CN108757221A - 一种液体亚燃冲压发动机 - Google Patents

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封锋
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Abstract

本发明公开了一种液体亚燃冲压发动机，包括两级锥体结构的中心锥1，两级锥体结构包括具有第一锥角的锥头部分和具有第二锥角的与锥头部分连接的锥身部分，第一锥角小于第二锥角，并且进气道2的外壳伸入燃烧室3一定距离S，喷油环4位于进气道2伸入燃烧室3内的外壳的外侧。来流首先经过两级中心锥的压缩，在进气道入口处压强大，速度低，在进气道收敛管道内继续减速增压，在进气道喉道附近产生一道微弱的正激波，波后为亚声速流动，在燃烧室内，喷油环喷射出的燃料在进气道的隔离下，未受到来流的影响，在下游处与来流掺混燃烧，可形成稳定的火焰，产生较大的推力，本发明具有总压恢复系数高，结构简单，燃烧火焰稳定，推力大的等优点。

Description

一种液体亚燃冲压发动机
技术领域
本发明属于发动机技术领域，特别涉及一种液体亚燃冲压发动机。
背景技术
冲压空气喷气发动机，简称冲压发动机，是一种适合在超声速和高超声速飞行器上使用的吸气式发动机，主要由超声速进气道、燃烧室、收敛扩张尾喷管和燃料供给***等构成。
冲压发动机工作时，高速气流在进气道内经过激波压缩实现减速增压，完成布雷顿热力循环中的工质增压过程，压缩空气进入燃烧室与燃料掺混燃烧形成高温高压燃气，燃气经尾啧管膨胀加速，在热能转变为动能的同时，利用反作用力原理产生推力。与涡轮喷气发动机相比，冲压发动机在高速飞行状态下，利用激波压缩的气动原理实现增压，从而不再需要压气机、涡轮等部件，也消除了旋转热端部件对来流总温和燃烧温度的限制，因此它可以在更高的马赫数下工作，也可以加入更多热量而产生更大的单位迎面推力。与火箭发动机相比，由于冲压发动机不需携带氧化剂，其比冲可提高4～6倍，更适合远航程飞行。特别是液体冲压发动机，因氧化剂完全来自于大气，比冲较携带贫氧固体燃料的固体冲压发动机更高。
由于冲压发动机具有结构简单、推重比大、比冲高，以及适应在大气层和临近空间空域内超声速飞行的特点，其研究得到了持续的关注。经过一个世纪的不懈努力，冲压发动机技术已经实现了广泛的工程应用。目前，冲压发动机逐渐成为继液体火箭发动机、固体火箭发动机之后最重要的航天动力技术，正处于飞速发展的应用拓展期。但是现有的冲压发动机的中心锥大部分只有一级椎体，也即锥前和锥后分别都是固定的锥角，这样导致进气道总压恢复系数不够高，同时现有的冲压发动机的燃烧室一般燃料在燃烧室内部喷射，采用内部火焰稳定器来稳定火焰，这样导致结构复杂，燃料和空气掺混不充分推力不够高。
发明内容
本发明的主要目的是针对上述存在的问题，提供一种液体亚燃冲压发动机，本发明具有结构简单，进气道总压恢复系数高，燃烧室内流速低，推力大等优点。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种液体亚燃冲压发动机，包括中心锥、进气道、燃烧室和喷油环，所述中心锥包括前锥体和后锥体，其特征在于，所述前锥体伸出进气道的部分包括两级锥体结构，所述两级锥体结构包括具有第一锥角的锥头部分和具有第二锥角的与锥头部分连接的锥身部分，所述第一锥角小于第二锥角，并且所述进气道与所述燃烧室相连接，所述进气道的外壳伸入燃烧室一定距离S，所述喷油环位于进气道伸入燃烧室内的外壳的外侧。
优选地，所述前锥体和后锥体的连接过渡处为中心锥的最大截面处，所述连接过渡处位于所述进气道内。
优选地，所述第一锥角范围为10.8°～11.2°，所述第二锥角范围为13.5°～14°。
优选地，所述锥头部分的轴向长度为6.1～6.4cm，所述锥身部分的轴向长度为10.1～10.2cm。
优选地，所述喷油环的周向均匀开设有多个喷油孔。
优选地，所述距离S为3～5cm。
本发明具有以下有益效果：
(1)采用双锥进气道，且两级锥之间满足最佳波系理论，能得到最大的总压恢复系数；
(2)进气结构由中心锥与进气道组成，燃料由喷油环喷射出，结构简单明了，成本低；
(3)推力大，进气道扩张管道伸入燃烧室内部3～5cm，该范围燃料与来流混合充分，火焰稳定，燃烧产生的推力大。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
图1是本发明立体结构示意图。
图2是本发明剖视图。
图3是本发明喷油环结构示意图。
具体实施方式
为了更好的了解本发明的技术内容，特举具体实施例并配合所附图说明如下。
结合图1-2，一种液体亚燃冲压发动机，包括中心锥1、进气道2、燃烧室3和喷油环4，所述中心锥1包括前锥体和后锥体，所述前锥体伸出进气道2的部分包括两级锥体结构，所述两级体结构包括具有第一锥角的锥头部分和具有第二锥角的与锥头部分连接的锥身部分，所述第一锥角小于第二锥角，并且所述进气道2与所述燃烧室3相连接，所述进气道2的外壳伸入燃烧室3一定距离S，所述喷油环4位于进气道2伸入燃烧室3内的外壳的外侧。
来流经过两级中心锥的减速增压，以低速进入进气道，在进气道喉道附近产生一道微弱的正激波，然后以亚声速进入燃烧室，进气道扩张管道将伸入燃烧室3～5cm。燃烧室3壳体与进气道2之间布置有一个圆形喷环(即喷油环4)，喷环上有多个小孔，用来喷射燃料，进气道伸入部分有效隔绝了来流对燃料喷射的影响，在燃烧室内，来流与燃料掺混燃烧，能提高较大的推力。
中心锥分为两级，其中第一级锥头部分与第二级锥身部分的角度满足最佳波系理论，选取来流马赫数为3.6～4.4，通过实验验证可以发现第一级锥角选取10.8°～11.2°，第二级锥角选取13.5°～14°可实现更为优化的总压恢复系数(具体实验验证参数参见表1)。经过进一步优化，发现第一级锥长度选取6.1～6.4cm，第二级锥长度宜选取10.1～10.2cm会获得更为优化的总压恢复系数(具体实验验证参数参见表2)。来流经过两级锥的减速增压，在入口处变为稍高于声速的超声速。在进气道内部，喉道之前，经过收缩管道的继续减速增压，在喉道附近产生一个微弱的正激波，将速度降至声速或者亚声速，在之后的扩张管道内，继续减速，在进气道出口截面降至最低。表1、2中δ1表示中心锥第一锥角，δ2表示中心锥第二锥角，σ表示总压恢复系数，L1表示第一级锥轴向长度，L2表示第二级锥轴向长度，Ma表示来流马赫数。
表1 不同锥角情况下总压恢复系数对比(取Ma＝4)
表2 不同马赫数、不同轴向长度情况下总压恢复系数对比
所述燃烧室结构，重点在于进气道与燃烧室连接部分，进气道的扩张管道伸入燃烧室内部一定距离S，现有发动机燃烧室一般燃料在燃烧室内部喷射，采用内部火焰稳定器来稳定火焰，本发明可隔离燃料与来流，使得来流与燃料混合更充分，火焰更稳定。为了获得更为优化的方案，通过表3的实验参数可以发现将该距离S选取为3-5cm时可以获得较大的推力，表3中取Ma＝4，δ1＝10.8°,δ2＝13.8°，喷管喉部面积取0.0025m2。
表3 进气道伸入燃烧室不同长度的推力对比
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种液体亚燃冲压发动机，包括中心锥(1)、进气道(2)、燃烧室(3)和喷油环(4)，所述中心锥(1)包括前锥体和后锥体，其特征在于，所述前锥体伸出进气道(2)的部分包括两级锥体结构，所述两级锥体结构包括具有第一锥角的锥头部分和具有第二锥角的与锥头部分连接的锥身部分，所述第一锥角小于第二锥角，并且所述进气道(2)与所述燃烧室(3)相连接，所述进气道(2)的外壳伸入燃烧室(3)一定距离S，所述喷油环(4)位于进气道(2)伸入燃烧室(3)内的外壳的外侧。
2.根据权利要求1所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述前锥体和后锥体的连接过渡处为中心锥(1)的最大截面处，所述连接过渡处位于所述进气道(2)内。
3.根据权利要求1所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述第一锥角范围为10.8°～11.2°，所述第二锥角范围为13.5°～14°。
4.根据权利要求3所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述锥头部分的轴向长度为6.1～6.4cm，所述锥身部分的轴向长度为10.1～10.2cm。
5.根据权利要求1所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述喷油环(4)的周向均匀开设有多个喷油孔。
6.根据权利要求5所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述喷油孔数量为8个。
7.根据权利要求1-6任一项所述的液体亚燃冲压发动机，其特征在于，所述距离S为3～5cm。
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