一种带预压缩式装置的高超声速进气道制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种带预压缩式装置的高超声速进气道，包括进气道本体，所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部，所述进气道本体包括一体成型的前体、内压缩段以及唇罩，所述内压缩段外观呈柱状且其内设有连通其前后两端面的内压缩流道，唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方，所述前体上设有倾斜的进气道压缩面且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方，所述预压缩部设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面上。所述带预压缩式装置的高超声速进气道有效对气流进行进一步的压缩，提高气流经过进气道是的压缩效果，提高进气道整体的压缩性能，因而能为燃烧室提供高品质来流，提高飞行器的推力效果，实用性高。

A Hypersonic Inlet with Pre-Compression Device

The invention discloses a hypersonic inlet with a pre-compression device, including an inlet body, which is provided with a pre-compression part integrated with the intake body. The intake body includes a pre-compression part integrated with the pre-compression part, an internal compression section and a lip mask. The inner compression section has a columnar appearance and is internally provided with an internal compression flow channel connecting the front and rear ends of the intake body, and the lip cover is located inside. Above the inlet of the internal compression channel at the front end of the compression section, the front body is provided with an inclined compression surface of the inlet and is located below the inlet of the internal compression channel at the front end of the internal compression section. The pre-compression part is arranged in a convex hull structure and is located on the compression surface of the inlet under the lip mask. The hypersonic inlet with a pre-compression device effectively compresses the air flow further, improves the compression effect of the air flow passing through the inlet, and improves the overall compression performance of the inlet, so as to provide high-quality incoming flow for the combustion chamber, improve the thrust effect of the aircraft and have high practicability.

【技术实现步骤摘要】
一种带预压缩式装置的高超声速进气道
本专利技术涉及一种带预压缩式装置的高超声速进气道，涉及高超声速飞行器进气道

技术介绍
高超声速飞行器通常意义上是指以超燃冲压发动机及其组合发动机为动力，能在临近空间中以大于5倍音速飞行的飞行器。高超声速飞行器是遂行“时敏目标快速打击”、“全球快速到达”、“快速进入空间”等任务目标的理想飞行器，其应用前景包括高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等多个方面。高超声速飞行器的发展对国民经济、国防建设和国家科学技术发展具有十分重大和深远意义。进气道是指发动机流管中位于隔离段入口之前的部件，其功能是捕获足够的空气并进行高效率的压缩，向燃烧室提供一定压力、温度、速度、湍流度和流量的空气，以便发动机产生足够的推力使飞行器能够实现高超声速飞行。进气道的性能直接影响到发动机的推力性能、工作范围、工作可靠性和稳定性，因此，进气道的设计至关重要。进气道必须在提供足够的气流来满足推进系统的要求的同时保证高总压恢复、低流动分离和最小阻力。从上个世纪中叶开始，高超声速进气道的设计与研究得到了深入的开展，从轴对称进气道，逐步向二维进气道、三维侧压进气道拓展，再到基于流线追踪技术设计的Busemann进气道以及REST进气道等，对于进气道压缩能力的改进，基本都是从优化进气道各压缩部件方面展开。而对于鼓包(凸包、bump)进气道的研究，最早见于F－16战斗机，其又称为DSI进气道，即无附面层隔道超声速进气道，之后在F－35战斗机、枭龙战斗机、歼－20战斗机等得到广泛应用，这些鼓包的作用主要是排移边界层，这是由战斗机的外形特点和飞行速度包线所决定的。因为在战斗机设计中，其进气道多是布置于机身(机翼附近)，导致流经机头到机身附近气流附面层太厚，气流品质差，影响发动机性能，为此早期的做法是设计带附面层隔板的进气道，这样可以排除附面层的影响。后来又经发展，取消了附面层隔板，利用鼓包对附面层(边界层)进行排移，即出现了DSI进气道。由于其飞行速度为亚声速、超声速(低马赫数)，因此设计时更多的考虑其对边界层的排移作用。对于高超声速进气道而言，其性能需求和亚声速、超声速进气道不完全相同，最显著的特点是要对高马赫数来流具有足够的压缩能力，保证气流在燃烧室能更好的组织燃烧。而目前现有的高超速进气道工作时，依赖前体、进气道压缩面和收缩段的作用共同压缩来流，对来流减速增压，保证进气道出口为高品质气流，但是在应用中发现，该类进气道往往对气流压缩能力不够，气流减速增压有限，难以为燃烧室提供高品质来流，而且到达燃烧室的气流速度太高，不易组织燃烧，进而影响推力。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：提供一种能有效提高高超声速气流压缩能力的带预压缩式装置的高超声速进气道。为了解决上述技术问题，本专利技术是通过以下技术方案实现的：一种带预压缩式装置的高超声速进气道，包括进气道本体，所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部，所述进气道本体包括一体成型的前体、内压缩段以及唇罩，所述内压缩段外观呈柱状且其内设有连通其前后两端面的内压缩流道，内压缩段前端的开口为内压缩流道的进气口，唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方，所述前体上设有倾斜的进气道压缩面且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方，唇罩与前体上下相对设置，前体上的进气道压缩面朝向唇罩设置，所述预压缩部设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面上。作为优选，所述进气道压缩面上的气流流动方向设为X向，与气流流动方向垂直且平行于进气道压缩面的方向设为Y向，在X向和Y向上，所述凸包结构为中间高且两侧高度逐渐降低的凸起。作为优选，所述凸包结构表面为预压缩面，所述预压缩面以沿其X向的中心线对称，且所述预压缩面以沿其Y向的中心线对称，预压缩面的X向的对称中心线与进气道压缩面的中心线均处于一垂直于进气道压缩面的中垂面上。作为优选，所述预压缩面为弧形面。作为优选，所述预压缩面的下侧边缘与进气道压缩面之间的衔接处光滑过渡。作为优选，所述预压缩面的下侧边缘线为弧线。作为优选，所述凸包结构的后缘延伸至内压缩流道进气口的边缘，且所述凸包结构的后缘与内压缩流道进气口处的内壁之间的衔接处光滑过渡。作为优选，所述唇罩设置为倒置的“簸箕”状且其顶部与内压缩段的顶部平齐，唇罩的端部边缘呈弧形且其在进气道压缩面上的正投影面完全覆盖所述凸包结构，唇罩的后侧边缘线的两端点与进气道压缩面两侧的边缘线的两个端点在同一直线上，将所述直线设为唇罩底线，所述凸包结构的前缘处于唇罩底线的前侧。与现有技术相比，本专利技术的有益之处是：所述带预压缩式装置的高超声速进气道，结构简单，安装制作方便，现有技术中设置的凸包机构，只是为了起到排移边界层的作用，而本专利技术中的进气道结构，通过安装于进气道压缩面且处于压缩气流进气口处的凸包结构，且设置对称并具有弧形面的压缩面，结合顶部的唇罩结构，有效对气流进行进一步的压缩，提高气流经过进气道是的压缩效果，提高进气道整体的压缩性能，而且进气道两侧还不会出现剧烈的气流扰动，进一步提高气流流动效果，因而能为燃烧室提供高品质来流，提高推力效果。附图说明下面结合附图对本专利技术进一步说明：图1是本专利技术的轴测结构示意图；图2是本专利技术侧面结构示意图；图3是本专利技术正面结构示意图；图4是本专利技术的剖视结构示意图。具体实施方式下面将对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本专利技术保护的范围：如图1至图4所示的一种带预压缩式装置的高超声速进气道，包括进气道本体，所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部1，所述进气道本体包括一体成型的前体2、内压缩段3以及唇罩4，所述内压缩段3外观呈柱状且其内设有连通其前后两端的内压缩流道5，内压缩段3前端的开口为内压缩流道5的进气口8，唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方，所述前体上设有倾斜的进气道压缩面6且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方，唇罩4与前体2上下相对设置，前体2上的进气道压缩面6朝向唇罩设置，所述预压缩部1设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面6上。高超声速气流经过倾斜的进气道压缩面进行压缩，然后经过凸包结构，通过凸包结构使气流得到进一步被压缩，被预压缩的气流经过内压缩流道进行最后的压缩过程，进而提高整体进气道的气流压缩效果。在本实施例中，将所述进气道的气流流动方向设置为X向，与气流流动方向垂直且平行于进气道压缩面的方向设置为Y向，在Y向上，所述凸包结构设置为中间高且两侧高度逐渐降低的凸起结构。在本实施例中，为进一步提高预压缩效果，所述凸包结构表面为预压缩面，所述预压缩面以沿其X向的中心线对称，且所述预压缩面以沿其Y向的中心线对称，预压缩面的X向的对称中心线与进气道压缩面的中心线均处于一垂直于进气道压缩面的中垂面上，在本实施例中，所述预压缩面为弧形面，进一步提高预压缩性能的同时，还能有效避免出现激波，提高气流品质。图1至图4中所示出的凸包的位置以及形状为本实施例中的一较佳实施方式，在实际应用中，并不限于图1至图4中所示出的凸包的具体尺寸，根据实际压缩需要可以改变预压缩面的曲面的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种带预压缩式装置的高超声速进气道，其特征在于：包括进气道本体，所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部，所述进气道本体包括一体成型的前体、内压缩段以及唇罩，所述内压缩段外观呈柱状且其内设有连通其前后两端面的内压缩流道，内压缩段前端的开口为内压缩流道的进气口，唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方，所述前体上设有倾斜的进气道压缩面且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方，唇罩与前体上下相对设置，前体上的进气道压缩面朝向唇罩设置，所述预压缩部设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面上。

【技术特征摘要】
1.一种带预压缩式装置的高超声速进气道，其特征在于：包括进气道本体，所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部，所述进气道本体包括一体成型的前体、内压缩段以及唇罩，所述内压缩段外观呈柱状且其内设有连通其前后两端面的内压缩流道，内压缩段前端的开口为内压缩流道的进气口，唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方，所述前体上设有倾斜的进气道压缩面且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方，唇罩与前体上下相对设置，前体上的进气道压缩面朝向唇罩设置，所述预压缩部设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面上。2.根据权利要求1所述的一种带预压缩式装置的高超声速进气道，其特征在于：将所述进气道压缩面上的气流流动方向设为X向，与气流流动方向垂直且平行于进气道压缩面的方向设为Y向，在X向和Y向上，所述凸包结构为中间高且两侧高度逐渐降低的凸起。3.根据权利要求2所述的一种带预压缩式装置的高超声速进气道，其特征在于：所述凸包结构表面为预压缩面，所述预压缩面以沿其X向的中心线对称，且所述预压缩面以沿其Y向的中心线对称，预压缩面的X向的对...

【专利技术属性】
技术研发人员：范晓樯，陈镜帆，蒙泽威，王翼，谭建国，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43