一种超燃冲压发动机溢流口降热构型的制作方法

本发明涉及空气动力学，尤其是涉及一种超燃冲压发动机溢流口降热构型。

背景技术：

1、高马赫数(ma＝5-10)飞行状态下的超燃冲压发动机采用吸气式发动机提供动力燃烧所需的氧气，具有速度快、航程远、机动性强等特点，是保障空天安全的战略利器，是天地往返的高效运输系统。

2、在飞行速度较高时，空气经过飞行器前缘的强压缩以及下唇口和侧板的压缩效应进入进气道，进气道捕获并压缩空气供给超燃冲压发动机，被誉为发动机的“咽喉要道”。内外流中的激波相互作用容易导致流动结构突变、激波震荡、力热载荷剧增。尤其在唇口、溢流口附近会形成以激波干扰为主的复杂激波干扰现象，激波打到壁面会产生高热流条带，给高马赫数超燃冲压发动机防热设计造成极大困扰。

3、溢流口处于内外流交界位置，同时承受侧板前缘的激波影响，在空气流动中，此处的流动结构异常复杂。类v型前缘会形成前缘脱体激波、斜前缘脱体激波的相互干扰，激波与壁面相交位置承受着极大的热环境考验。因此，如何有效的改变局部流动结构和流动机理是降低溢流口位置类v型前缘热流的可行思路。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种超燃冲压发动机溢流口降热构型，克服超燃冲压发动机长航时、高速度飞行时进气道溢流口类v型前缘的严酷热环境，有效降低溢流口防热系统设计难度。

2、根据本发明的一个目的，本发明提供一种超燃冲压发动机溢流口降热构型，包括设置在溢流口的类v型前缘前方的斜前缘、斜前缘向溢流口过渡倒角和溢流口构型，所述斜前缘、所述斜前缘向溢流口过渡倒角和所述溢流口构型依次连接，所述溢流口构型包括平直段和c型口。

3、进一步地，所述溢流口构型呈倒c型构型。

4、进一步地，所述斜前缘为斜圆柱前缘，所述斜前缘的截面为半圆的半柱状结构。

5、进一步地，所述斜前缘向溢流口过渡倒角减少倒角附近的复杂流动结构，产生弱膨胀波，对流动方向进行重新整流，所述平直段部分来流向两侧溢出，较高的来流经过所述c型口向两侧进行溢流，在所述c型口前缘形成高热流区。

6、进一步地，所述溢流口构型应用于使用超燃冲压发动机，飞行马赫数范围为0-10，高度范围为0-50km。

7、进一步地，所述斜前缘为圆柱形钝前缘，所述斜前缘的长度为l，500mm≤l≤1000m；所述斜前缘的圆柱半径为r1，5mm≤r1≤20mm。

8、进一步地，所述斜前缘向溢流口过渡倒角采用水平对称布局，紧邻所述斜前缘，以有效降低激波干扰效应为主，减弱由激波干扰引起的高热流现象。

9、进一步地，所述斜前缘向溢流口过渡倒角的角度为θ，且10°≤θ≤30°。

10、进一步地，所述平直段的长度为s，且5mm≤s≤50mm；所述平直段的宽度为w，且5mm≤w≤20mm。

11、进一步地，所述c型口的前缘半径r2，10mm≤r2≤30mm；所述c型口前缘柱半径r3，10mm≤r3≤20mm，r2、r3越大，峰值热流越低。

12、本发明技术方案斜前缘脱体激波打到溢流口入口处，形成激波干扰区，流场进而向溢流口下游发展同时将流场能量向两侧溢出，以减少在溢流口附近壁面的高热流聚集现象。本发明所设计的气动外形在满足进气道总体设计要求下可有效降低飞行器在高马赫数飞行条件下的热负荷，降低对防热材料的要求，提高飞行速域及空域，延长飞行器巡航飞行时间。

技术特征：

1.一种超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，包括设置在溢流口的类v型前缘前方的斜前缘、斜前缘向溢流口过渡倒角和溢流口构型，所述斜前缘、所述斜前缘向溢流口过渡倒角和所述溢流口构型依次连接，所述溢流口构型包括平直段和c型口。

2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述溢流口构型呈倒c型构型。

3.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述斜前缘为斜圆柱前缘，所述斜前缘的截面为半圆的半柱状结构。

4.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述斜前缘向溢流口过渡倒角用于减少倒角附近的复杂流动结构，产生弱膨胀波，对流动方向进行重新整流，部分来流在所述平直段向两侧溢出，较高的来流经过所述c型口向两侧进行溢流，在所述c型口前缘形成高热流区。

5.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述溢流口构型应用于使用超燃冲压发动机，飞行马赫数范围为0-10，高度范围为0-50km。

6.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述斜前缘为圆柱形钝前缘，所述斜前缘的长度为l，

7.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述斜前缘向溢流口过渡倒角采用水平对称布局，紧邻所述斜前缘，以有效降低激波干扰效应为主，减弱由激波干扰引起的高热流现象。

8.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述斜前缘向溢流口过渡倒角的角度为θ，且10°≤θ≤30°。

9.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述平直段的长度为s，且5mm≤s≤50mm；所述平直段的宽度为w，且5mm≤w≤20mm。

10.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机溢流口降热构型，其特征在于，所述c型口的前缘半径r2，10mm≤r2≤30mm；所述c型口的前缘柱半径r3，10mm≤r3≤20mm，r2、r3越大，峰值热流越低。

技术总结
本发明提供了一种超燃冲压发动机溢流口降热构型，包括设置在溢流口的类V型前缘前方的斜前缘、斜前缘向溢流口过渡倒角和溢流口构型，所述斜前缘、所述斜前缘向溢流口过渡倒角和所述溢流口构型依次连接，所述溢流口构型包括平直段和C型口。本发明斜前缘脱体激波打到溢流口入口处，形成激波干扰区，流场进而向溢流口下游发展同时将流场能量向两侧溢出，以减少在溢流口附近壁面的高热流聚集现象。本发明所设计的气动外形在满足进气道总体设计要求下可有效降低飞行器在高马赫数飞行条件下的热负荷，降低对防热材料的要求，提高飞行速域及空域，延长飞行器巡航飞行时间。

技术研发人员：马乐,江娟,陈智,聂榕序,周靖云,姚雨竹
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/3/24