CN115807716B - 一种斜爆震发动机 - Google Patents
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Abstract
一种斜爆震发动机，包括中空的进气道段、燃烧室段和尾喷管段，在进气道段和燃烧室段交界处设置有边界层吸除槽，在燃烧室段上、下壁面均设置有燃烧室燃料喷注孔，在燃烧室段的前端贯穿设置中心燃料支板，中心燃料支板上、下壁面均设置有中心支板燃料喷注孔；本发明采用壁面和中心支板联合喷注，自由来流空气经进气道压缩提高其温度压力，为燃料点火创造便利；经过压缩的空气与燃料充分混合后，经燃烧室末端的楔面诱导形成的斜激波完成点火，斜激波转化为爆震波；最后，经过喷管膨胀做功；本发明能够作为飞行马赫数9以上飞行器动力装置，同时，在爆震波稳定驻定的基础上还证明了其高比冲特征，实现了在马赫8以上高超声速推进技术的补充。
Description
技术领域
本发明属于基于驻定斜爆震波组织燃烧的高超声速推进技术领域，特别涉及一种宽速域内喷式斜爆震发动机。
背景技术
高超声速飞行器是指以吸气式及其组合式发动机为动力，在大气层内或跨大气层以Ma5以上的速度飞行的飞行器。目前，在Ma5～8范围内研究比较多的是超燃冲压发动机。然而由于其结构缺陷，燃料在燃烧室内停留时间极短，存在燃烧振荡，推力不足的固有缺陷，限制了其在Ma8以上的发挥。基于爆震组织燃烧更接近于等容燃烧概念，具有更高的热效率。斜爆震发动机由于其具有结构简单，尺寸小和比冲高等优势，被认为最有应用潜力的新型推进技术。目前对于斜爆震的研究更加关注斜爆震波的基础燃烧现象，对于斜爆震发动机的整体设计仍有欠缺。如202210322943.0专利公开了一种采用塞式喷管的斜爆震发动机，包括：中心锥体和套于中心锥体外的壳体，中心锥体包括前体、中部体和后体，中部体的侧壁与后体的侧壁之间的夹角为扩张拐角，扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间。通过设置扩张拐角位于第一位置和第二位置之间，保证斜爆震发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触，使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免斜爆震波在中心锥体发生马赫反射，导致爆震波无法正常驻定的问题。但是缺点是未考虑燃料掺混效果与提前点火风险。斜爆震发动机的应用范围为飞行马赫数8以上。此专利申请所述的斜爆震发动机在该飞行速度范围内进气道末端积累的高温边界层厚度不能忽略，这对进入隔离段的气流均匀度产生明显干扰，有引发燃料在喷注器附近提前点火的风险，导致发动机的不起动。而且该专利申请所述的单侧燃料喷注器位于后面楔面尖点的对面，这使得爆震波诱导区附近燃料分布稀疏，进而导致燃料不起爆。
发明内容
为克服上述现有技术的缺陷，本发明的目的在于提供一种斜爆震发动机，采用进气道、燃烧室和尾喷管一体的内喷式结构，燃料在燃烧室壁面和中心支板联合喷注的方式，实现了斜爆震发动机在飞行马赫数9-12范围的宽速域应用，并具有高比冲特性。
为解决上述问题，本发明采用的技术方案是：
一种斜爆震发动机，包括中空一体的进气道段1、燃烧室段2和尾喷管段3；
在进气道段1和燃烧室段2交界处设置有边界层吸除槽4；在燃烧室段2上、下壁面均设置有燃烧室燃料喷注孔5；
在燃烧室段2的前端贯穿设置中心燃料支板6；中心燃料支板6上、下壁面均设置有中心支板燃料喷注孔7，燃料中心支板6内设置有管路，管路的一端与外部燃料供应***相连接，另一端连通中心支板燃料喷注孔7。
所述燃烧室段2的末端设置有楔面8。
所述的中心燃料支板6前后为尖劈，中间为等直段的板体。
所述燃烧室燃料喷注孔5与中心支板燃料喷注孔7，两者的喷注当量比相同，均为总当量比的一半。
本发明具有如下优点：
1、燃烧室燃料喷注孔5、中心支板燃料喷注孔7的设计，实现了壁面-支板联合喷注的设计，实现在短距离内达到斜爆震波起爆条件。
2、边界层吸除槽4的设计，为吸除高温边界层，消除了燃料提前点火风险；而楔面8的设计诱导斜激波促成点火。
3、采用进气道、燃烧室和尾喷管一体的内喷式结构，发动机结构简单，尺寸小，能够为发动机轻量化做出贡献；同时采用燃料在燃烧室壁面和中心支板联合喷注的方式，该斜爆震发动机实现了大推力，高比冲特性，实现了斜爆震发动机在飞行马赫数9-12范围的宽速域应用。
附图说明
图1为本发明中的斜爆震发动机结构示意图。
图2为本发明中的斜爆震发动机燃料喷注方案的示意图。
图3为本发明中的斜爆震发动机燃烧室温度分布云图。
图4为本发明中的斜爆震发动机宽速域工作原理示意图。
图5为沿燃烧室中间压力波动图。
其中：1.进气道段；2.燃烧室段；3.尾喷管段；4.边界层吸除槽；5.燃烧室燃料喷注孔；6.燃料中心支板；7.中心支板燃料喷注孔；8.楔面。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做详细叙述。
参照图1，一种斜爆震发动机，包括中空的进气道段1、燃烧室段2和尾喷管段3；
进气道段1，为进气的中空壳体；
燃烧室段2，其作用为燃料预混以及组织爆震波驻定燃烧；
尾喷管段3，为出气的中空壳体，其作用为燃烧膨胀提供空间，产生推力。
在进气道段1和燃烧室段2交界处设置有边界层吸除槽4，其作用为吸除高温边界层，消除燃料提前点火风险；在燃烧室段2上壁面上设置有燃烧室燃料喷注孔5，用于朝燃烧室内喷注燃料。
在燃烧室段2的前端贯穿设置中心燃料支板6，中心燃料支板6用于与燃料供应***的连接。中心燃料支板6上下壁面上设置有中心支板燃料喷注孔7，用于朝燃烧室段2内喷注燃料。燃料中心支板6内设置有管路，管路的一端与外部燃料供应***相连接，另一端连通中心支板燃料喷注孔7。
所述燃烧室段2的末端设置有楔面8，其作用为诱导斜激波促成点火。
所述的中心燃料支板6前后为尖劈，中间为等直段的板体。
所述燃烧室燃料喷注孔5与中心支板燃料喷注孔7，两者的喷注当量比相同，均为总当量比的一半，保证其掺混均匀，壁面燃料喷注孔5和中心支板燃料喷注孔7同时工作，以达成最优燃料掺混效果。
本发明的工作原理为：
首先，自由来流空气经过进气道段1诱导的斜激波被压缩，提高了其温度，为后续燃料点火创造条件。在燃烧室段2内，壁面燃料喷注孔5和中心支板燃料喷注孔7同时向燃烧室段2喷注燃料，使其在燃料中心支板6前缘诱导的激波串作用下完成混合，且其掺混效果满足点火要求。燃料喷注方案如图2所示。高温预混气再经过燃烧室段2末端的楔面8诱导点火形成可驻定的爆震波。越过波面，燃烧产物开始生成，在尾喷管段3膨胀做功产生推力。
图3给出了斜爆震发动机工作时温度云图。能够形成稳定爆震波的必要条件是燃料在扩散到燃烧室的楔面8之前不会发生提前点火。从图中可以看出，燃烧室段2内由于边界层吸除槽4的设计，边界层效应温度略高于核心流，但仍在可控范围内，燃料没有发生提前点火。越过爆震波面，温度和压强大幅度跃升，瞬时压比达到16，如图5所示。说明斜爆震发动机能够在飞行马赫10完成爆震波驻定。对于该内喷式斜爆震发动机，不同飞行速度的来流仅改变进气道段1引发的斜激波角度，对于燃烧室段2的燃料掺混效果及楔面8影响较小。在飞行马赫数9～12范围，进入燃烧室的气流速度可以达到4～6马赫，处于斜爆震波易于起爆和驻定窗口，因此，该内喷式斜爆震发动机适用于更宽速域，即飞行马赫数9～12范围。其在多个来流速度下工作示意图如图4所示。
根据壁面压力积分方法、考虑全流道壁面阻力，计算了内喷式斜爆震发动机在典型工况(飞行马赫数10、30km高空)下的净推力和比冲性能，其结果如表1所示。
表1不同燃料当量比下性能对比。
从表1中可得，燃料当量比由1.2降为1时，比冲提高了8.2％。而当燃料当量比继续降为0.8后，比冲相比于燃料当量比0.8时提高了16.2％。表明通过本发明中的方法，斜爆震发动机在飞行马赫10左右时实现爆震波驻定及稳定高效燃烧是可行的。同时，该发动机提取的性能参数证明了基于爆震组织燃烧的新型发动机高比冲特性。
本发明采用壁面和中心支板联合喷注，自由来流空气经进气道压缩提高其温度压力，为燃料点火创造便利；经过压缩的空气与燃料充分混合后，经燃烧室末端的楔面诱导形成的斜激波完成点火，斜激波转化为爆震波；最后，经过喷管膨胀做功；本发明能够作为飞行马赫数9以上飞行器动力装置；同时，在爆震波稳定驻定的基础上还证明了其高比冲特征，实现了在马赫8以上高超声速推进技术的补充。
Claims (4)
1.一种斜爆震发动机，包括中空一体的进气道段(1)、燃烧室段(2)和尾喷管段(3)；其特征在于，
在进气道段(1)和燃烧室段(2)交界处设置有边界层吸除槽(4)；在燃烧室段(2)上、下壁面均设置有燃烧室燃料喷注孔(5)；
在燃烧室段(2)的前端贯穿设置中心燃料支板(6)；中心燃料支板(6)上、下壁面均设置有中心支板燃料喷注孔(7)，中心燃料支板(6)内设置有管路，管路的一端与外部燃料供应***相连接，另一端连通中心支板燃料喷注孔(7)。
2.根据权利要求1所述的一种斜爆震发动机，其特征在于，所述燃烧室段(2)的末端设置有楔面(8)。
3.根据权利要求1所述的一种斜爆震发动机，其特征在于，所述的中心燃料支板(6)前后为尖劈，中间为等直段的板体。
4.根据权利要求1所述的一种斜爆震发动机，其特征在于，所述燃烧室燃料喷注孔(5)与中心支板燃料喷注孔(7)，两者的喷注当量比相同，均为总当量比的一半。
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