一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道

本发明飞行器进气道，尤其涉及一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道。

背景技术：

1、自20世纪60年代以来，高超声速飞行器发展历程充分说明机体/发动机一体化设计是高超声速飞行器设计的关键。高效的前体/进气道一体化设计则是机体/发动机一体化设计的研究焦点。乘波体依靠前缘激波贴体实现对来流的高效捕获，减小了构型下表面气流向上表面的溢流，进而改善飞行器的气动性能，同时可实现对来流的预压缩提高进气道的流量系数和总压恢复系数，亦可提高飞行器的升阻比，逐渐成为高超声速飞行器的理想前体构型。

2、对于吸气式冲压发动机，由于燃料在燃烧室中停留的时间极短，为毫秒量级，为了保证燃料的点火和稳定燃烧，燃料与来流空气最理想的状态为两者以化学恰当比达到分子水平的混合程度。而悬臂式喷注器利用进气道较长的前体进行燃料预喷注，使得燃料与空气在进入燃烧室前就已经提前掺混，保证了燃料/空气混合气体在燃烧室中能够稳定充分燃烧。

3、将悬臂喷注器应用在乘波前体进气道中，既能满足机体/进气道的一体化设计，也能使燃料与空气在进气道中提前掺混，保证了冲压发动机理想的起爆和驻定。由此可见，设计一种带有双悬臂预喷注的乘波前体进气道是满足高超声速飞行器进气掺混一体化的关键。

技术实现思路

1、发明目的：本发明提供了一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，目的是实现飞行器/进气道一体化，同时在进气道出口为超燃燃烧室提供掺混均匀的可燃混合气。

2、技术方案：本发明提出的一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、所述进气道内壁面与唇罩共同围成进气道内通道、以及由所述内通道向后沿伸的等直段、乘波前体、设置在所述进气道内通道以及等直段一侧的后掠侧板；所述乘波前体包括由内通道向前延伸的压缩面以及与压缩面前端直接连接的乘波体下表面；所述压缩面设有若干并排排列的下悬臂预喷注结构，压缩面内部设有与下悬臂预喷注结构连通的第一高压燃料腔；所述唇罩内壁面设有若干并排排列的上悬臂预喷注结构，所述唇罩内部设有与上悬臂预喷注结构连通的第二高压燃气腔；且下悬臂预喷注结构与上悬臂预喷注结构一上一下一一对应；所述下悬臂预喷注结构轴线与进气道压缩面呈特定的角度，所述上悬臂预喷注结构轴线与所述进气道等直段呈特定角度，且所述上悬臂预喷注结构和所述下悬臂预喷注结构均向进气道内通道延伸。

3、优选地，还具有实现进气道与飞行器一体化设计的乘波体上表面；乘波体下表面与乘波体上表面连接，所述乘波体下表面为进气道预压缩面，所述乘波体上表面为飞行器上表面。

4、优选地，所述下悬臂喷注结构包括悬臂外壁面、与所述第一高压燃气腔相连的燃气通道以及喷注口；所述上悬臂预喷注结构包括悬臂外壁面、与所述第二高压燃气腔相连的燃气通道以及喷注口。

5、优选地，所述上悬臂预喷注结构和所述下悬臂预喷注结构的截面形状为圆形。

6、优选地，所述上悬臂预喷注结构和所述下悬臂预喷注结构按照8倍悬臂外径的中心距在压缩面以及唇罩内壁面并排排列。

7、优选地，所述下悬臂喷注口所在端面中心点与压缩面之间保持特定的距离；所述上悬臂喷注口所在端面中心点与进气道等直段之间保持特定距离。

8、优选地，所述下悬臂喷注口所在端面中心点与压缩面之间的距离为20mm；所述上悬臂喷注口所在端面中心点与进气道等直段之间的距离为10mm。

9、优选地，所述下悬臂喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间保持特定的流向距离；所述上悬臂喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间保持特定的流向距离。

10、优选地，所述下悬臂喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为30mm；所述上悬臂喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为190mm。

11、优选地，所述下悬臂预喷注结构轴线与进气道最后一级压缩面呈10°；所述上悬臂预喷注结构与所述进气道等直段呈3°。

12、有益效果：本发明将进气道与乘波体直接连接，设计了一种乘波前体进气道，满足了飞行器与进气道的一体化设计，实现了对来流的预压缩同时提高了对来流的捕获效率。同时在进气道压缩面以及唇罩内表面分别设置悬臂预喷注结构进行燃料喷注，利用进气道较长的前体和内流道实现燃料和来流空气的提前混合，为高超声速发动机燃烧室提供掺混均匀的油气混合气。

技术特征：

1.一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，包括进气道内壁面(1)、位于进气道内壁面(1)上的唇罩(2)、所述进气道内壁面(1)与唇罩(2)共同围成进气道内通道(5)、以及由所述内通道(5)向后沿伸的等直段(6)、乘波前体、设置在所述进气道内通道(5)以及等直段(6)一侧的后掠侧板(7)；所述乘波前体包括由内通道(5)向前延伸的压缩面(3)以及与压缩面(3)前端直接连接的乘波体下表面(4)；所述压缩面(3)设有若干并排排列的下悬臂预喷注结构(9)，压缩面(3)内部设有与下悬臂预喷注结构(9)连通的第一高压燃料腔(10)；所述唇罩(2)内壁面设有若干并排排列的上悬臂预喷注结构(11)，所述唇罩(2)内部设有与上悬臂预喷注结构(11)连通的第二高压燃气腔(12)；且下悬臂预喷注结构(9)与上悬臂预喷注结构(11)一上一下一一对应；所述下悬臂预喷注结构(9)轴线与进气道压缩面(3)呈特定的角度，所述上悬臂预喷注结构(11)轴线与所述进气道等直段(6)呈特定角度，且所述上悬臂预喷注结构(11)和所述下悬臂预喷注结构(9)均向进气道内通道(5)延伸。

2.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，还具有实现进气道与飞行器一体化设计的乘波体上表面(8)；乘波体下表面(4)与乘波体上表面(8)连接，所述乘波体下表面(4)为进气道预压缩面，所述乘波体上表面(8)为飞行器上表面。

3.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂喷注结构(9)包括悬臂外壁面(91)、与所述第一高压燃气腔(10)相连的燃气通道(92)以及喷注口(93)；所述上悬臂预喷注结构(11)包括悬臂外壁面(111)、与所述第二高压燃气腔(12)相连的燃气通道(112)以及喷注口(113)。

4.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述上悬臂预喷注结构(11)和所述下悬臂预喷注结构(9)的截面形状为圆形。

5.根据权利要求4所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述上悬臂预喷注结构(11)和所述下悬臂预喷注结构(9)按照8倍悬臂外径的中心距在压缩面(3)以及唇罩(2)内壁面并排排列。

6.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂喷注口(93)所在端面中心点与压缩面之间保持特定的距离；所述上悬臂喷注口(113)所在端面中心点与进气道等直段之间保持特定距离。

7.根据权利要求6所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂喷注口(93)所在端面中心点与压缩面之间的距离为20mm；所述上悬臂喷注口(113)所在端面中心点与进气道等直段之间的距离为10mm。

8.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂喷注口(93)所在端面中心点与进气道唇罩(2)前缘之间保持特定的流向距离；所述上悬臂喷注口(113)所在端面中心点与进气道唇罩(2)前缘之间保持特定的流向距离。

9.根据权利要求8所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂喷注口(93)所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为30mm；所述上悬臂喷注口(113)所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为190mm。

10.根据权利要求1所述的带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，其特征在于，所述下悬臂预喷注结构(9)轴线与进气道最后一级压缩面(3)呈10°；所述上悬臂预喷注结构(11)与所述进气道等直段(6)呈3°。

技术总结
本发明公开了一种带有双悬臂预喷注的乘波前体高超声速进气道，包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、自所述进气道内壁面向前延伸的压缩面以及与压缩面直接连接的乘波体下表面；所述进气道内壁面与所述唇罩共同围成进气道内通道；由所述内通道向后沿伸的等直段；设置在所述进气道内通道及等直段一侧的后掠侧板；以及进气道与飞行器实现一体化的乘波体上表面；在乘波前体进气道的前体最后一级压缩面及唇罩内壁面设置悬臂结构，通过该结构喷注燃料，在保证进气道流量系数以及总压恢复系数的同时，利用高超声速进气道较长的前体以及内通道实现燃料与来流空气的提前充分混合，为进气道后方所连接的燃烧室提供利于燃烧的可燃混合气。

技术研发人员：谢旅荣,于平贺,周林,张义宁,潘纪富,王润洲
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16