JPH0715264B2 - Supersonic air intake device - Google Patents
Supersonic air intake deviceInfo
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- JPH0715264B2 JPH0715264B2 JP2117089A JP2117089A JPH0715264B2 JP H0715264 B2 JPH0715264 B2 JP H0715264B2 JP 2117089 A JP2117089 A JP 2117089A JP 2117089 A JP2117089 A JP 2117089A JP H0715264 B2 JPH0715264 B2 JP H0715264B2
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- air intake
- intake device
- downstream
- inclined plate
- plate
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- Characterised By The Charging Evacuation (AREA)
- Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)
Description
（産業上の利用分野） この発明は、例えばマッハ５以上の、いわゆる極超音速
で飛ぶ飛翔体の空気吸入エンジンに用いるのに好適な超
音速空気取入装置に関するものである。 （従来の技術） 超音速空気取入装置は、例えば昭和58年４月に丸善が発
行した「日本航空宇宙学会編・航空宇宙工学便覧・増補
版」の第208頁に記載されている。 超音速空気取入装置は、ラバール管により構成される内
部圧縮方式と、傾斜板（ランプ）や中心体（ショック・
コーン等）を用いる外部圧縮方式とに大別されており、
両者のうち、総圧回復等の効率が良く且つ亜音速を含む
広い速度域での使用に対処することが容易である外部圧
縮方式によるものが多くの超音速機に実用化されてい
る。 上記した外部圧縮方式の超音速空気取入装置は、例えば
第４図に示すように、外筒100の前端部分において、前
部ランプ101とこれに連続する後部ランプ102とを備える
と共に、後部ランプ102の後端から下流側に流路103を形
成する可動板104を備えている。前記両ランプ101,102に
は、リンク機構105を介して二つのアクチュエータ106,1
07が連結してあり、前記可動板104にも別のアクチュエ
ータ108が連結してある。前記後部ランプ102の後方に
は、外筒100内において前記流路103を下流へ向けて漸次
拡大する隔壁109が設けてある。なお、前記流路103は、
図示しないエンジン側に連通している。 上記の超音速空気取入装置は、図中の矢印で示す方向の
超音速気流内において、各ランプ101,102の前縁から可
動板104に向けて斜衝撃波S1，S2を形成すると共に、流
路103内に垂直衝撃波S3を形成し、流入空気をこれらの
衝撃波S1〜S3により減速・圧縮してエンジンに供給す
る。また、外部圧縮方式の超音速空気取入装置では、流
路103におけるスロート部のマッハ数を1.2〜1.3に保つ
と、垂直衝撃波が同スロート部に位置して安定した臨界
状態となり、このとき最も効率が高い。このため、超音
速空気取入装置は、空気流量の変化（あるいはエンジン
の出力増減）に応じて、各アクチュエータ106〜108の作
動により各ランプ101,102の角度や流路103の開口面積を
変化させ、各衝撃波S1〜S3の位置ならびにスロート部の
マッハ数が安定し続けるように制御する。なお、上記し
たような超音速空気取入装置は、最大速度がマッハ2.5
程度の航空機に用いられている。 （発明が解決しようとする課題） ここで、近年では、空気吸入エンジンを使用してマッハ
５以上で飛翔する極超音速機の開発が進められている。
ところが、前述したような外部圧縮方式の超音速空気取
入装置では、空気流量が過大になると、二つの斜衝撃波
S1，S2だけで充分に減速することができなくなり、垂直
衝撃波S3がスロート部から後退した超臨界状態となって
効率が急減する。そこで、極超音速用の空気取入装置と
して、例えばランプ数を増加することによって斜衝撃波
の発生数を増加させ、充分な減速・圧縮作用を得るとと
もに垂直衝撃波の安定化を図るようにしたものが提案さ
れているが、この場合には各ランプの駆動装置がより一
層複雑になり、これらの装置をさらに高精度で制御せね
ばならないという問題点があり、このような問題点を解
決することが課題になっていた。 （発明の目的） この発明は、上記したような従来の課題に着目して成さ
れたもので、構造が簡単であり、マッハ５を越える極超
音速域での使用にも良好に対処することができる超音速
空気取入装置を提供することを目的としている。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a supersonic air intake device suitable for use in an air intake engine of a flying body flying at so-called hypersonic speed of Mach 5 or higher. (Prior Art) The supersonic air intake device is described, for example, on page 208 of "Aerospace Engineering Handbook-Augmented Edition" edited by Maruzen in April 1983. The supersonic air intake device has an internal compression method composed of a Laval tube, an inclined plate (ramp) and a central body (shock
It is roughly divided into an external compression method using a cone, etc.,
Among them, the external compression method, which has high efficiency of total pressure recovery and is easy to handle in a wide speed range including subsonic speed, has been put to practical use in many supersonic aircraft. The external compression type supersonic air intake device described above includes, for example, as shown in FIG. 4, a front lamp 101 and a rear lamp 102 continuous to the front lamp 101 at the front end portion of the outer cylinder 100, and a rear lamp. A movable plate 104 that forms a flow path 103 from the rear end of the downstream side is provided. The two lamps 101, 102 are connected to two actuators 106, 1 via a link mechanism 105.
07 is connected, and another actuator 108 is also connected to the movable plate 104. Behind the rear lamp 102, a partition wall 109 that gradually expands the flow path 103 in the outer cylinder 100 toward the downstream side is provided. The flow channel 103 is
It communicates with the engine side (not shown). The above supersonic air intake device forms oblique shock waves S 1 and S 2 from the front edges of the lamps 101 and 102 toward the movable plate 104 in the supersonic airflow in the direction indicated by the arrow in the figure, and A vertical shock wave S 3 is formed in the path 103, and the inflowing air is decelerated and compressed by these shock waves S 1 to S 3 and supplied to the engine. Further, in the external compression type supersonic air intake device, if the Mach number of the throat part in the flow path 103 is maintained at 1.2 to 1.3, the vertical shock wave is located in the throat part and becomes in a stable critical state. High efficiency. Therefore, the supersonic air intake device changes the angle of each lamp 101, 102 and the opening area of the flow path 103 by the operation of each actuator 106 to 108 according to the change of the air flow rate (or the increase or decrease of the output of the engine). The positions of the shock waves S 1 to S 3 and the Mach number of the throat part are controlled so as to remain stable. In addition, the maximum velocity of the supersonic air intake device as described above is Mach 2.5.
Used in aircraft of the degree. (Problems to be Solved by the Invention) In recent years, development of a hypersonic vehicle that uses an air intake engine to fly at Mach 5 or higher has been underway.
However, in the external compression type supersonic air intake device as described above, when the air flow rate becomes excessive, two oblique shock waves are generated.
It becomes impossible to decelerate sufficiently with S 1 and S 2 , and the vertical shock wave S 3 retreats from the throat into a supercritical state where the efficiency drops sharply. Therefore, as an air intake device for hypersonic speed, for example, by increasing the number of ramps, the number of oblique shock waves generated is increased to obtain sufficient deceleration / compression action and to stabilize vertical shock waves. However, in this case, there is a problem that the driving device for each lamp becomes more complicated, and these devices must be controlled with higher accuracy. Was an issue. (Object of the Invention) The present invention has been made by paying attention to the above-mentioned conventional problems, has a simple structure, and can cope well with use in the hypersonic range exceeding Mach 5. It is an object of the present invention to provide a supersonic air intake device capable of performing the above.
（課題を解決するための手段） この発明による超音速空気取入装置は、空気の流れ方向
に平行な第１案内部とその下流側の端部に所定の角度を
成して連続する第２案内部とを有するとともに前記流れ
方向およびその反対方向に往復動可能な制御板と、前記
制御板に対向するとともに下流端部側を中心に角度調整
可能な傾斜板とを備え、前記第１案内部と傾斜板との間
に下流に向けて断面積が漸次減少する収縮用流路を形成
すると共に、前記第１案内部の下流端部と傾斜板との間
にスロート部を形成し、且つ前記第２案内部と傾斜板と
の間に下流に向けて断面積が漸次増大する拡散用流路を
形成した構成とすることにより、上記構成を従来の課題
を解決するための手段としている。 （発明の作用） この発明による超音速空気取入装置は、前記制御板と第
一の斜衝撃波を形成する傾斜板との間に、流入空気の収
縮・拡散を行うラバール管状の流路を形成しており、内
部圧縮方式と外部圧縮方式とを混合させた作用がある。 つまり、当該超音速空気取入装置は、超音速気流内にお
いて、傾斜板の前縁に第一の斜衝撃波を形成し、この斜
衝撃波を通して偏向された気流で第１案内部に第二の斜
衝撃波を形成し、以後、収縮用流路内で反射する状態に
順次斜衝撃波を形成することにより、これらの斜衝撃波
によって流入空気を音速に近い超音速域まで減速させ且
つ圧縮する。そして、スロート部の通過に伴う空気の加
速・膨張により、拡散用流路内において前記スロート部
のやや下流に垂直衝撃波を形成し、この垂直衝撃波を通
して流入空気を亜音速域まで減速させ且つ圧縮してエン
ジン側へ供給する。 また、空気流量の変化（エンジン出力の増減）に応じ
て、制御板および傾斜板を駆動することにより、スロー
ト部の開口面積や斜衝撃波の数を制御し、エンジン側に
おける総圧回復率を高く保ち続ける。 （実施例） 以下、この発明を図面に基づいて説明する。 第１図〜第３図は、この発明の一実施例を説明する図で
ある。 すなわち、超音速空気取入装置は、第３図に示すよう
に、例えばマッハ５程度の巡航速度で飛翔する飛翔体１
において、その尾部に搭載した空気吸入エンジンに対し
て設けてあり、前記飛翔体１の胴体下部に開口してい
る。この超音速空気取入装置は、第１図および第２図に
示すように、制御板２とその下面側に対向する傾斜板３
とを備え、さらにこの実施例では前記制御板２の前側
（各図上では左側）に基板４を備えている。 前記制御板２は、各図中の矢印で示す空気の流れ方向に
平行な第１案内部11と、その下流側の端部から上向きに
所定の角度を成して連続する第２案内部12とを有してい
る。この場合、前記第１案内部11に対する第２案内部12
の角度は、傾斜板３の傾斜角度よりも充分に大きい。ま
た、前記基板４は、空気の流れ方向に平行な底壁部５
と、底壁部５の下流端部から前記第２案内部12と平行に
立上がる隔壁部６と、隔壁部６の上端から下流方向へ延
出する上壁部７とを有している。上記の制御板２および
基板４は、第１案内部11の前縁が底壁部５の下面に沿っ
て延出し、前記底壁部５の前縁が飛翔体１の胴体下面に
沿って延出した状態になっている。 さらに、前記基板４の隔壁部６には、飛翔体１側に一端
を固定した第１アクチュエータ（例えば油圧シリンダ）
８の他端が連結してあり、前記制御板２の第２案内部12
には、前記隔壁部６に一端を固定した第２アクチュエー
タ９の他端が連結してある。これらの第１・第２アクチ
ュエータ8,9は、飛翔体１の機軸と平行に配設してあ
る。したがって、第１アクチュエータ８を駆動すると、
基板４とともに制御板２が先の空気の流れ方向およびそ
の反対方向に往復動し、第２アクチュエータ９を駆動す
ると、基板４に対して制御板２が往復動する。 前記傾斜板３は、その下流端部が飛翔体１の尾部外壁1a
に枢着してあって、前方に下り傾斜を成し、前記基板４
の底壁部５に対向する延出長さを有している。また、前
記傾斜板３は、両側に上向きの側壁（第１図中に仮想線
で示す）3aを有し、この側壁3aの上端には、飛翔体１側
に一端を固定した第３アクチュエータ10の他端が連結し
てある。これにより前記傾斜板３は、下流端部を中心に
して、空気の流れ方向に対向して角度調整可能になって
いる。 上記の制御板２、基板４および傾斜板３は、第１案内部
11および底壁部５と傾斜板３との間に、下流に向けて面
積が漸次減少する収縮用流路13を形成すると共に、第１
案内部11の下流端部と同傾斜板３との間にスロート部14
を形成し、且つ第２案内部12と同傾斜板３との間に、下
流に向けて面積が漸次増大する拡散用流路15を形成して
おり、全体としてラバール管状の流路を形成している。 なお、拡散用流路15の下流側には、前記尾部外壁1aおよ
び胴体内隔壁1b等によってエンジン搭載部16が形成して
ある。このエンジン搭載部16には、例えばターボジェッ
トエンジンやターボファンエンジンが収容可能であるほ
か、ラムジェットエンジンを適用する場合には燃焼室が
構成されるようになっており、エンジン型式が特に限定
されることは無い。また、エンジン搭載部16の後方に
は、複数の可動部材17a〜17cおよびノズル駆動用アクチ
ュエータ18等から構成される可変ノズル19が設けてあ
る。 次に、一様流内における上記超音速空気取入装置の作用
を説明する。 超音速気流は、飛翔体１の下面と平行に流れている。そ
こで、とくに第２図に示すように、傾斜板３を空気の流
速に適合した傾斜角δに設定すると、前記傾斜板３の前
縁から第一のの斜衝撃波S1が発生する。この第一の斜衝
撃波S1を通過した空気は、図中の矢印Ａ方向で示すよう
に、前記傾斜角δに等しい偏角にて向きを換えて傾斜板
３と平行に流れ、なお且つ減速するとともに圧縮され、
さらに、第１案内部11に第二の斜衝撃波S2を発生させ
る。この第二の斜衝撃波S2を通過した空気は、図中の矢
印Ｂで示す如く偏向して第１案内部11と平行に流れ、さ
らに減速・圧縮される。このようにして、当該超音速空
気取入装置は、収縮用流路13内で反射する状態で斜衝撃
波S1〜S4を連続的に発生させ、これらの斜衝撃波S1〜S4
により流入空気を減速させ且つ圧縮してスロート部14に
通す。このとき、スロート部14では、主として第２アク
チュエータ９の作動で制御板２を移動させることによ
り、当該スロート部14における流速が適正な値（例えば
マッハ1,2程度）となるように開口面積H0を制御する。
そして、当該超音速空気取入装置は、スロート部14の通
過に伴う空気の加速・膨張により、拡散用流路15内にお
いて前記スロート部14のやや下流に垂直衝撃波S5を発生
させ、この垂直衝撃波S5を通して空気を亜音速域まで減
速させるとともに圧縮してエンジンに供給する。 また、空気の流入量が増加した場合には、斜衝撃波角が
小さくなるとともに発生数が減少するため、第３アクチ
ュエータ10の作動で傾斜板３を回動して傾斜角δを増大
させる。これにより、斜衝撃波角の増大とともに発生数
を増加させることができ、垂直衝撃波S5およびエンジン
側での総圧回復率が安定し続ける。このとき、制御板２
を移動させてスロート部14の開口面積H0を制御すること
も当然あり得る。さらに、空気の流入量が減少した場合
には、前記傾斜角δを小さくすれば良く、このように当
該超音速空気取入装置は、傾斜板３と制御板２による簡
単な制御でありながら、空気の流入量に応じて斜衝撃波
数を容易に増減し得る。 ここで、上記の超音速空気取入装置は、傾斜板３による
斜衝撃波の発生という外部圧縮方式の作用を有する一方
で、内部圧縮方式の特徴であるラバール管状の流路を有
しており、その「始動」にあたっては、垂直衝撃波S5を
スロート部14のさらに下流に呑み込み保持する。 この場合には、制御板２および基板４を上流側へ移動さ
せて、スロート開口面積H0を当該装置前部の空気捕獲面
積H1に近づけ、飛行マッハ数の小さい状態では傾斜板３
を回動させて前記捕獲面積H1を小さくすることにより、
垂直衝撃波S5を呑み込み保持する。このとき、当該超音
速空気取入装置は、外部圧縮方式による斜衝撃波の作用
を有するため、単純形の内部圧縮方式のように僅かのじ
ょう乱で不始動状態になる心配が無く、安定した始動を
行うことができる。また、始動後には、傾斜板３の傾斜
角δを増大し且つ捕獲面積H1を増大し、スロート部14の
流速が適正の値になるまでスロート開口面積H0を減少さ
せることにより、前述した作用と同様の定常作動とな
る。さらに、定常作動の状態から急加速等の出力増加を
行なう場合には、予め傾斜角δを減少させて捕獲面積H1
を小さくし、始動時のように垂直衝撃波S5をスロート部
14よりも下流に呑み込んだ状態にして出力を増加し、飛
行マッハ数の増加とともに、そのマッハ数に応じた傾斜
角δよりもやや低目となるように傾斜板３の回動を追従
させる。 なお、上記した制御板２、基板４および傾斜板３の制御
は、エンジンの要求空気量、エンジンノズルの開度ある
いは大気の総温度などの様々な条件に基づいて行われる
ことはもちろんである。また、地上におけるエンジン始
動や、飛翔中の急加減速による余剰空気の処理等のため
に、吸気用ドアやダンプ・ドアあるいはバイパス・ドア
などを適所に設けることがあり、このほか、飛翔体の胴
体等に沿って発達する境界層の制御手段などを設けるこ
ともある。さらに、上記実施例では、制御板２の前方に
基板４を設けた構成とし、始動の前後には基板４ととも
に制御板２を駆動し、作動時には制御板２を駆動してス
ロート部14を制御するようにしたが、一枚の制御板によ
る構成とすることも良い。(Means for Solving the Problem) In the supersonic air intake device according to the present invention, the first guide portion, which is parallel to the air flow direction, and the second end portion, which is downstream of the first guide portion and which is continuous, form a predetermined angle. The first guide includes a control plate having a guide portion and capable of reciprocating in the flow direction and the opposite direction thereof, and an inclined plate facing the control plate and having an angle adjustable around the downstream end side. A contraction flow channel whose cross-sectional area gradually decreases toward the downstream side between the inclined portion and the inclined plate, and a throat portion is formed between the downstream end portion of the first guide portion and the inclined plate, and The above-mentioned configuration is a means for solving the conventional problems by forming a diffusion flow path having a cross-sectional area gradually increasing toward the downstream side between the second guide portion and the inclined plate. (Operation of the Invention) In the supersonic air intake device according to the present invention, a Laval-shaped tubular flow path that contracts and diffuses inflowing air is formed between the control plate and the inclined plate that forms the first oblique shock wave. This has the effect of mixing the internal compression method and the external compression method. That is, the supersonic air intake device forms a first oblique shock wave at the front edge of the inclined plate in the supersonic airflow, and the airflow deflected through the oblique shock wave causes the second oblique flow to the first guide portion. A shock wave is formed, and thereafter, oblique shock waves are sequentially formed in a state of being reflected in the contraction flow path, whereby the inflowing air is decelerated and compressed to a supersonic region close to the sonic speed by these oblique shock waves. Then, due to the acceleration and expansion of the air accompanying the passage of the throat portion, a vertical shock wave is formed in the diffusion channel slightly downstream of the throat portion, and the inflowing air is decelerated and compressed to the subsonic range through this vertical shock wave. Supply to the engine side. In addition, the control plate and tilt plate are driven according to changes in the air flow rate (increase / decrease in engine output) to control the opening area of the throat and the number of oblique shock waves, increasing the total pressure recovery rate on the engine side. Keep keeping. (Example) Hereinafter, the present invention will be described with reference to the drawings. 1 to 3 are views for explaining an embodiment of the present invention. That is, as shown in FIG. 3, the supersonic air intake device is a flying body 1 that flies at a cruise speed of, for example, about Mach 5.
The air intake engine mounted on the tail of the flying body 1 has an opening at the lower part of the fuselage of the flying body 1. This supersonic air intake device, as shown in FIGS. 1 and 2, includes a control plate 2 and an inclined plate 3 facing the lower surface side thereof.
Further, in this embodiment, a substrate 4 is provided on the front side of the control plate 2 (the left side in each drawing). The control plate 2 includes a first guide portion 11 which is parallel to the air flow direction indicated by an arrow in each figure, and a second guide portion 12 which is continuous upward from a downstream end portion thereof at a predetermined angle. And have. In this case, the second guide portion 12 with respect to the first guide portion 11
Is sufficiently larger than the inclination angle of the inclined plate 3. Further, the substrate 4 has a bottom wall portion 5 parallel to the air flow direction.
And a partition wall portion 6 rising from the downstream end portion of the bottom wall portion 5 in parallel with the second guide portion 12, and an upper wall portion 7 extending in the downstream direction from the upper end of the partition wall portion 6. In the control plate 2 and the substrate 4, the front edge of the first guide portion 11 extends along the lower surface of the bottom wall portion 5, and the front edge of the bottom wall portion 5 extends along the lower surface of the body of the flying vehicle 1. It has been put out. Further, the partition wall portion 6 of the substrate 4 has a first actuator (for example, a hydraulic cylinder) whose one end is fixed to the flying body 1 side.
The other end of 8 is connected to the second guide portion 12 of the control plate 2.
The other end of a second actuator 9 whose one end is fixed to the partition wall 6 is connected to this. These first and second actuators 8 and 9 are arranged parallel to the machine axis of the flying vehicle 1. Therefore, when the first actuator 8 is driven,
When the control plate 2 reciprocates together with the substrate 4 in the previous air flow direction and the opposite direction, and the second actuator 9 is driven, the control plate 2 reciprocates with respect to the substrate 4. The downstream end of the inclined plate 3 is the outer wall 1a of the tail portion of the flying vehicle 1.
Is pivotally attached to the substrate 4 and forms a downward slope forward,
Has an extension length facing the bottom wall portion 5. The inclined plate 3 has side walls 3a (shown by phantom lines in FIG. 1) facing upward, and the upper end of the side wall 3a has a third actuator 10 whose one end is fixed to the flying body 1 side. The other end of is connected. As a result, the angle of the inclined plate 3 can be adjusted so as to face the air flow direction with the downstream end as the center. The control plate 2, the substrate 4 and the inclined plate 3 are the first guide portion.
11 and the bottom wall portion 5 and the inclined plate 3, the contraction flow path 13 whose area gradually decreases toward the downstream is formed, and
The throat portion 14 is provided between the downstream end of the guide portion 11 and the inclined plate 3.
And a diffusion channel 15 having an area that gradually increases toward the downstream is formed between the second guide portion 12 and the inclined plate 3 to form a Laval tube-shaped channel as a whole. ing. An engine mounting portion 16 is formed on the downstream side of the diffusion channel 15 by the outer wall 1a of the tail portion, the partition wall 1b in the body, and the like. The engine mounting portion 16 can accommodate, for example, a turbojet engine or a turbofan engine, and when a ramjet engine is applied, the combustion chamber is configured, and the engine model is not particularly limited. There is nothing. Further, behind the engine mounting portion 16, a variable nozzle 19 including a plurality of movable members 17a to 17c, a nozzle driving actuator 18 and the like is provided. Next, the operation of the supersonic air intake device in a uniform flow will be described. The supersonic airflow is flowing parallel to the lower surface of the flying body 1. Therefore, as shown in FIG. 2 in particular, when the inclination plate 3 is set to an inclination angle δ adapted to the flow velocity of air, the first oblique shock wave S 1 is generated from the front edge of the inclination plate 3. The air that has passed through the first oblique shock wave S 1 changes its direction at a declination equal to the inclination angle δ and flows in parallel with the inclination plate 3 as shown by the arrow A direction in the figure, and yet decelerates. Compressed with
Further, the second oblique shock wave S 2 is generated in the first guide portion 11. The air passing through the second oblique shock wave S 2 is deflected as shown by an arrow B in the figure, flows in parallel with the first guide portion 11, and is further decelerated and compressed. In this way, the supersonic air intake device continuously generates oblique shock waves S 1 to S 4 in a state of being reflected in the contraction flow path 13, and these oblique shock waves S 1 to S 4 are generated.
The inflowing air is decelerated and compressed by and is passed through the throat portion 14. At this time, in the throat section 14, the opening area H is adjusted by moving the control plate 2 mainly by the operation of the second actuator 9 so that the flow velocity in the throat section 14 becomes an appropriate value (for example, about Mach 1, 2). Control 0 .
Then, the supersonic air intake device generates a vertical shock wave S 5 slightly downstream of the throat portion 14 in the diffusion channel 15 by the acceleration / expansion of air accompanying the passage of the throat portion 14, and this vertical Air is decelerated to a subsonic range through the shock wave S 5 , compressed, and supplied to the engine. In addition, when the inflow amount of air increases, the oblique shock wave angle decreases and the number of occurrences decreases, so that the tilt plate 3 is rotated by the operation of the third actuator 10 to increase the tilt angle δ. As a result, the number of occurrences can be increased with an increase in the oblique shock wave angle, and the vertical shock wave S 5 and the total pressure recovery rate on the engine side continue to be stable. At this time, the control plate 2
It is naturally possible to control the opening area H 0 of the throat portion 14 by moving. Further, when the amount of inflow of air is decreased, the inclination angle δ may be reduced, and thus the supersonic air intake device is simple control by the inclination plate 3 and the control plate 2, The oblique shock wave number can be easily increased or decreased according to the inflow amount of air. Here, the above-mentioned supersonic air intake device has the function of the external compression method of generating the oblique shock wave by the inclined plate 3, while having the Laval tubular flow path which is the characteristic of the internal compression method, At the “start”, the vertical shock wave S 5 is swallowed and held further downstream of the throat portion 14. In this case, the control plate 2 and the substrate 4 are moved to the upstream side to bring the throat opening area H 0 close to the air trapping area H 1 at the front of the apparatus, and the tilting plate 3 is used in a state where the flight Mach number is small.
By rotating to reduce the capture area H 1 .
The vertical shock wave S 5 is swallowed and held. At this time, since the supersonic air intake device has the effect of oblique shock waves by the external compression method, there is no risk of a non-starting state due to slight disturbance unlike the simple internal compression method, and a stable starting is possible. It can be performed. Further, after the start, the inclination angle δ of the inclined plate 3 is increased, the capture area H 1 is increased, and the throat opening area H 0 is decreased until the flow velocity of the throat portion 14 becomes an appropriate value, so that the above-mentioned is performed. It becomes the same steady operation as the action. Furthermore, when increasing the output such as sudden acceleration from the steady operation state, the inclination angle δ is decreased in advance and the capture area H 1
To reduce the vertical shock wave S 5 at the throat
The output is increased by swallowing it to a position downstream of 14, and as the flight Mach number increases, the tilt plate 3 is caused to follow the rotation so that the tilt angle δ is slightly lower than the tilt angle δ according to the Mach number. It is needless to say that the control of the control plate 2, the substrate 4, and the inclined plate 3 described above is performed based on various conditions such as the required air amount of the engine, the opening degree of the engine nozzle or the total temperature of the atmosphere. In addition, intake doors, dump doors, bypass doors, etc. may be provided in appropriate places for starting the engine on the ground and processing excess air due to sudden acceleration / deceleration during flight. Boundary layer control means that develops along the body may be provided. Further, in the above-mentioned embodiment, the board 4 is provided in front of the control board 2, and the control board 2 is driven together with the board 4 before and after the start-up, and when operating, the control board 2 is driven to control the throat portion 14. However, it is also possible to use a single control plate.
以上説明してきたように、この発明の超音速空気取入装
置は、空気の流れ方向に平行な第１案内部とその下流側
の端部に所定の角度を成して連続する第２案内部とを有
するとともに前記流れ方向およびその反対方向に往復動
可能な制御板と、前記制御板に対向するとともに下流端
部側を中心に角度調整可能な傾斜板とを備え、前記第１
案内部と傾斜板との間に下流に向けて断面積が漸次減少
する収縮用流路を形成すると共に、前記第１案内部の下
流端部と傾斜板との間にスロート部を形成し、且つ前記
第２案内部と傾斜板との間に下流に向けて断面積が漸次
増大する拡散用流路を形成した構成としたため、空気の
流入量の変化に応じて斜衝撃波の発生数を容易に増減す
ることができるので、広い速度域において総圧回復率を
高く保つことが可能となり、例えばマッハ５を越える極
超音速域での使用にも良好に対処することができ、その
うえ、構造が簡単であり、高精度での制御の容易化や軽
量化を実現することができるなどの優れた効果を有す
る。As described above, in the supersonic air intake device of the present invention, the first guide portion that is parallel to the air flow direction and the second guide portion that is continuous with the downstream end thereof at a predetermined angle. And a tilt plate that faces the control plate and that can adjust the angle around the downstream end side.
Forming a contraction flow channel whose cross-sectional area gradually decreases toward the downstream between the guide portion and the inclined plate, and forming a throat portion between the downstream end portion of the first guide portion and the inclined plate, In addition, since the diffusion channel whose cross-sectional area gradually increases toward the downstream is formed between the second guide portion and the inclined plate, the number of oblique shock waves generated can easily be changed according to the change of the inflow amount of air. The total pressure recovery rate can be kept high in a wide speed range because it can be increased or decreased to, for example, it is possible to favorably use it in the hypersonic range exceeding Mach 5, and moreover, the structure is It has an excellent effect that it is simple and can realize control with high accuracy and weight reduction.
第１図はこの発明の一実施例に基づく超音速空気取入装
置を説明する断面説明図、第２図は超音速空気取入装置
の定常作動状態を説明する断面説明図、第３図は超音速
空気取入装置を備えた飛翔体の一例を説明する斜視図、
第４図は従来の超音速空気取入装置を説明する断面説明
図である。 ２…制御板、３…傾斜板、11…第１案内部、12…第２案
内部、13…収縮用流路、14…スロート部、15…拡散用流
路。FIG. 1 is a sectional explanatory view for explaining a supersonic air intake device based on an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a sectional explanatory view for explaining a steady operation state of the supersonic air intake device, and FIG. A perspective view illustrating an example of a flying object including a supersonic air intake device,
FIG. 4 is a sectional explanatory view for explaining a conventional supersonic air intake device. 2 ... Control plate, 3 ... Inclined plate, 11 ... 1st guide part, 12 ... 2nd guide part, 13 ... Shrinkage channel, 14 ... Throat part, 15 ... Diffusion channel.
Claims (1)
下流側の端部に所定の角度を成して連続する第２案内部
とを有するとともに前記流れ方向およびその反対方向に
往復動可能な制御板と、前記制御板に対向するとともに
下流端部側を中心に角度調整可能な傾斜板とを備え、前
記第１案内部と傾斜板との間に下流に向けて断面積が漸
次減少する収縮用流路を形成すると共に、前記第１案内
部の下流端部と傾斜板との間にスロート部を形成し、且
つ前記第２案内部と傾斜板との間に下流に向けて断面積
が漸次増大する拡散用流路を形成したことを特徴とする
超音速空気取入装置。1. A first guide part which is parallel to the air flow direction and a second guide part which is continuous at an end portion on the downstream side thereof at a predetermined angle and reciprocates in the flow direction and the opposite direction. A movable control plate and an inclined plate facing the control plate and having an angle adjustable around the downstream end side are provided, and a cross-sectional area toward the downstream is provided between the first guide portion and the inclined plate. A contraction flow path that gradually decreases is formed, a throat portion is formed between the downstream end of the first guide portion and the inclined plate, and the throat portion is directed downstream between the second guide portion and the inclined plate. The supersonic air intake device is characterized in that a diffusion channel having a gradually increasing cross-sectional area is formed.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2117089A JPH0715264B2 (en) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | Supersonic air intake device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2117089A JPH0715264B2 (en) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | Supersonic air intake device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02201033A JPH02201033A (en) | 1990-08-09 |
| JPH0715264B2 true JPH0715264B2 (en) | 1995-02-22 |
Family
ID=12047447
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2117089A Expired - Fee Related JPH0715264B2 (en) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | Supersonic air intake device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0715264B2 (en) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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-
1989
- 1989-01-31 JP JP2117089A patent/JPH0715264B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02201033A (en) | 1990-08-09 |
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