口圆心O运动，在运动过程中，始终以A1为圆心过B1作左半圆，以A2为圆心过B2作右半圆，然后用直线将二者相连，从而构成。
14、新的跑道外形形状；图中A1、A2所作的虚线跑道。随着A1、A2逐渐运动至O点，所作的跑道形状逐渐变成最终的出口与发动机进气口匹配的圆形，过渡截面始终保持宽度不变。0037根据进气道的面积设计，导弹的弹体半径以及发动机安装时中心轴线对弹体中心轴线的偏移量，可得到进气道的中心偏距，进而确定中心线形状。中心线偏距通过下式计算0038YRRH0039式中，R为弹体半径，H为发动机安装时中心轴线对弹体中心轴线的偏移量。0040中心线的形状设计方案与面积变化率相似，曲线变化分为缓急相当、前缓后急、前急后缓。本实施例选择前急后缓方案，即曲线3，曲线较高的总压恢复和较低的畸变，可实现较好性能。0041进气道的最终设计方案根据前面模型的建立方法确定。确定了面积变化率和截面形状过渡方案后，进气道的形状通过上型线、下型线和中心线确定。针对AHFV组合动力，消除TBCC动力方式的两级动力模式的交接盲区；对于单独使用涡轮发动机驱动的飞行器，可以很大程度的提高飞行速域。说明书CN104196631A1/2页6图1图2图3图4图5图6说明书附图CN104196631A2/2页7图7图8说明书附图CN104196631A。