CN117552891B - 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法 - Google Patents

一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117552891B
CN117552891B CN202410048409.4A CN202410048409A CN117552891B CN 117552891 B CN117552891 B CN 117552891B CN 202410048409 A CN202410048409 A CN 202410048409A CN 117552891 B CN117552891 B CN 117552891B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion chamber
fuel
oxidant
head
wall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202410048409.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117552891A (zh
Inventor
王兵
张咏渤
闻浩诚
师迎晨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tsinghua University
Original Assignee
Tsinghua University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tsinghua University filed Critical Tsinghua University
Priority to CN202410048409.4A priority Critical patent/CN117552891B/zh
Publication of CN117552891A publication Critical patent/CN117552891A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117552891B publication Critical patent/CN117552891B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

本发明提供了一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法，包括：喷注机构、燃烧室、中心柱和点火装置；燃烧室，包括：燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部；中心柱靠近燃烧室头部的侧壁与燃烧室头部的内表面之间形成第一环状凹腔，中心柱靠近燃烧室中部的侧壁与燃烧室中部的内表面之间形成第二环状凹腔；燃烧室的内表面上设置多个凹坑；喷注机构位于燃烧室头部，且朝向燃烧室尾部喷注；点火装置位于燃烧室头部的外壁上，且延伸至燃烧室内。本发明通过第一、第二环状凹腔使喷入燃烧室的燃料拦截减速，且为后续的燃料进行预热；通过燃料室内表面的凹坑可以进一步对喷入的燃料进行减速，通过预热改变燃料理化性质，使得燃料得到充分燃烧。

Description

一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，具体而言，涉及一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法。
背景技术
旋转爆震发动机可应用于飞行器，旋转爆震发动机具有自增压特性，且能够增强飞行器的空天推进性能。但旋转爆震发动机在使用航空煤油作为燃料时，由于航空煤油中的大碳原子在燃烧时具有惰性理化性质，会导致爆震过程中爆震波面传播不稳定，影响发动机的动能。
发明内容
为解决上述问题，本发明实施例的目的在于提供一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法。
第一方面，本发明实施例提供了一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机，包括：喷注机构、燃烧室、中心柱和点火装置；
所述中心柱位于所述燃烧室中心处，所述中心柱的径向方向与所述燃烧室轴线的延伸方向相同；
所述燃烧室，包括：燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部；所述中心柱靠近所述燃烧室头部的侧壁与所述燃烧室头部的内表面之间形成第一环状凹腔，所述中心柱靠近所述燃烧室中部的侧壁与所述燃烧室中部的内表面之间形成第二环状凹腔；
所述燃烧室的内表面上设置多个凹坑；
所述喷注机构位于所述燃烧室头部，且朝向所述燃烧室尾部喷注；
所述点火装置位于所述燃烧室头部的外壁上，且延伸至所述燃烧室内；
所述喷注机构向所述燃烧室内喷注燃料，所述点火装置对所述燃烧室内的所述燃料进行点火，所述燃料在第一环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力，所述燃料在第二环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力，所述燃料发生爆震后在所述凹坑内形成低速驻定气旋并产生朝向所述燃烧室尾部的推力，其中，所述燃料在第一环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力小于所述燃料在第二环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力。
第二方面，本发明实施例还提供了一种旋转爆震发动机的控制方法，所述方法应用于上述第一方面所述的旋转爆震发动机，所述方法，包括：
将所述燃料从所述燃料喷嘴注入所述燃料室；
控制氧化剂从氧化剂环缝注入所述燃烧室，并对所述燃烧室内的所述燃料进行剪切与混合；其中，所述氧化剂注入所述燃烧室压强要大于所述燃料进入所述燃烧室的压强；
启动点火装置引爆所述燃烧室内混合了氧化剂的燃料，所述燃料引爆后在所述燃烧室侧壁的凹坑处低速驻定气旋并形成高温燃气气膜；
通过所述补料环形件向所述燃烧室尾部注入所述燃料，使所述尾部补充的燃料与头部和中部燃烧后残余的燃料混合，并再次燃烧。
第三方面，本发明实施例还提供了一种具有旋转爆震发动机装置，包括，上述第一方面所述的旋转爆震发动机。
本申请上述第一方面至第三方面提供的方案中，本发明实施例提出的一种基于壁面多凹腔的旋转爆震发动机，通过喷注机构将燃料注入燃烧室中，并控制点火装置引爆燃料产生爆震，根据不同飞行工况所需的飞行速度及推力控制爆震在燃烧室中发生的位置；与相关技术中燃料在燃烧室得不到充分燃烧造成燃料浪费相比，第一环状凹腔与第二环状凹腔中还可以对燃料进行部分拦截，使燃料进行减速，避免燃料过快扩散至外界；通过燃料室内表面的凹坑可以进一步对喷入的燃料进行减速，并利用燃烧后产生的高速燃气气流流经壁面凹坑形成低速驻定气旋进而在外壁面生成高温燃气气膜，并预热液体燃料改善液体燃料惰性的理化性质并提升旋转爆震的传播稳定性。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了本发明实施例所提供的旋转爆震发动机立体示意图；
图2示出了本发明实施例所提供的由燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部组成燃烧室的示意图；
图3示出了本发明实施例所提供的旋转爆震发动机剖面结构示意图；
图4示出了本发明实施例所提供的图3中A部区域放大结构示意图；
图5示出了本发明实施例所提供的旋转爆震发动机去掉中心柱后的剖面结构示意图；
图6示出了本发明实施例所提供的旋转爆震发动机中的中心柱剖面示意图。
图标：10、燃烧室；11、中心柱；12、点火装置；13、燃烧室头部；14、燃烧室中部；15、燃烧室尾部；16、第一环状凹腔；17、第二环状凹腔；18、凹坑；19、燃料喷嘴；20、喷注盖板；21、开口；22、补料环形件；23、倾斜管；24、水冷夹层；25、点火安装口。
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
飞行器发动机内部的燃烧方式可以分为爆燃与爆震，作为增压燃烧的一种形式，爆震燃烧具有理论热循环效率高的优势，目前得到学术界与工业界的广泛关注。其中爆震是指通过激波与火焰面结合的一种燃烧方式，爆震燃烧与较为普遍使用的等压燃烧相比，爆震燃烧的热力循环效率可提升50%，同时爆震燃烧还能够增强空天推进的性能。因此，爆震燃烧得到了越来越多的关注，由爆震燃烧衍生而来的脉冲爆震发动机、斜爆震发动机和旋转爆震发动机更是得到广泛研究，其中旋转爆震发动机因其结构简单和工作频率较高更是研究的重点。
旋转爆震发动机的燃料分为气体燃料和液体燃料，液体燃料因具备易于运输、易于制备和单位体积下燃烧热值较高等优点，已成为旋转爆震发动机的最佳燃料。但液体燃料在发生爆震燃烧前往往需要经过雾化、蒸发和掺混等过程，尤其是液体燃料中的航空煤油因其含有大碳原子而具备惰性的理化性质，造成爆震过程中的不稳定。
针对上述技术问题，本发明提出了如下实施例：
实施例1
参见图1所示的旋转爆震发动机立体示意图和参见图2所示的由燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部组成燃烧室的示意图，本实施例提供了一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机，包括：喷注机构、燃烧室10、中心柱11和点火装置12；所述中心柱11位于所述燃烧室10中心处，所述中心柱11的径向方向与所述燃烧室10轴线的延伸方向相同；所述燃烧室10，包括：燃烧室头部13、燃烧室中部14和燃烧室尾部15；所述中心柱11靠近所述燃烧室头部13的侧壁与所述燃烧室头部13的内表面之间形成第一环状凹腔16，所述中心柱11靠近所述燃烧室中部14的侧壁与所述燃烧室中部14的内表面之间形成第二环状凹腔17；所述燃烧室尾部15的右侧设置排气口；所述燃烧室10的内表面上设置多个凹坑18；所述喷注机构位于所述燃烧室头部13，且朝向所述燃烧室尾部15喷注；所述点火装置12位于所述燃烧室头部13的外壁上，且延伸至所述燃烧室10内。
具体地，喷注机构向燃烧室10内部喷注燃料，点火装置12对烧室10内部的燃料进行点火操作，燃料在第一环状凹腔16处引发爆震产生朝向燃烧室尾部15的推力，燃料在第二环状凹腔17引发爆震产生朝向燃烧室尾部15的推力，燃料发生爆震后会在凹坑18内形成低速驻定气旋并产生朝向燃烧室尾部15的推力，第一环状凹腔尺寸小于第二环状凹腔的尺寸。燃料在第一环状凹腔16引发爆震后产生朝向燃烧室尾部15的推力要小于燃料在第二环状凹腔17引发爆震后产生朝向燃烧室尾部15的推力。
在本实施例中，喷注机构向燃烧室10内喷注的燃料可以是气体燃料，也可以是液体燃料，其中液体燃料优选为航空煤油。燃烧室10呈环形腔结构，环形腔的内环所在面为中心柱11外表面，环形腔的外环所在面为燃烧室10外壁。燃烧室10的内部被燃烧室头部13、燃烧室中部14和燃烧室尾部15分为三个区域，其中凹坑18位于燃烧室头部13和燃烧室中部14所对应的燃烧室10外壁上，燃料喷入燃烧室10后在凹坑18处形成的低速驻定气旋是指爆震产生的高速气流经过凹坑18后，部分气流会被凹坑18拦截并降低流速产生回流区和涡系结构。燃烧室尾部15对对应的燃烧室10内壁不设置凹坑18，燃烧室尾部15是最接近外界的区域，燃料在燃烧室头部13和燃烧室中部14燃烧后产生的燃气，从燃烧室尾部15排放至外界时不需要在燃烧室尾部15长时间停留，为了避免凹坑18对废气进行拦截，因此燃烧室尾部18所在的燃烧室10内壁上不设置凹坑。
在一个实施方式中，参见图3所示的旋转爆震发动机剖面结构示意图和参见图4所示的图3中A部区域放大结构示意图，喷注机构，包括燃料喷嘴19、喷注盖板20和氧化剂环缝。所述喷注盖板20安装于所述燃料室头部13，所述喷注盖板20上设置开口21；所述燃料喷嘴19与所述喷注盖板20上设置的所述开口21连通；所述燃料从所述燃料喷嘴19穿过喷注盖板20注入所述燃料室10内。所述氧化剂环缝向所述燃烧室10注入高压氧化剂，所述高压氧化剂与所述燃烧室10内的所述燃料混合。氧化剂与燃料充分混合后才可引发爆震，通过控制氧化剂的流速控制引发爆震的位置，例如，当氧化剂流速较高时喷入燃烧室10后，可在燃烧室中部14与燃料实现掺混，此时启动点火装置12，由于燃烧室中部14氧化剂与燃料的掺混符合要求，爆震主要集中在燃烧室中部14；当氧化剂流速较慢时喷入燃烧室10后，可在燃烧室头部13与燃料实现掺混，此时启动点火装置12，爆震主要集中在燃烧室头部13。其中，燃烧室头部13引发的爆震可实现飞行器低速飞行，燃烧室中部14引发的爆震可实现飞行器高速飞行；特别地，爆震可实现低速或高速飞行为本领域公知常识，具体原理在此不再重复阐述。
在本实施例中，燃料喷嘴19为雾化喷嘴，包括但不限于：压力式雾化喷嘴、旋流式雾化喷嘴和撞击式雾化喷嘴。
燃料喷嘴19需安装在燃烧室头部13处，燃料喷嘴19需朝向燃烧室尾部15的排气口。燃料喷嘴19数量为多个，以中心柱11为圆心等间距进行排布。喷注盖板20与燃烧室10之间通过法兰进行固定连接，当燃料在燃烧室10发生爆震后，朝向喷注盖板20的爆震波可以被喷注盖板20拦截并提供反向推力从排气口排出。燃料喷嘴19虽然从喷注盖板20上的开口21穿过进入燃烧室10内，但燃烧喷嘴19不与喷注盖板20发生碰触，二者之间存在供氧化剂注入的氧化剂环缝。特别地，氧化剂优选为气态氧化剂。氧化剂环缝喷入燃烧室10的氧化剂流速要大于燃料喷嘴19将燃料喷入燃烧室10的流速，高速的氧化剂气流能够对液体燃料进行“剪切”与“破碎”，加速氧化剂和液体燃料之间的相互混合，使带有氧化剂的燃料燃烧更加充分。同时，第一环状凹腔16和第二环状凹腔17的凹陷处也可以拦截部分氧化剂与燃料，使氧化剂和液体燃料在凹陷处进一步充分混合。
在一个实施方式中，燃烧室尾部15安装有补料组件，其中补料组件包括：补料环形件22和倾斜管23；补料环形件22内部为中控结构，所述补料环形件22设置在所述燃烧室10中靠近所述燃烧室尾部15的外壁上；所述倾斜管23一端连通所述补料环形件22，另一端连通所述燃烧室10，使得所述补料环形件22通过所述倾斜管23与所述燃烧室尾部15连通；所述补料环形件22内盛放有燃料，所述补料环形件22可通过所述倾斜管23向所述燃烧室尾部15补充所述燃料。
在本实施例中，喷注机构中的燃料虽然可以是气态燃料或液体燃料，但补料组件中的燃料需优选气态燃料，这是因为气态燃料的分子相比于液体燃料的分子更小，更易于混合与引爆。补料组件是为喷注机构喷出的燃料到达燃烧室尾部15时仍存在没有燃烧充分的燃料进行的一定补充，使得未充分燃烧的燃料与新补充的燃料再次混合并燃烧，提升燃料的利用率，减少燃料浪费。特别地，补料组件中的燃料包括但不限于：氢气或烃类气体。
在一个实施方式中，参见图5所示的旋转爆震发动机去掉中心柱后的剖面结构示意图和参见图6所示的旋转爆震发动机中的中心柱剖面示意图，喷注机构和补料组件喷出的燃料被引爆时会产生高温燃气，因此，在所述燃烧室10的外壁和所述中心柱11均设置有水冷夹层24，所述水冷夹层24内注入有水冷液；所述水冷液注入所述水冷夹层24后，可以对所述燃烧室10外壁和所述中心柱11侧壁分别进行水冷降温。
在本实施例中，水冷夹层24与燃烧室10结构相同，均为环状腔结构，水冷夹层24用于对燃烧室10的侧壁进行冷却，降低燃烧室10因爆震高温导致的燃烧室10侧壁烧蚀情况发生。
在本实施例中，燃烧室10外壁上设置点火安装口25，点火装置12位于点火安装口25内，可以向燃烧室10内发射热射流并引发燃料爆震。特别地，点火装置12包括但不限于：火花塞、高能点火器和等离子助燃器。
综上所述，本发明实施例提出的一种基于壁面多凹腔的旋转爆震发动机，通过喷注机构将燃料注入燃烧室中，并控制点火装置引爆燃料产生爆震，根据不同飞行工况所需的飞行速度及推力控制爆震在燃烧室中发生的位置；与相关技术中燃料在燃烧室得不到充分燃烧造成燃料浪费相比，第一环状凹腔与第二环状凹腔中还可以对燃料进行部分拦截，使燃料进行减速，避免燃料过快扩散至外界；通过燃料室内表面的凹坑可以进一步对喷入的燃料进行减速，并利用燃烧后产生的高速燃气气流流经壁面凹坑18形成低速驻定气旋进而在外壁面生成高温燃气气膜，并预热液体燃料改善液体燃料惰性的理化性质并提升旋转爆震的传播稳定性。
实施例2
本发明实施例还提出一种旋转爆震发动机的控制方法，应用于实施例1所述的基于壁面多凹腔的旋转爆震发动机，该方法包括：
将所述燃料从所述燃料喷嘴注入所述燃料室；
控制氧化剂从氧化剂环缝注入所述燃烧室，并对所述燃烧室内的所述燃料进行剪切与混合；其中，所述氧化剂注入所述燃烧室压强要大于所述燃料进入所述燃烧室的压强；
启动点火装置引爆所述燃烧室内混合了氧化剂的燃料，所述燃料引爆后在所述燃烧室侧壁的凹坑处低速驻定气旋并形成高温燃气气膜；
通过所述补料环形件向所述燃烧室尾部注入所述燃料，使所述尾部补充的燃料与头部和中部燃烧后残余的燃料混合，并再次燃烧。
综上所述，综上所述，本发明实施例提出的一种基于壁面多凹腔的旋转爆震发动机，通过喷注机构将燃料注入燃烧室中，并控制点火装置引爆燃料产生爆震，根据不同飞行工况所需的飞行速度及推力控制爆震在燃烧室中发生的位置；与相关技术中燃料在燃烧室得不到充分燃烧造成燃料浪费相比，第一环状凹腔与第二环状凹腔中还可以对燃料进行部分拦截，使燃料进行减速，避免燃料过快扩散至外界；通过燃料室内表面的凹坑可以进一步对喷入的燃料进行减速，并利用燃烧后产生的高速燃气气流流经壁面凹坑形成低速驻定气旋进而在外壁面生成高温燃气气膜，并预热液体燃料改善液体燃料惰性的理化性质并提升旋转爆震的传播稳定性。
实施例3
本发明实施例还公开了一种具有旋转爆震发动机装置，包括上述实施例1提出的一种基于壁面多凹腔的旋转爆震发动机。因此，该发动机具有上述实施例1中所有技术效果，在此不再重复进行阐述。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换的技术方案，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机，其特征在于，包括：喷注机构、燃烧室、中心柱和点火装置；
所述中心柱位于所述燃烧室中心处，所述中心柱的轴线方向与所述燃烧室轴线的延伸方向相同；
所述燃烧室，包括：燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部；所述中心柱靠近所述燃烧室头部的侧壁与所述燃烧室头部的内表面之间形成第一环状凹腔，所述中心柱靠近所述燃烧室中部的侧壁与所述燃烧室中部的内表面之间形成第二环状凹腔；
所述燃烧室的内表面上设置多个凹坑，所述凹坑位于燃烧室头部和燃烧室中部所对应的燃烧室内壁上，燃烧室尾部所在的燃烧室内壁上不设置凹坑；
所述喷注机构位于所述燃烧室头部，且朝向所述燃烧室尾部喷注；
所述点火装置位于所述燃烧室头部的外壁上，且延伸至所述燃烧室内；
所述喷注机构向所述燃烧室内喷注燃料，所述点火装置对所述燃烧室内的所述燃料进行点火，所述燃料在第一环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力，所述燃料在第二环状凹腔引发爆震后产生朝向所述燃烧室尾部的推力，所述燃料发生爆震后在所述凹坑内形成低速驻定气旋并产生朝向所述燃烧室尾部的推力；
所述燃烧室内还设置有：补料组件，所述补料组件包括：补料环形件和倾斜管；
所述补料环形件设置在所述燃烧室中靠近所述燃烧室尾部的外壁上；
所述倾斜管一端连通所述补料环形件，另一端连通所述燃烧室，使得所述补料环形件通过所述倾斜管与所述燃烧室尾部连通；
所述补料环形件内盛放有燃料，所述补料环形件可通过所述倾斜管向所述燃烧室尾部补充所述燃料。
2.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述喷注机构，包括：燃料喷嘴和喷注盖板；
所述喷注盖板安装于所述燃料室头部，所述喷注盖板上设置开口；
所述燃料喷嘴与所述喷注盖板上设置的所述开口连通；
所述燃料从所述燃料喷嘴穿过喷注盖板注入所述燃料室内。
3.根据权利要求2所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述喷注机构，还包括：所述燃料喷嘴和所述开口之间形成有氧化剂环缝；
所述氧化剂环缝向所述燃烧室注入高压氧化剂，所述高压氧化剂与所述燃烧室内的所述燃料混合。
4.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述点火装置包括：火花塞、高能点火器或等离子助燃器。
5.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述燃烧室的外壁和所述中心柱均设置有水冷夹层，所述水冷夹层内注入有水冷液；
所述水冷液注入所述水冷夹层后，对所述燃烧室外壁和所述中心柱侧壁分别进行水冷降温。
6.根据权利要求3所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述燃料喷嘴包括：压力式雾化喷嘴、旋流式雾化喷嘴或撞击式雾化喷嘴。
7.一种旋转爆震发动机的控制方法，所述方法应用于上述权利要求3所述的旋转爆震发动机，其特征在于，所述方法，包括：
将所述燃料从所述燃料喷嘴注入所述燃烧室；
控制氧化剂从氧化剂环缝注入所述燃烧室，并对所述燃烧室内的所述燃料进行剪切与混合；其中，所述氧化剂注入所述燃烧室压强要大于所述燃料进入所述燃烧室的压强；
启动点火装置引爆所述燃烧室内混合了氧化剂的燃料，所述燃料引爆后在所述燃烧室侧壁的凹坑处低速驻定气旋并形成高温燃气气膜；
通过补料环形件向所述燃烧室尾部注入所述燃料，使所述尾部补充的燃料与头部和中部燃烧后残余的燃料混合，并再次燃烧。
8.一种具有旋转爆震发动机的装置，其特征在于，包括：上述权利要求1-6任一项所述的旋转爆震发动机。
CN202410048409.4A 2024-01-12 2024-01-12 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法 Active CN117552891B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410048409.4A CN117552891B (zh) 2024-01-12 2024-01-12 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410048409.4A CN117552891B (zh) 2024-01-12 2024-01-12 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117552891A CN117552891A (zh) 2024-02-13
CN117552891B true CN117552891B (zh) 2024-03-22

Family

ID=89817157

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202410048409.4A Active CN117552891B (zh) 2024-01-12 2024-01-12 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117552891B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736178A (zh) * 2016-04-11 2016-07-06 清华大学 组合循环发动机
CN110779042A (zh) * 2018-07-31 2020-02-11 中国人民解放军国防科技大学 旋转爆震燃烧室及具有其的发动机
CN111829008A (zh) * 2020-07-06 2020-10-27 南京航空航天大学 一种基于剪切气流和燃油喷射一体化的旋转爆震燃烧室
CN116538536A (zh) * 2023-05-06 2023-08-04 浙江浙能技术研究院有限公司 一种低污染燃烧器结构
CN117308141A (zh) * 2023-11-09 2023-12-29 清华大学 一种基于壁面微结构燃烧室的爆震燃烧装置及控制方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070137172A1 (en) * 2005-12-16 2007-06-21 General Electric Company Geometric configuration and confinement for deflagration to detonation transition enhancement
US7669405B2 (en) * 2005-12-22 2010-03-02 General Electric Company Shaped walls for enhancement of deflagration-to-detonation transition

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736178A (zh) * 2016-04-11 2016-07-06 清华大学 组合循环发动机
CN110779042A (zh) * 2018-07-31 2020-02-11 中国人民解放军国防科技大学 旋转爆震燃烧室及具有其的发动机
CN111829008A (zh) * 2020-07-06 2020-10-27 南京航空航天大学 一种基于剪切气流和燃油喷射一体化的旋转爆震燃烧室
CN116538536A (zh) * 2023-05-06 2023-08-04 浙江浙能技术研究院有限公司 一种低污染燃烧器结构
CN117308141A (zh) * 2023-11-09 2023-12-29 清华大学 一种基于壁面微结构燃烧室的爆震燃烧装置及控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN117552891A (zh) 2024-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113294264B (zh) 基于针栓喷注器的双组元变推力旋转爆震火箭发动机
CN112879178B (zh) 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机
CN108757179B (zh) 组合循环发动机及高超声速飞行器
KR880001431B1 (ko) 수소개스 터어빈엔진
CN102121870B (zh) 一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞
CN115478958B (zh) 一种基于液态煤油燃料的连续爆轰发动机
WO1988006231A1 (en) Combustion system for internal combustion engine and combustor used therefor
CN112066417B (zh) 一种消除飞行过程中陀螺力矩的旋转爆震燃烧方法
CN102175041B (zh) 间壁式再生冷却气氧酒精火炬式点火器
CN113739206B (zh) 一种提高旋转爆震燃烧室空间利用率的分区燃烧方案
CN109404166B (zh) 一种宽工况液氢液氧火炬式电点火装置
CN114893324A (zh) 一种实现两相旋转爆震起爆的双组元燃料喷注器
CN112211749A (zh) 一种小型固体火箭发动机
US10995669B2 (en) Nozzle for combustors and gas turbine including the same
CN113006971B (zh) 一种采用电热塞的氢氧点火器
CN117552891B (zh) 一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法
CN117308141A (zh) 一种基于壁面微结构燃烧室的爆震燃烧装置及控制方法
CN110762556B (zh) 气液两相起爆装置
CN113203103B (zh) 一种带预燃室结构的脉冲爆震燃烧室头部
CN216518321U (zh) 一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器
CN113309635B (zh) 固液混合发动机多次启动点火器及方法
US11326509B2 (en) Valve ignition prechamber with a reversed directon of combustion
CN114151234A (zh) 一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器
US5076061A (en) Stored energy combustor
AU2021219314A1 (en) Valve-controlled ignition pre-chamber with reversed combustion

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant