CN104654362B - 大尺度超燃冲压发动机和三维花瓣形截面燃烧室 - Google Patents

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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers

Abstract

本发明提供了一种大尺度的超燃冲压发动机和三维花瓣形截面燃烧室，该三维花瓣形截面燃烧室包括：燃料喷注段、火焰稳定段和扩张段，燃料喷注段的壁面为凸起和凹进在圆周方向上交替形成的波瓣结构，波瓣结构的凸起沿流向逐渐向中心轴线靠近，波瓣结构延续至燃料喷注段的末端形成花瓣状结构，燃烧喷注段末端的各凸起的顶点位置设有第二组喷孔，在第二组喷孔上游的各凹进的顶点位置设有第一组喷孔，以形成组合喷注。在本发明的三维花瓣形截面燃烧室，波瓣结构可以将来流空气分成数股气流，有利于燃料的喷注混合，燃烧室凸起喷注与凹进喷注组合，解决短距离的燃料均匀混合问题。另外，燃烧室中无支板，热防护约束容易实现。

Description

大尺度超燃冲压发动机和三维花瓣形截面燃烧室
技术领域
本发明涉及一种大尺度超燃冲压发动机及其所使用的燃烧室。
背景技术
大型的高超声速飞机、甚至于大型空天飞机，需要采用大尺度的超燃冲压发动机。
通常在飞行6Ma左右的圆截面燃烧室超燃冲压发动机中，燃气温度高(～2650K)，压力高(3～5atm)，热流大，而冷却用燃料流量少，使得燃烧室热防护难度极大，热防护的要求对燃烧室的设计提出了强烈的约束。
常见的采用壁面直接喷射燃料可以照顾到热防护的要求，但是难以解决穿透与混合矛盾的问题，因为采用高喷注压降、大孔喷射可以取得相对较高的穿透度，但是在横向截面上的雾化以及均匀混合受限。在大尺度的超燃冲压发动机上，一般入口直径在400mm量级以上，这一矛盾难以协调。
在核心流区插入式的喷注方式中，常见的形式有支板、斜坡、悬臂梁、三角翼等。这种类型的喷射直接将燃料喷入超声速来流的主流当中，能提供良好的燃料空间分布和混合效果，而且喷射装置的底部形成的回流区能起到一定的稳定火焰的效果。论文《Pylon Fuel InjectorDesign for a Scramjet Combustor》(AIAA paper 2007-5404)介绍了一种应用于大尺度燃烧室的支板构型，支板垂直于来流方向并且采用交错尾缘以实现燃料与空气的混合。
然而，虽然采用燃烧室内的插入式支板、三角翼或者斜坡燃料喷射，可以解决燃料射流穿透和混合的问题，但是因为这些插入式的装置直接暴露在高总温的超声速气流中，产生很高的热负荷，目前难以较好解决热防护问题。
因此，有必要提供一种大尺度超燃冲压发动机用燃烧室，以解决燃料喷射的穿透与混合的矛盾、同时兼顾热防护。
发明内容
本发明的目的在于提供一种超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，以解决燃料喷射的穿透深度和混合问题，同时兼顾燃烧室的热防护。本发明的目的还在于提供一种使用该三维花瓣形截面燃烧室的大尺度超燃冲压发动机。
为此，本发明一方面提供了一种超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，包括：燃料喷注段、火焰稳定段和扩张段，燃料喷注段的壁面为凸起和凹进在圆周方向上交替形成的波瓣结构，波瓣结构的凸起沿流向逐渐向中心轴线靠近，波瓣结构沿流向延续至燃料喷注段的末端形成花瓣状结构，燃烧喷注段末端的各凸起的顶点位置设有第二组喷孔，在第二组喷孔上游的各凹进的顶点位置设有第一组喷孔。
进一步地，上述第一组喷孔位于凸起的起始位置所在截面上。
进一步地，上述燃料喷注段末端位置设有用于形成背压回流区的凹腔火焰稳定器。
进一步地，上述凹腔火焰稳定器包括圆筒体和用于封闭圆筒体和燃烧喷注段末端之间空隙的端壁。
进一步地，上述凹腔火焰稳定器后端的火焰稳定段的截面为与燃烧喷注段末端衔接的花瓣状结构。
进一步地，上述燃料喷注段末端的花瓣状结构沿流向在火焰稳定段的整个长度上延伸。
进一步地，上述波瓣结构为中心对称的四波瓣结构。
进一步地，上述燃料喷注段的流道壁面为运用激波消除方法设计的消波壁面。
进一步地，上述消波壁面通过双向流线追踪和流线融合法获得。
根据本发明的另一方面，提供了一种大尺度超燃冲压发动机，包括燃烧室，其特征在于，燃烧室为根据上面所描述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室。
根据本发明的三维花瓣形截面燃烧室，波瓣结构可以将来流空气分成数股气流，有利于燃料的喷注混合，在燃料喷注段1的花瓣凸起处设置喷孔b，增加喷注燃料穿透深度，花瓣燃烧室凸起喷注与凹进喷注组合，解决燃料均匀混合。另外，三维花瓣形截面燃烧室中无插板，热防护约束(无论是主动冷却还是被动热防护)在燃烧室壁的设计即可实现。
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
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室的第一实施例的立体结构图；
图2是图1所示燃烧室的平面结构简图；
图3是图2所示燃烧室的左视图；
图4是图3所示燃烧室的A-A剖视图；
图5是图3所示燃烧室的B-B剖视图；
图6是图4所示燃烧室的局部C放大示意图；
图7是图5所示燃烧室的局部D放大示意图；
图8是图2所示燃烧室E‐E截面处的端面示意图；
图9是图2所示燃烧室F‐F截面处的端面示意图；
图10是图2所示燃烧室G‐G截面处的端面示意图；
图11是图2所示燃烧室H‐H截面处的端面示意图；
图12是根据本发明的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室的第二实施例的立体结构图；
图13是图12所示燃烧室的平面结构简图；
图14是图13所示燃烧室的左视图；
图15是图14所示燃烧室的A-A剖视图；
图16是图14所示燃烧室的B-B剖视图；
图17是图13所示燃烧室E‐E截面处的端面示意图；
图18是图13所示燃烧室F‐F截面处的端面示意图；
图19是图13所示燃烧室G‐G截面处的端面示意图；
图20是图13所示燃烧室H‐H截面处的端面示意图；
图21是图13所示燃烧室I‐I截面处的端面示视图；以及
图22至图24是图1所示燃烧室Ma＝2，3，3.5的条件下的流场马赫数分布，其中，仅示出了1/4截面的流道型面。
附图标记说明
1、燃料喷注段； 2、火焰稳定段；
3、扩张段； 11、入口；
12、凸起； 13、凹进；
14、第一组喷孔； 15、第二组喷孔；
4、凹腔火焰稳定器； 41、圆筒体；
42、端壁。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1至图11示出了根据本发明三维花瓣形截面燃烧室的形状和结构。如图1至图11所示，本发明的三维花瓣形截面燃烧室的形状和结构，其包括：燃料喷注段1、火焰稳定段2和扩张段3。
其中，该燃料喷注段的壁面为凸起12和凹进13在圆周方向上交替排列形成的波瓣结构，其中，此波瓣结构在保证面积扩张率的基础上沿流向逐渐发展，在燃料喷注段的出口附近、火焰稳定段2的位置处形成花瓣形截面，在燃料喷注段1的花瓣凸起12处设置第二组喷孔15，并结合在燃料喷注段1内上游设置第一组喷孔14，形成组合喷注。
在本发明中，相对于燃烧室的圆形入口向内突出的壁面称为凸起，而连接相邻两个凸起的称为凹进。
根据本发明的三维花瓣形截面燃烧室，波瓣结构可以将来流空气分成数股气流，有利于燃料的喷注混合，在燃料喷注段1的花瓣凸起处设置第二组喷孔15，增加喷注燃料穿透深度，花瓣燃烧室凸起喷注与凹进喷注组合，解决燃料均匀混合。本发明的燃烧室壁面是曲线壁面，具有连续变化、曲率低特点，可以将热防护约束(无论是主动冷却还是被动热防护)很好的在燃烧室壁的设计中实现。
图2是图1所示燃烧室的平面结构简图，图3是图2所示燃烧室的左视图，如图3所示，燃烧室的燃料喷注段1的入口11为圆形，其中，四个凸起12在圆形的内部伸出一定距离。
图4是图3所示燃烧室的A-A剖视图，即在凸起12的顶点处剖切，凸起12在燃料喷注段1的入口附近形成，沿流向逐渐向中心靠近，并且到燃料喷注段的末端处凸起12的伸入深度达到最大值，之后在火焰稳定段保持该伸入深度，之后沿流向逐渐远离中心轴线直至凸起消失。
图5是图3所示燃烧室的B-B剖视图，即在凹进13的凹进顶点处剖切，结合图4和图5可见，燃料喷注段1上有两组喷孔，第一组喷孔14位于凸起12的起点位置所在截面中的凹进的顶点位置，并且第二组喷孔15位于凸起12伸入到最大深度时的位置。
图6是图4所示燃烧室的局部C放大示意图，图7是图5所示燃烧室的局部D放大示意图。如图6和图7所示，第一组喷孔14位于凹进13的顶点处，第二组喷孔15位于凸起12的顶点处。
图8是图2所示燃烧室E‐E截面处的端面示意图，如图8所示，该剖切处位于第一组喷孔所在位置，即凸起12的起点位置附近。图9是图2所示燃烧室F‐F截面处的端面示意图，如图9所述，该剖切处位于第二组喷孔所在的位置，即凸起12达到最大伸入深度时的位置，图10是图2所示燃烧室G‐G截面处的端面示意图，如图10所示，该剖切处位于火焰稳定段。图11是图2所示燃烧室H‐H截面处的端面示意图，如图11所示，该剖切处位于扩张段的位置，其中，凸起逐渐向圆形出口收拢。
在本发明的上述实施例中，波瓣结构为四波瓣结构。在一其他实施例中为三波瓣结构，在另一实施例中为五波瓣结构。
其中，火焰稳定段为花瓣状结构，由燃料喷注段1的波瓣结构在保证面积扩张率的基础上沿流向发展形成。
其中，扩张段的尾端为圆形截面，用于与尾喷管的衔接，火焰稳定段的花瓣状结构在发展至扩张段时凸起逐渐收拢，最终为圆截面。
在本发明中，燃烧室的流道型面为经过消波设计和/或实验修正的消波壁面，以减少或消除激波损失。
优选地，本发明的燃烧器的流道型面通过双向流线追踪和流线融合法获得。在宽入口马赫数范围，流场内不存在明显的激波结构，内部流动损失小。图22至图24是图1所示的燃烧室依次在Ma＝2，3，3.5的条件下的流场马赫数分布，由于4个波瓣相同，因此仅以包含1个波瓣的1/4圆截面示出，从图22至图24中可以看出，针对宽的马赫数范围，花瓣形截面燃烧室流场内不存在明显的激波结构，内部流动损失小。
以下是通过双向流线追踪和流线融合法得到的流道型面的三维花瓣截面燃烧室与同面积扩张率圆截面燃烧室的总压损失对比表。
类型 入口马赫数 出口总压恢复
圆形 2.0 0.9525
花瓣形 2.0 0.9437
圆形 3.0 0.9361
花瓣形 3.0 0.9239
圆形 3.5 0.9255
花瓣形 3.5 0.9127
图12至图21示出了本发明的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室的第二实施例的形状和结构。
结合参照图12至图21，第二实施例与第一实施例在燃料喷注段结构和形状相同，第二实施例与第一实施例不同之处在于，在燃料喷注段的末端设有凹腔火焰稳定器4。
在燃烧室内针对高超声速飞行的低马赫数条件该凹腔火焰稳定器4，形成背风回流区实现火焰稳定，实现在低总温条件下的燃烧室火焰稳定。
下面对凹腔火焰稳定器4的形状和构造进行详细说明。
如图12至图16所示，凹腔火焰稳定器4包括位于燃料喷注段1末端的圆筒体41，圆筒体41的外径基本或略大于燃料喷注段1的末端的外切圆的直径，并且燃料喷注段1与圆筒体41之间的空隙采用端壁42封闭，进而形成凹腔火焰稳定器4。
如图17所示，E-E截面为第一组喷孔所在的位置，如图18所示，F-F截面为第二组喷孔所在的位置，如图19所示，G-G截面位于凹腔火焰稳定器4上，从图19中可以看出，该凹腔火焰稳定器4所在的位置未形成花瓣状结构。如图20所示，H-H截面位于火焰稳定段，该火焰稳定段的壁面为花瓣状结构，该花瓣状结构与燃料喷注段末端的花瓣状结构相同。如图21所示，I-I截面在扩张段，其中，凸起逐渐向圆形出口收拢。
根据本发明第二实施例的大尺度超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室的具有以下特点：
1、三维花瓣形截面在低损失同时具有燃料喷注、混合的巨大优势，利用凸起及凹进的合适位置的组合喷注，可以实现短距离上的均匀混合；
2、在花瓣凸起设置背风回流区比支板等装置的回流区大，产生更好的核心流区火焰稳定效果；
3、三维花瓣形截面的曲壁面，曲率低且光滑过渡，可以将已有的主动冷却热防护、被动热防护技术很好的应用；
4、通过有旋特征线法、双向流线追踪和流线融合法形成的流道型面变换，在宽入口马赫数范围，流场内不存在明显的激波结构，内部流动损失小。
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 (10)

1.一种超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，包括：燃料喷注段(1)、火焰稳定段(2)和扩张段(3)，其特征在于，所述燃料喷注段(1)的壁面为凸起(12)和凹进(13)在圆周方向上交替形成的波瓣结构，所述波瓣结构的所述凸起(12)沿流向逐渐向中心轴线靠近，所述波瓣结构沿流向延续至所述燃料喷注段(1)的末端形成花瓣状结构，所述燃烧喷注段末端的各凸起(12)的顶点位置设有第二组喷孔(15)，在所述第二组喷孔(1)上游的各凹进(13)的顶点位置设有第一组喷孔(14)。
2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述第一组喷孔(14)位于所述凸起(12)的起始位置所在截面上。
3.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述燃料喷注段(1)末端位置设有用于形成背压回流区的凹腔火焰稳定器(4)。
4.根据权利要求3所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述凹腔火焰稳定器(4)包括圆筒体(41)和用于封闭所述圆筒体(41)和所述燃烧喷注段(1)末端之间空隙的端壁(42)。
5.根据权利要求4所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述凹腔火焰稳定器(4)后端的火焰稳定段(2)的截面为与所述燃烧喷注段(1)末端衔接的花瓣状结构。
6.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述燃料喷注段(1)末端的花瓣状结构沿流向在所述火焰稳定段(2)的整个长度上延伸。
7.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述波瓣结构为中心对称的四波瓣结构。
8.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述燃料喷注段(1)的流道壁面为运用激波消除方法设计的消波壁面。
9.根据权利要求8所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，其特征在于，所述消波壁面通过双向流线追踪和流线融合法获得。
10.一种大尺度超燃冲压发动机，包括燃烧室，其特征在于，所述燃烧室为根据权利要求1至9中任一项所述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室。
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