【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及空气动力学，尤其是涉及一种超燃冲压发动机溢流口降热构型。
技术介绍
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。
【技术保护点】
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...
【技术特征摘要】
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...
【专利技术属性】
技术研发人员：马乐，江娟，陈智，聂榕序，周靖云，姚雨竹，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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