[發(fā)明專利]激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以及激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811132390.2
• 申請日: 2018-09-27
• 公開（公告）號: CN109026441B
• 公開（公告）日: 2020-05-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 滕宏輝;郗雪辰
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類號: F02K7/14
• 分類號: F02K7/14;F02C7/042
• 代理公司: 北京晟睿智杰知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11603
• 代理人: 于淼

1.一種激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，所述激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括：

變楔面三維側(cè)壓進(jìn)氣道，其包括上壁面和側(cè)壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，其中，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述側(cè)壁面為內(nèi)收式結(jié)構(gòu)，所述側(cè)壁面與所述上壁面之間為弧面過渡連接；

燃料噴注器，被設(shè)置在所述第一楔面，用于在高超聲速來流進(jìn)入所述變楔面三維側(cè)壓進(jìn)氣道時(shí)噴射燃料；所述燃料噴注器為橫向陣列懸臂式噴注器；

燃燒室，與所述變楔面三維側(cè)壓進(jìn)氣道相連通，所述燃料與所述高超聲速來流的混合物通過燃燒室充分燃燒，所述燃燒室不具有所述燃料噴注器；所述燃燒室的入口處相對地設(shè)置有兩個(gè)斜劈面穩(wěn)焰支板，其中一個(gè)所述斜劈面穩(wěn)焰支板與所述上壁面位于所述燃燒室內(nèi)腔的同一側(cè)；所述燃燒室的底部水平設(shè)置；

尾噴管，與所述燃燒室相連通，用于排出所述燃燒室的燃燒產(chǎn)物從而產(chǎn)生推動(dòng)力。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，所述尾噴管為外擴(kuò)結(jié)構(gòu)。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，所述激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)還包括：

底部整流罩，位于所述變楔面三維側(cè)壓進(jìn)氣道、所述燃燒室以及所述尾噴管的底部，與所述變楔面三維側(cè)壓進(jìn)氣道的所述側(cè)壁面之間為弧面過渡連接，所述底部整流罩用于減少飛行器飛行過程中受到的阻力。

4.一種激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法，其特征在于，包括：

將進(jìn)氣道的上壁面配置為具有第一楔面和第二楔面，且所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率；

將進(jìn)氣道的側(cè)壁面配置為內(nèi)收式結(jié)構(gòu)；

將所述進(jìn)氣道的側(cè)壁面和上壁面之間配置為弧面過渡連接；

將燃料噴注器設(shè)置在所述第一楔面；

在高超聲速來流進(jìn)入所述進(jìn)氣道時(shí)，所述燃料噴注器噴射燃料；所述燃料噴注器為橫向陣列懸臂式噴注器；

所述高超聲速來流在所述側(cè)壁面與所述第一楔面形成的進(jìn)氣道段被壓縮，同時(shí)與所述燃料進(jìn)行混合，然后混合物在所述側(cè)壁面與所述第二楔面形成的進(jìn)氣道段被壓縮產(chǎn)生爆轟波，從而所述混合物以爆震形式燃燒；

在燃燒室的入口處相對地設(shè)置兩個(gè)斜劈面穩(wěn)焰支板，其中一個(gè)所述斜劈面穩(wěn)焰支板與所述上壁面位于所述燃燒室內(nèi)腔的同一側(cè)；所述燃燒室的底部水平設(shè)置；

燃燒物進(jìn)入所述燃燒室進(jìn)行充分燃燒，最后的燃燒產(chǎn)物通過尾噴管排出，產(chǎn)生推力。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法，其特征在于，所述激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法還包括：

將所述尾噴管配置為漸擴(kuò)結(jié)構(gòu)。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法，其特征在于，所述激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)方法還包括：

將所述進(jìn)氣道、所述燃燒室以及所述尾噴管的底部設(shè)置一個(gè)底部整流罩從而減小飛行器飛行過程中受到的阻力。