[发明专利]一种双下侧后置超声速进气道

说明书

本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道，用于解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处。该双下侧后置超声速进气道包括进气道压缩锥、附面层隔离装置、过渡段，以及与环形燃烧室连接的环形转接段。本发明通过将进气道后置，节省飞行器前体大量的有效空间，并且进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。

技术领域

本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道。

背景技术

爆震发动机是一种以爆震燃烧方式高效推进的动力装置，相对于传统发动机的等压燃烧方式，基于爆震燃烧的热力循环过程具有更高的热效率。此外，采用爆震燃烧的动力装置还具有结构简单、工作范围宽、推重比高，耗油率低等潜在优点，可用作战术飞机及未来高超声速飞机的动力系统。所以，自上世纪40年代初，爆震发动机就迅速吸引了世界各国研究者的极大兴趣，尤其是从上世纪90年代至今的二十几年间，爆震发动机技术发展迅速，研究人员发展了多种形式的爆震发动机，并取得了大量的研究成果。进气道作为吸气式爆震发动机的关键气动部件之一，它的正常、高效工作对爆震发动机至关重要。与传统的冲压发动机进气道功能类似，爆震发动机进气道的主要作用，就是在不同飞行条件下，将外部气流顺利地引入发动机，使发动机获得所需的空气流量，并提高气流的压力。

然而，由于爆震发动机的工作具有高度非定常性，其主燃烧室内压力脉动非常剧烈，对于冲压爆震发动机，其主燃烧室和进气道之间缺乏机械隔离部件(如压力机、风扇等旋转部件)，燃烧室与进气道流动相互作用更加剧烈：一方面，爆震波产生的压力波向上游回传，与进气道流场相互作用，使得进气道内发生流场振荡，严重时可能导致爆震高压气体回流，进气道不起动；另一方面，进气道的流场结构变化又会直接影响燃烧室的工作性能，激波振荡产生的声波向燃烧室传播，进一步加强了燃烧室的不稳定性。从性能角度看，尽量提高进气道总压恢复系数，才能满足冲压旋转爆震发动机高反压的需求，因此，进气道外压缩段波系组织采用等熵压缩的方式，以提高进气道的总压恢复性能。

发明内容

本发明的目的是解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处，而提供一种双下侧后置超声速进气道。

为了解决上述不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：

一种双下侧后置超声速进气道，其特殊之处在于：包括两个进气道压缩锥，以及与环形燃烧室连接的环形转接段；

所述两个进气道压缩锥沿飞行器前体中心线对称设置在飞行器前体尾部，两个进气道压缩锥的轴线与飞行器前体的中心线各形成一个面，两个面的夹角呈α角度分布，α取值为60°～180°；

所述进气道压缩锥为180°扇区半锥型结构，其锥尖朝向气流流入方向；

所述进气道压缩锥与飞行器前体尾部之间设有附面层隔离装置，附面层隔离装置为尖劈楔状结构，其头部夹角与进气道压缩锥锥角一致；

所述进气道压缩锥尾部设有半环形截面为半环形的过渡段，过渡段沿气流流入方向向飞行器前体中心线连续收缩，直至两者相互融合，并过渡为一个圆环，与所述环形转接段对接；

所述环形转接段位于飞行器前体尾部后方，并与其同轴。

进一步地，所述进气道压缩锥表面为半锥等熵压缩面。

进一步地，所述附面层隔道装置的高度为飞行器前体头部至进气道压缩锥锥尖距离的1％。

进一步地，所述附面层隔离装置两个侧面的曲线为进气道压缩锥母线沿进气道压缩锥安装方向在飞行器前体上的投影曲线。

进一步地，所述进气道压缩锥的截面积为连续渐扩变化，截面的扩张半锥角不大于3°。

进一步地，所述进气道压缩锥表面的压缩面初始压缩角为14°，总压缩角为33°。