[发明专利]一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板

说明书

本发明公开了一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板，包括超声速燃烧室，所述超声速燃烧室的内壁设置有支板主体，所述支板主体的内壁设置有氧气内流道和燃油内流道，所述氧气内流道用于输送氧气，所述燃油内流道用于输送燃油，所述支板主体的一侧内壁设置有多个氧气喷孔，多个所述氧气喷孔与氧气内流道相连，所述支板主体的另一侧内壁设置有多个燃油喷孔，多个所述燃油喷孔与燃油内流道相连，所述支板主体整体采用大后掠设计，本发明公开的适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板具有降低支板产生的阻力及前缘的热负荷，在一定程度上提高超燃冲压发动机的净推力，降低支板被烧蚀的风险的效果。

技术领域

本发明涉及超燃冲压发动机技术领域，尤其涉及一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板。

背景技术

高超声速飞行器是国家向军事强国发展的重大战略需求和重要战略保障，其对于掌握现代化战争中的制空权和制天权具有及其重要的意义。随着航空宇航技术的发展及飞行器对高巡航马赫数及高性能的需求，超燃冲压发动机应运而生，被誉为能实现高超声速飞行的最佳吸气式动力装置。

对于基于无后掠支板喷注及稳燃的超燃冲压发动机来说，当其飞行马赫数达到高超声速(Ma5)时，虽然可以保证良好的推进性能，但高速来流的冲击作用也会使支板面临诸多问题。一方面较大的总压损失和阻力损失会在一定程度上影响发动机的净推力，另一方面支板前缘尖端的滞止作用会使得该处热载荷极高，导致其被烧蚀。支板产生的阻力可以分为两部分，即压差阻力和摩擦阻力，其中压差阻力是由于支板前缘附近气流经斜激波压缩产生的局部高压区与支板尾部气流经膨胀作用、粘性损失及总压损失等作用产生的局部低压区之间的压力差造成的，而摩擦阻力则是由于支板壁面无法做到绝对光滑而产生的。由于当前支板主要通过前缘进行燃油喷注，燃油会附着在支板侧壁流动形成油膜，这大大降低了摩擦阻力，因此摩擦阻力可忽略不计。此外，有研究表明，当飞行马赫数达到8时，不同钝化程度的无后掠支板前缘驻点温度均会达到2800K以上，显然单纯依靠热防护进行措施很难保证支板不被烧蚀。综上所述，如果可以通过改变支板构型，从气动角度上降低支板前缘斜激波的强度，则会对支板的减阻、减热载荷需求产生较大的帮助。

为降低支板产生的阻力及前缘的热负荷，在一定程度上提高超燃冲压发动机的净推力，降低支板被烧蚀的风险，在保证点火条件的前提下，我们提出一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板。

发明内容

本发明公开一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板，旨在解决如何在一定程度上提高超燃冲压发动机的净推力，降低支板被烧蚀的风险的技术问题。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板，包括超声速燃烧室，所述超声速燃烧室的内壁设置有支板主体，所述支板主体的内壁设置有氧气内流道和燃油内流道，所述氧气内流道用于输送氧气，所述燃油内流道用于输送燃油，所述支板主体的一侧内壁设置有多个氧气喷孔，多个所述氧气喷孔与氧气内流道相连，所述支板主体的另一侧内壁设置有多个燃油喷孔，多个所述燃油喷孔与燃油内流道相连，所述支板主体整体采用大后掠设计，且其后掠角度以支板主体前缘尖端的法向马赫数略小于1为标准而设计。

通过支板主体整体采用大后掠设计进行构型，削弱激波强度，降低激波后支板前缘附近的静温和静压，进而减小支板前后的压差，降低压差阻力，进一步降低支板产生的压差阻力和支板前缘的热负荷，提高超燃冲压发动机的整体性能，且支板主体在没有向超声速燃烧室中引入复杂的机械结构的前提下，在一定程度上提高了超燃冲压发动机的净推力，降低了支板前缘被烧蚀的风险。

在一个优选的方案中，所述支板主体的尾部包括有六级垂直台阶，且每级台阶的尺寸相同，多个所述氧气喷孔设置在支板主体的尾缘两侧中心处，且按每侧12个进行分布，所述支板主体的每级台阶上分别分布有4个，多个所述燃油喷孔设置在支板主体的前缘两侧中心处，且按每侧12个进行分布，并与多个氧气喷孔的位置相对应。