一种串联式涡轮基组合动力推进系统涡轮通道开关装置
技术领域
本实用新型涉及航空航天推进领域领域，尤其涉及一种串联式涡轮基组合动力推进系统涡轮通道开关装置。
背景技术
涡轮基组合动力推进系统是一种宽速域高超声速推进系统，配备涡轮基组合动力推进系统的高超声速飞行器能够实现从地面滑跑至高超声速飞行的能力。涡轮基组合动力推进系统的基本原理为将已有的涡轮发动机，冲压发动机和火箭发动机通过一定形式的组合，共同利用部分吸气和排气通道，在不同的飞行速域下开启或关闭对应的发动机，实现全速域的持续推进。通常情况下，从地面滑跑至超声速飞行速域，涡轮发动机工作，其余发动机关闭，随着飞行速度的增加，在超音速状态，涡轮发动机关闭，同时冲压发动机开启并工作，直至飞行速度进一步增加至高超声速。涡轮发动机关闭至冲压发动机开启的过程称为模态转换，在模态转换过程中，涉及吸入组合动力推进系统中的空气流路的切换，涡轮发动机进口需要关闭，阻止气流进入涡轮发动机中。
目前，对涡轮发动机置于流路中心的串联布局模式，当进入超音速状态，涡轮发动机关闭同时冲压发动机开始工作时，有两类方式处理模态转换问题，第一类处理方式为逐渐减少涡轮发动机供油直至完全停车，模态转换完成，在超音速和高超音速状态下，涡轮发动机的压气机叶片直接暴露于进气道出口的气流中，而此状态下进气道出口的气流温度由于受到激波的减速增压有明显升高，高温空气对涡轮发动机的前几级叶片会造成一定的损伤。第二类处理方式为在超声速和高超声速状态时，涡轮发动机不完全关闭，涡轮发动机处于慢车工作状态，发动机内部依然有部分气流流过以保护各部件不受滞止高温气体的损伤，但是这种处理方式将损失部分空气流量，导致冲压发动机推力损失。因此，针对对涡轮发动机置于流路中心的串联布局模式的组合动力发动机提出一种结构简单，控制容易的开关装置将有助于解决上述问题。
发明内容
本实用新型的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种涡轮基组合动力推进系统在模态转换过程中涡轮发动机通道关闭或者开启的装置，结构简单，控制容易，在开启状态基本不占用气流通道空间，对涡轮发动机和冲压发动机的流动干扰较低，在关闭状态时，能够较好的保护涡轮发动机不受高温气流损伤同时不会损失流入冲压发动机中的空气流量。
为达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：
一种串联式涡轮基组合动力推进系统涡轮通道开关装置，所述开关装置呈圆锥体设置，其设于涡轮通道的入口处，开关装置包括一个中心锥前缘、多个中心锥外层调节片和多个中心锥内层调节片；所述中心锥前缘呈球体设置，位于圆锥体的前端；所述中心锥外层调节片和中心锥内层调节片呈扇形设置，中心锥外层调节片的前端和中心锥内层调节片的前端分别与中心锥前缘铰接；其中，当涡轮通道处于开启状态时，中心锥外层调节片闭合形成圆锥体，中心锥内层调节片位于圆锥体的内部；当涡轮通道处于关闭状态时，中心锥外层调节片和中心锥内层调节片共同张开，配合形成圆锥体以封闭涡轮通道的入口。
本实用新型还包括多个唇口调节片，所述唇口调节片呈扇形设置，其围设于涡轮发动机外壳的前端，唇口调节片之间通过柔性钢丝相互连接，所述柔性钢丝连接卷轮，所述卷轮通过转动液压杆与液压伺服装置连接，其中，卷轮转动以收紧或放松柔性钢丝，从而使唇口调节片闭合或张开。
所述中心锥外层调节片连接外伸缩液压杆，所述外伸缩液压杆与外液压杆驱动机连接，以使中心锥外层调节片通过外伸缩液压杆的伸缩实现单自由度转动。所述外伸缩液压杆和外液压杆驱动机位于圆锥体内。
所述中心锥内层调节片连接内伸缩液压杆，所述内伸缩液压杆与内液压杆驱动机连接，以使中心锥内层调节片通过内伸缩液压杆的伸缩实现单自由度转动。所述内伸缩液压杆和内液压杆驱动机位于圆锥体内。
所述中心锥外层调节片设有8个。所述中心锥内层调节片设有8个。所述唇口调节片设有16个。
相对于现有技术，本实用新型技术方案取得的有益效果是：
1、当涡轮通道关闭时，中心锥外层调节片和中心锥内层调节片呈伞状开启，唇口调节片平移并向涡轮发动机入口中心偏折，共同组成圆锥体结构，可将涡轮发动机入口完全封闭。
2、本实用新型采用圆锥体结构设置，当涡轮通道开启时，圆锥体结构为涡轮发动机提供气流引导作用，气流可以正常进入涡轮发动机内部。
3、本使用新型结构简单，控制容易，在开启状态基本不占用气流通道空间，对涡轮发动机和冲压发动机的流动干扰较低，在关闭状态时，能够较好的保护涡轮发动机不受高温气流损伤同时不会损失流入冲压发动机中的空气流量。
附图说明
图1为高超声速飞行器及涡轮基组合动力推进系统示意图；
图2为涡轮发动机通道开启状态时，开关装置的整体结构示意图；
图3为涡轮发动机通道关闭状态时，开关装置的整体结构示意图；
图4为涡轮发动机通道开启状态是，开关装置的内部结构示意图；
图5为涡轮发动机通道部分开启状态时，开关装置的内部结构示意图；
图6为涡轮发动机通道开启状态时，唇口调节片的结构示意图；
图7为涡轮发动机通道关闭时，唇口调节片调节过程示意图
图8为涡轮基组合动力推进系统涡轮发动机通道开启状态示意图；
图9为涡轮发动机通道开启状态示意图；
图10为涡轮基组合动力推进系统涡轮发动机通道关闭状态示意图；
图11为涡轮发动机通道关闭状态示意图。
附图标记：自由来流1，高超声速飞行器机体2，推进系统外罩3，液压伺服装置4，冲压发动机通道气流5，涡轮发动机通道气流6，开关装置7，涡轮发动机外壳8，冲压发动机9，中心锥前缘10，中心锥外层调节片11，唇口调节片12，中心锥内层调节片13，外液压杆驱动机14，外伸缩液压杆15，内液压杆驱动机16，内伸缩液压杆17，转动液压杆18，卷轮19，柔性钢丝20，转动运动副21。
具体实施方式
为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本实用新型做进一步详细说明。
如图1和图9～11所示，高超声速飞行器机体2在飞行过程中有正面的自由来流1，3为推进系统外罩，所述开关装置7位于推进系统气流通道内部，由虚线框定义的区域内。
如图2～3示，所述开关装置呈圆锥体设置，其设于涡轮通道的入口处，开关装置包括一个中心锥前缘10、8片中心锥外层调节片11、8片中心锥内层调节片13、16片唇口调节片12；所述中心锥前缘10呈球体设置，位于圆锥体的前端。
如图4～5所示，所述中心锥外层调节片11和中心锥内层调节片13呈扇形设置，中心锥外层调节片11的前端和中心锥内层调节片13的前端分别通过铰链连接于与中心锥前缘10铰接；
所述8片中心锥外层调节片11分别与8条外伸缩液压杆15连接，并共同连接于外液压杆驱动机14上，同样，8片中心锥内层调节片13分别与8条内伸缩液压杆17连接，并共同连接于内液压杆驱动机16上，所述外伸缩液压杆15、外液压杆驱动机14、内伸缩液压杆17和内液压杆驱动机16位于圆锥体内；
其中，中心锥外层调节片11和中心锥内层调节片13分别通过外伸缩液压杆15和内伸缩液压杆17实现单自由度转动，在涡轮发动机关闭过程中，8片中心锥外层调节片11分别在8条外伸缩液压杆15的推动下张开，同样8片中心锥内层调节片13分别在8条内伸缩液压杆17的推动下张开。
如图6所示，所述唇口调节片12呈扇形设置，其围设于涡轮发动机外壳8的前端，16片唇口调节片12之间通过柔性钢丝20相互连接，所述柔性钢丝20连接卷轮19，所述卷轮19通过转动液压杆18与液压伺服装置4连接；卷轮19可收紧或放松连接于唇口调节片12前缘的柔性钢丝20实现唇口调节片12的闭合或张开。
具体地，如图7所示为唇口调节片12在涡轮发动机的关闭过程中的调节过程，首先唇口调节片12沿着箭头方向朝涡轮发动机入口前端移动，随后在前缘柔性钢丝20的收紧作用下，16片唇口调节片12向发动机入口中心偏折，偏折时的转动运动副21。
本实用新型的工作原理如下：
1、如图2、图4和图8～9所示，当涡轮发动机处于开启状态时，8片中心锥外层调节片11闭合成一个完整的圆锥体，8片中心锥内层调节片13位于圆锥体的内部，自由来流1进入推进系统通道后，分为两股气流，包括冲压发动机通道气流5和涡轮发动机通道气流6，冲压发动机通道气流5提供冲压发动机9工作使用，涡轮发动机通道气流6提供涡轮发动机工作使用，涡轮发动机外壳8阻隔涡轮发动机内部气流向冲压发动机通道流动，涡轮发动机处于开启状态时圆锥体结构为涡轮发动机提供气流引导作用，气流可以正常进入涡轮发动机内部；
2、如图3和图10～11所示，当涡轮发动机处于关闭状态时，8片中心锥外层调节片11和8片中心锥内层调节片13共同张开，配合组成类似伞状结构的圆锥体，同时16片唇口调节片12平移并偏折，与8片中心锥外层调节片11和8片中心锥内层调节片13共同组成圆锥体将涡轮发动机入口完全封闭，无气流进入涡轮发动机内部，此时自由来流1全部进入冲压发动机9，提供冲压发动机9工作使用。
