申请/专利权人：中国航天空气动力技术研究院

申请日：2023-12-26

公开（公告）日：2024-03-22

公开（公告）号：CN117738795A

主分类号：F02C7/042

分类号：F02C7/042;F02C7/18;F02K7/10

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.09#实质审查的生效;2024.03.22#公开

摘要：本发明提供了一种超燃冲压发动机溢流口降热构型，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。本发明斜前缘脱体激波打到溢流口入口处，形成激波干扰区，流场进而向溢流口下游发展同时将流场能量向两侧溢出，以减少在溢流口附近壁面的高热流聚集现象。本发明所设计的气动外形在满足进气道总体设计要求下可有效降低飞行器在高马赫数飞行条件下的热负荷，降低对防热材料的要求，提高飞行速域及空域，延长飞行器巡航飞行时间。

主权项：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。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航天空气动力技术研究院 一种超燃冲压发动机溢流口降热构型

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