CN103727562A - 一种用于提高rbcc双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板,采用单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构，两燃料支板主体位于一次火箭两侧对称分布；燃料支板前体为楔形，后体为等直段，前体外侧有三个等间距楔形突台与支板固连。燃料喷注块上部有两个螺孔连接燃料喷注软管，内部有燃料通道孔与螺孔相通，下部与燃料支板上的通道连接；燃料喷注块固定在发动机上，且可在不同的试验工况中切换喷注位置。燃料支板结构强化了支板侧边上的流体的导向涡，使燃料掺混更有效，合理的破坏了支板后侧规则的剪切层，使燃料支板后侧的剪切层具有更强的湍流度，使燃烧边界层的区域变宽，与来流空气进行更好的掺混，形成更大的燃烧区域。

Description

一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板
技术领域
本发明属于增强燃料掺混扩散的燃料支板结构，具体地说,涉及一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板。
背景技术
火箭冲压组合循环（RBCC）发动机将火箭发动机和冲压发动机有机地结合在同一流道中，使其能够在不同的飞行高度和马赫数下启用最优的工作模态，充分发挥火箭发动机和冲压发动机各自的特点，使RBCC发动机在具有高比冲、高推重比的同时还拥有零速启动、可重复利用的优点。如何在较短的燃烧室内实现燃料的高效稳定燃烧一直是RBCC双模态燃烧室的核心问题，在文献AIAA2007-5404“Pylon Fuel Injector Design for a Scramjet Combustor”中提到采用插入式楔形支板进行燃料的喷注，同时在支板尾部增加交错结构可以增强燃料的掺混，其主要的技术原理是利用支板尾部形成的低速回流区提供给燃料足够的掺混和反应时间，使其满足自持点火的流动条件，并且回流区边缘剪切层速度梯度及湍流强度都很大，有利于燃料与来流空气进行有效的掺混，尾部交错楔形结构则可以进一步提高流动的湍流度，增强掺混，尾迹区的漩涡结构能起到一定的稳焰效果，有利于火焰的进一步传播，但其研究中来流条件和燃料的喷注位置较为单一，且是基于气态燃料的喷注进行考虑的，同时试验和数值模拟均是在冷流（燃料没有点火燃烧）条件下进行的，但是对于宽马赫飞行和采用碳氢燃料的RBCC发动机来说，支板的应用还需要进一步设计和改进。在本发明的前期构型里使用的楔形支板如图1所示，燃料选择在支板两侧进行喷注，从而大大提高了燃料的穿透能力，使燃料能更有效的与主流气体相互掺混，形成均匀的混合燃气进行燃烧，支板及其尾部流向涡结构能在其尾迹形成回流区及剪切层，其燃烧流动特点如图2所示，通过该楔形支板结构实现了燃料的有效掺混以及火焰的扩散传播。
发明内容
根据现有研究发现由于RBCC发动机燃烧组织的特点，基准构型支板仅能保证核心流区域的燃烧反应，且仅能适应相对较低马赫数时的高效燃烧组织，一旦当来流马赫数超过3.5Ma条件后，由于燃料支板后侧形成的剪切层燃烧产生的燃烧边界隔离了发动机中心流与两侧空气的物质输运，使发动机两侧的空气与发动机中心流之间的掺混能力下降，导致中心区域的燃料得不到充分燃烧，造成燃烧性能的大幅下降。针对上述情况，本发明提出一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括燃料支板主体、燃料支板喷注块，燃料支板主体为具有单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构，两燃料支板依中心轴对称设置，通过焊接方式连接到燃料喷注块上，燃料喷注块两侧设有定位孔，通过螺栓固定在发动机上，且可在不同的试验工况中切换喷注位置；
所述燃料支板前体为楔形结构，楔角为15°，支板后体为等直段，燃料支板前体外侧竖直方向均布有三个等间距楔形突台，楔角为35°，楔形突台采用焊接的方式与支板固连；燃料喷孔位于支板上楔形突台后部等直段侧壁上，每侧壁面竖直方向分别有四个等间距的喷孔，燃料通过支板等直段上的通道进入各个喷孔；燃料支板尾部采用流向涡结构，为交错的楔形凹槽，凹槽为直角三角形体，燃料支板主体材料采用高温合金钢；
所述燃料喷注块为长方体结构，喷注块上表面设有两个螺孔用于连接燃料喷注软管，喷注块内部有燃料通道与螺孔相通，下部与燃料支板上的通道连接，形成一个整体喷注结构，燃料喷注块材料采用45#钢。
有益效果
本发明提出的一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板,是一种适用于RBCC宽来流条件燃烧组织的燃料支板结构，其特点是:第一，结合了楔形支板的燃烧组织特色，强化了支板侧边上的流体的导向涡，从而使燃料掺混更有效；第二，合理的破坏了支板后段规则的剪切层，使燃料支板后侧的剪切层具有更强的湍流度，使燃烧边界层的区域变宽，从而使燃料能有效的穿透燃烧边界的束缚，与来流空气进行更好的掺混，燃烧火焰也能进一步向支板两侧传播，形成更大的燃烧区域；第三，燃料喷注块结构紧凑简单，易于加工实现，且便于在不同的试验中更换支板以及切换喷注位置，有利于更多试验研究的开展。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板作进一步详细说明。
图1为基准构型燃料支板结构示意图。
图2为楔形支板燃烧组织区域示意图。
图3为带侧楔形燃料支板构型示意图。
图4为带侧楔形燃料支板右视图。
图5为带侧楔形燃料支板主视图。
图6为带侧楔形燃料支板左视图。
图7为带侧楔形燃料支板俯视图。
图8为带侧楔形燃料支板A-A剖视图。
图9为带侧楔形燃料支板整体装配图。
图10为带侧楔形燃料支板整体装配A-A剖视图。
图11为带侧楔形燃料支板装配三维示意图。
图12为带侧楔形燃料支板在RBCC发动机中安装三维示意图。
图13为带侧楔形燃料支板在RBCC发动机中安装二维简图。
图14为基准构型燃料支板Ma数分布云图及一氧化碳等值线分布。
图15为带侧楔形燃料支板Ma数分布云图及一氧化碳等值线分布。
图16为基准构型燃料支板煤油质量分数分布云图。
图17为基准构型燃料支板煤油第一步化学反应速率分布云图。
图18为带侧楔形燃料支板煤油质量分数分布云图。
图19为带侧楔形燃料支板煤油第一步化学反应速率分布云图。
图20为典型工况燃烧室压强分布对比。
图中:
1.燃料支板主体  2.燃料支板喷注块
具体实施方式
本实施例是一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板。
参阅图1至图13,本发明用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板,是一种适用于RBCC宽来流条件燃烧组织的燃料支板，为具有单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构，燃料支板结构包括燃料支板主体1和燃料支板喷注块2。
具体结构和装配如下:
（1）燃料支板前体为楔形结构，楔角为15°，支板后体为等直段，长25mm厚度为10mm；燃料支板前体外侧竖直方向均布有三个等间距楔形突台，楔角为35°，尾部宽度为4mm，突台之间间距为10mm，楔形突台采用焊接的方式与支板连接。燃料喷孔位于支板楔形突台后部等直段竖直方向的侧壁面上，每侧壁面分别有四个间距相等的Φ0.5mm的喷孔，喷孔之间间距为15mm，燃料通过支板等直段上Φ5mm，深60mm的通道进入各个喷孔；燃料支板尾部采用流向涡结构，为交错的楔形凹槽，凹槽为直角三角形体结构，直角三角形体长15mm，宽7mm，高7mm，相邻直角三角形体间距为5mm；采用交错的楔形凹槽结构，有利于燃料及气流经过该结构后形成涡流，提高两者的掺混度，也有利于燃烧火焰的扩散及传播。燃料支板主体采用高温合金钢材料。
（2）燃料喷注块为长方体结构，喷注块上表面布置有两个Φ24mm，深20mm的螺孔用于连接燃料喷注软管，喷注块内部有Φ5mm，深80mm的燃料通道，通道上部与螺孔相连通，下部与燃料支板上的通道连接，燃料支板主体通过焊接方式连接到燃料喷注块，形成一个整体喷注结构，两支板中心间距为80mm。燃料喷注块两侧设置有定位孔，通过螺栓安装在发动机里；发动机上壁面开有多个槽，并且可在不同的试验工况中将支板喷注块装入不同的槽中以调节燃料在流道中的喷注位置。有利于研究燃料支板的位置变化在燃烧组织中的影响，以及侧向楔形作用掺混增强区域的发展特点。燃料喷注块采用45#钢材料。
实验过程:
在数值模拟计算以及直连的RBCC实验发动机燃烧室中，安装上单侧楔形突台的流向涡燃料支板喷注块结构。两燃料支板在一次火箭两侧对称分布，以单侧楔形突台的流向涡燃料支板进行燃料喷注，实现组织燃烧的特点。
参见图14至图19，通过数值模拟及试验过程，分析单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构对燃烧组织带来的影响效果。可以发现采用单侧楔形突台的流向涡燃料支板后，其流场的燃烧室中的燃料扩散掺混能力及燃烧反应强度都有了显著的提升，燃料支板形成的剪切层区域内外的气流得到了更好的交流互换，使燃烧火焰得以向展向更有效的传播，提高了燃烧室的整体性能。带楔形突台的流向涡燃料支板结构给燃烧室整体的燃烧组织带来有效的改观，火焰传播方向更为广阔，有效的燃烧区域得到扩展，火焰区充满整个流道，并且分布随着流道的延伸越来越均匀化。
如图20为典型工况燃烧室压强分布曲线对比情况；从曲线分布可以看出燃烧室的整体压强分布获得较大的提升,3.5Ma和4.0Ma比冲性能的提高见表1所示。
表1有效比冲对比
3.5Ma 4.0Ma
基准构型燃料支板 1074.1 964.6
带侧楔形燃料支板 1215.6 1052.1
提高百分比 13.2% 9.1%
从表1可以看到，经过改进燃料支板结构后，发动机比冲性能提升较为显著，相比图1的基准构型支板有效比冲提高了9%以上。

Claims (1)

1.一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板，其特征在于:包括燃料支板主体、燃料支板喷注块，燃料支板主体为具有单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构，两燃料支板依中心轴对称设置，通过焊接方式连接到燃料喷注块上，燃料喷注块两侧设有定位孔，通过螺栓固定在发动机上，且可在不同的试验工况中切换喷注位置；
所述燃料支板前体为楔形结构，楔角为15°，支板后体为等直段，燃料支板前体外侧竖直方向均布有三个等间距楔形突台，楔角为35°，楔形突台采用焊接的方式与支板固连；燃料喷孔位于支板上楔形突台后部等直段侧壁上，每侧壁面竖直方向分别有四个等间距的喷孔，燃料通过支板等直段上的通道进入各个喷孔；燃料支板尾部采用流向涡结构，为交错的楔形凹槽，凹槽为直角三角形体，燃料支板主体材料采用高温合金钢；
所述燃料喷注块为长方体结构，喷注块上表面设有两个螺孔用于连接燃料喷注软管，喷注块内部有燃料通道与螺孔相通，下部与燃料支板上的通道连接，形成一个整体喷注结构，燃料喷注块材料采用45#钢。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106247407A (zh) * 2016-08-15 2016-12-21 西北工业大学 一种燃料支板喷注器
CN106765311A (zh) * 2016-12-13 2017-05-31 北京航空航天大学 一种带直角三棱柱凹槽的超燃冲压燃烧室支板
CN108488833A (zh) * 2018-01-25 2018-09-04 西北工业大学 一种新型改进的燃料支板喷注器
CN109059044A (zh) * 2018-07-13 2018-12-21 湖南云顶智能科技有限公司 一种设置有脉冲点火源的支板喷注燃烧装置及点火方法
CN109915282A (zh) * 2019-04-04 2019-06-21 中国人民解放军国防科技大学 应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管
CN110805926A (zh) * 2019-11-07 2020-02-18 西安航天动力研究所 一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器
CN111878253A (zh) * 2020-07-31 2020-11-03 中国人民解放军国防科技大学 波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统
CN112177802A (zh) * 2020-09-17 2021-01-05 西北工业大学 一种适用于凝胶燃料的火箭发动机预热自击喷注器

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3386249A (en) * 1964-01-10 1968-06-04 Navy Usa Fuel injection pylons
JPH06101570A (ja) * 1992-09-17 1994-04-12 Nissan Motor Co Ltd スクラムジェットエンジン
JPH08219408A (ja) * 1995-02-08 1996-08-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超音速燃焼器
US6470672B1 (en) * 2000-07-17 2002-10-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Minimally intrusive and nonintrusive supersonic injectors for LANTR and RBCC/Scramjet propulsion systems
US20040134195A1 (en) * 2002-03-04 2004-07-15 Marc Bouchez Ramjet engine combustion chamber and ramjet engine equipped with same
US6981364B2 (en) * 2003-07-22 2006-01-03 National Aerospace Laboratory Of Japan Combine engine for single-stage spacecraft
US20080092519A1 (en) * 2006-10-18 2008-04-24 Aerojet-General Corporation, A Corporation Of The State Of Ohio Core burning for scramjet engines
CN101418956A (zh) * 2007-10-22 2009-04-29 周建兴 一种新型喷射结构的超声速燃烧室喷嘴方案

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3386249A (en) * 1964-01-10 1968-06-04 Navy Usa Fuel injection pylons
JPH06101570A (ja) * 1992-09-17 1994-04-12 Nissan Motor Co Ltd スクラムジェットエンジン
JPH08219408A (ja) * 1995-02-08 1996-08-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超音速燃焼器
US6470672B1 (en) * 2000-07-17 2002-10-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Minimally intrusive and nonintrusive supersonic injectors for LANTR and RBCC/Scramjet propulsion systems
US20040134195A1 (en) * 2002-03-04 2004-07-15 Marc Bouchez Ramjet engine combustion chamber and ramjet engine equipped with same
US6981364B2 (en) * 2003-07-22 2006-01-03 National Aerospace Laboratory Of Japan Combine engine for single-stage spacecraft
US20080092519A1 (en) * 2006-10-18 2008-04-24 Aerojet-General Corporation, A Corporation Of The State Of Ohio Core burning for scramjet engines
CN101418956A (zh) * 2007-10-22 2009-04-29 周建兴 一种新型喷射结构的超声速燃烧室喷嘴方案

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106247407A (zh) * 2016-08-15 2016-12-21 西北工业大学 一种燃料支板喷注器
CN106765311A (zh) * 2016-12-13 2017-05-31 北京航空航天大学 一种带直角三棱柱凹槽的超燃冲压燃烧室支板
CN108488833A (zh) * 2018-01-25 2018-09-04 西北工业大学 一种新型改进的燃料支板喷注器
CN109059044A (zh) * 2018-07-13 2018-12-21 湖南云顶智能科技有限公司 一种设置有脉冲点火源的支板喷注燃烧装置及点火方法
CN109915282A (zh) * 2019-04-04 2019-06-21 中国人民解放军国防科技大学 应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管
CN110805926A (zh) * 2019-11-07 2020-02-18 西安航天动力研究所 一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器
CN111878253A (zh) * 2020-07-31 2020-11-03 中国人民解放军国防科技大学 波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统
CN112177802A (zh) * 2020-09-17 2021-01-05 西北工业大学 一种适用于凝胶燃料的火箭发动机预热自击喷注器

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