CN102374071A - 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，该双模态冲压发动机，采用圆形结构燃烧室，在隔离段中安装中心火箭，中心火箭的高温富燃燃气可以作为有效的点火源及火焰稳定源；采用小支板组进行喷射二次燃料，与来流空气组织二次燃烧。二次燃料的喷射为沿发动机轴向逐级喷射，其中一级燃烧室中由支板直接喷射，二级燃烧室中可由凹腔前喷射，也可在加装支板后，由支板喷射。本发明结构简单、易于加工，操作安全可靠，更适用于大尺寸结构的双模态冲压发动机在实际工程应用。
Description
技术领域
本发明涉及吸气式高超声速双模态冲压发动机结构，具体地说，涉及一种具有中心支板火箭的圆形结构双模态冲压发动机。属于火箭发动机技术领域，适用于大直径尺寸高性能的双模态冲压发动机。
背景技术
双模态冲压发动机的研究过程中，如何在较大尺度的燃烧室内实现可靠点火、高效燃烧和发动机与飞行器的高度一体化成为最关键的问题。目前常用的双模态冲压发动机设计方法是燃烧室采用横截面为矩形的二元结构，点火方式有诱导火焰点火、火炬点火、点火器强制点火等(《推进技术》，Vol.25，No.6，2004，566-569)。如文中所述，其中诱导火焰和火炬点火需要氢气等额外的燃料供应，这会导致系统较为复杂，而且可靠点火的范围与煤油当量比有关；而点火器强制点火由于点火能量所限，点燃煤油的成功率不高。在各种火焰稳定方案中，由于凹腔可以集燃料喷射、混合和火焰稳定为一体(《JOURNAL ofPROPULSION AND POWER》，Vol.20，No.5，2004，769-778)，得到了广泛的应用。但是凹腔长、深比与燃料当量比等均对火焰稳定性能有较大影响，而且单凹腔的火焰稳定范围有限，难以在整个燃烧室流道中保持良好的火焰稳定性能。通过研究发现目前的双模态冲压发动机研究过程中所存在以下缺点：第一，点火和稳定工作范围比较窄，就目前而言，碳氢燃料双模态冲压发动机只能在来流马赫4～7范围内稳定工作；第二，火焰稳定区域范围较小，采用的凹腔火焰稳定器和壁面诱导火焰等稳焰范围仅限于燃烧室的近壁面区域，只能适用于当量直径小于200mm的小尺寸发动机，限制了工程领域大尺寸发动机的应用；第三，二元结构燃烧室不利于与目前先进的流线追踪进气道和飞行器进行集成，并且容易形成应力集中，不利于加工制造。
发明内容
为克服现有技术中点火和稳定工作范围较窄，火焰稳定区域范围有限，限制大尺寸发动机的工作性能的不足，本发明提出一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，这种适用于大尺寸结构的双模态冲压发动机，采用圆形结构燃烧室，在隔离段中安装中心火箭，采用小支板组进行喷射二次燃料，其结构简单、易于加工，操作安全可靠。
为解决上述技术问题，本发明所采用的方案是：包括设备喷管、隔离段、主支板、中心火箭、小支板、一级燃烧室、凹腔、二级燃烧室、扩张段；隔离段、一级燃烧室、二级燃烧室、扩张段采用螺纹连接贯通，其横截面均为圆形结构；设备喷管安装在隔离段之前，用于模拟真实发动机中的进气道压缩作用。主支板设置在隔离段中，为了保证流场的对称性，沿着隔离段的对称面上下贯穿；中心火箭安装在主支板尾部，火箭喷管的出口位于主支板尾部截面上；小支板和凹腔分别安装在两级燃烧室壁面上。
所述的主支板和小支板为楔形迎风面、带后掠角的结构，喷嘴位置分别位于迎风面和侧壁面上。
所述的小支板为四个，沿一级燃烧室内壁面周向均布安装。具体安装位置和数量可根据需要进行调整。
所述的凹腔为四个，沿二级燃烧室内壁面周向均布，凹腔的长深比为5。凹腔的主要作用是为稳定火焰。
本发明的燃烧室和扩张段的设计原则为：一级燃烧室取短长度、小角度扩张结构；二级燃烧室的长度和扩张角均适中；扩张段取大长度和大扩张角结构。
支板的作用主要是进行燃料喷射，提高燃料穿透度，其结构和喷射方案均可进行调节，两级燃烧室上均可安装支板，本发明所采用的仅在一级燃烧室上沿周向均布四个小支板。
本发明具体实施方法是：首先开启中心火箭，高温富燃燃气作为点火源；然后在燃烧室中喷射二次燃料，与来流空气组织二次燃烧。二次燃料的喷射为沿发动机轴向逐级喷射，其中一级燃烧室中由支板直接喷射，二级燃烧室中可由凹腔前喷射，也可在加装支板后，由支板喷射。
有益效果
本发明一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，其工作特点有以下几方面：第一，中心支板火箭的高温富燃燃气可以作为有效的点火源及火焰稳定源，这样可以分别扩展发动机的工作上、下限；第二，可以通过燃烧室中的小支板进行燃料喷射，这样可以解决燃料穿透度和掺混问题；第三，圆形结构的发动机具有结构优势，更适用于大尺寸结构的双模态冲压发动机在实际工程应用。本发明结构简单、易于加工，操作安全可靠。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机作进一步详细说明。
图1为本发明双模态冲压发动机的结构示意图。
图2为本发明的小支板的部位图。
图3为本发明的凹腔的部位图。
图中：
1.设备喷管 2.隔离段 3.主支板 4.中心火箭 5.小支板
6.一级燃烧室 7.凹腔 8.二级燃烧室 9.扩张段
具体实施方式
本实施例是一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机。该双模态冲压发动机包括设备喷管1、隔离段2、主支板3、中心火箭4、小支板5、一级燃烧室6、凹腔7、二级燃烧室8、扩张段9。
图1展示了双模态冲压发动机的结构，其隔离段2、一级燃烧室6、二级燃烧室8、扩张段9采用螺纹连接贯通，横截面均为圆形结构；设备喷管1安装在隔离段2之前，用于模拟真实发动机中的进气道压缩作用。主支板3设置在隔离段2中，为了保证流场的对称性，沿着隔离段2的对称面上下贯穿；中心火箭4安装在主支板3尾部，火箭喷管的出口位于主支板3尾部截面上；小支板5和凹腔7分别安装在两级燃烧室壁面上。
如图2、图3所示，主支板3和小支板5为楔形迎风面、带后掠角的结构，喷嘴位置分别位于迎风面和侧壁面上。小支板5为四个，沿一级燃烧室6内壁面周向均布安装。具体安装位置和数量可根据需要进行调整。凹腔7亦为四个，沿二级燃烧室8内壁面周向均布，凹腔的长深比为5。凹腔7的主要作用是为稳定火焰。
本发明的燃烧室和扩张段9的设计原则为：一级燃烧室6取短长度、小角度扩张结构；二级燃烧室8的长度和扩张角均适中；扩张段9取大长度和大扩张角结构。
支板的作用主要是进行燃料喷射，提高燃料穿透度，其结构和喷射方案均可进行调节，两级燃烧室上均可安装支板，本发明所采用的是仅在一级燃烧室上沿周向均布安装四个小支板。
本发明圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机各部件的结构尺寸均可根据具体需要进行选取。其主支板厚度可参考隔离段底座内径以及中心火箭装配的需要，本实例中取为70mm；长度一般取为隔离段当量直径的6～10倍，由于本实例中隔离段底座的内径取为300mm，所以根据计算所得的隔离段当量直径，取主支板长度为800mm。本实例中发动机燃烧室壳体厚度为5mm，燃烧室入口内径为300mm。中心火箭选取小型液体火箭发动机，其各参数可根据工作状态进行调节。燃烧室和扩张段的设计原则为：一级燃烧室取短长度、小角度扩张结构；二级燃烧室的长度和扩张角均适中；扩张段取大长度和大扩张角结构。本实例中根据工作状态和来流条件，取一级燃烧室的长度为500mm，母线扩张角为0.5°；二级燃烧室长度为600mm，母线扩张角为1°；扩张段长度为800mm，母线扩张角为2°；各段结构的壳体厚度均取为5mm。支板的作用主要是进行燃料喷射，提高燃料穿透度，其结构和喷射方案均可进行调节，两级燃烧室上均可安装支板，本实例中仅在一级燃烧室上沿周向均布四个小支板。凹腔的作用主要为火焰稳定，本实例中选取的长深比为5的凹腔，安装位置在二级燃烧室上，同样沿周向均布四个。
本发明提出的圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，采用圆形结构燃烧室，在隔离段中安装中心火箭，采用小支板组来喷射二次燃料。相对于传统的双模态冲压发动机，其优势在于，圆形结构可减轻壁面表面积及结构质量，表面积的减小又可以减小摩擦阻力损失和热传导，这样可以采用较薄的冷却壁面，同时避免应力集中，而且圆形结构燃烧室能够较好地与先进的流线追踪进气道和飞行器进行集成；采用中心火箭进行点火，其富燃燃气能够实现低总温条件下的火焰稳定，拓宽了火焰稳定范围，能够将碳氢燃料双模态冲压发动机的工作范围扩展到3～9；将中心火箭与小支板组喷注相结合，可以改善大尺寸燃烧室内二次燃料的穿透度和混合效率，进而实现直径大于200mm的大尺寸双模态冲压发动机的高性能工作。
Claims (4)
1.一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，包括设备喷管、隔离段、主支板、中心火箭、小支板、一级燃烧室、凹腔、二级燃烧室、扩张段，其特征在于：隔离段、一级燃烧室、二级燃烧室、扩张段采用螺纹连接贯通，其横截面均为圆形结构；设备喷管安装在隔离段之前，主支板设置在隔离段中，沿着隔离段的对称面上下贯穿；中心火箭安装在主支板尾部，火箭喷管的出口位于主支板尾部截面上；小支板和凹腔分别安装在两级燃烧室壁面上。
2.根据权利要求1所述的圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，其特征在于：所述的主支板和小支板为楔形迎风面、带后掠角的结构，喷嘴位置分别位于迎风面和侧壁面上。
3.根据权利要求1所述的圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，其特征在于：所述的小支板为四个，沿一级燃烧室内壁面周向均布安装。
4.根据权利要求1所述的圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，其特征在于：所述的凹腔为四个，沿二级燃烧室内壁面周向均布，凹腔的长深比为5。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20120314 |