CN108592085A - 一种变几何超声速燃烧室 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种变几何超声速燃烧室方案，在飞行马赫数3.0‑8.0范围内，燃烧室几何构型可变。随着飞行马赫数增加，燃烧室中心体向前平移，燃烧室容积减小，压比升高。反之，随着飞行马赫数降低，中心体向后平移，燃烧室容积增加，压比降低。防止燃烧室内压力升高向前扰动从而导致进气道不起动。

Description

一种变几何超声速燃烧室
技术领域
本发明涉及高超声速发动机领域，具体地说,涉及一种变几何超声速燃烧 室概念。
背景技术
目前，高超声速飞行器研究越来越受到各国重视，逐渐成为各航空航天大 国争先研究的热点领域。并联式TBCC组合发动机作为高超声速飞行器可选方案 之一，具有可水平起降、可重复使用等诸多优势，在加速和巡航阶段灵活调整 需求推力，具有良好的应用背景。其主要挑战之一在于涡轮发动机和超燃冲压 发动机能否实现速度和推力的有效接续。目前现货涡轮发动机的最高工作马赫 数上限通常为2.2-2.5，提高其工作上限面临诸多挑战；而超燃冲压发动机工作 马赫数下限为3.5-4.0，可以从降低高速通道工作马赫数下限的角度来考虑进行 低高速通道的速度和推力的转换。燃烧室作为超燃冲压发动机的核心部件之一， 是提高超燃冲压发动机总体性能的关键。为了获得燃烧室的高效燃烧室和高性能，通常通过燃烧组织技术和变几何结构来实现。本发明结合供油规律和调整 燃烧室结构提出了一种变几何超声速燃烧室结构。
变几何燃烧室是指通过机械调节结构改变燃烧室内流道形状和容积，实现 亚声速和超声速模下的高效稳定燃烧，以及通过前后平移改变燃烧室容积以适 应不同状态下的背压，使得超燃冲压发动机在宽马赫数下均能获得高性能。法 俄合作开展的完全变几何冲压发动机WRR，可实现在Ma＝2-12范围内工作。但其 结构复杂，密封困难。2003年，法国MBDA公司的F.Falempin等人和俄罗斯理 论与应用机械协会(Institute of Theoreticaland Applied Mechanics)的 M.Goldfeld等人提出了一种新的简单完全变几何双模态超燃冲压发动机方案 (PIAF移外罩变几何冲压发动机概念)，该方案由于下壁面可前后上下移动，给 固定装置设计及冷却结构的设计带来了困难。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种变几何超声速燃烧室；通 过电机带动平移下壁面中心体，实现不同飞行马赫数下燃烧室构型的转变来适 应不同背压避免压力扰动干扰进气道的工作，并提高燃烧室性能和燃烧效率。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:在燃烧室下壁面设置一可移 动的中心体。通过前后平移中心体改变燃烧室内型面及扩张比。以满足不同来 流条件及不同背压，并使燃烧室性能及燃烧效率得到提高。
有益效果是在飞行马赫数Ma＝3.0-8.0条件下采用变几何超声速燃烧室结构 能够有效防止燃烧室由于燃烧释热导致的静压升高迅速向前扰去，干扰进气道 的工作，导致进气道不起动。该变几何超声速燃烧室在3.0-8.0范围内能够稳 定高效燃烧，将超声速燃烧室工作下限拓宽到飞行马赫数3.0。
本发明提出的一种变几何超声速燃烧室，通过本发明提出的一种变几何超 声速燃烧室，通过平移下壁面中心体的方法控制燃烧室内型面及扩张比。实现 低马赫数状态下燃烧室正常工作。避免燃烧室在工作过程中由于燃烧产生的背 压增加向前扰动到进气道，导致进气道不起动。
本发明变几何超声速燃烧室方案，按照等动压轨道飞行马赫数3.0-8.0，高 度16-25km条件下的来流参数，调整燃烧室几何构型以满足不同条件下的要求。 燃烧室变几何构型只有一个自由度，降低了机械调节结构的复杂度。表1等动 压轨道飞行马赫数3.0-8.0状态下由固定几何进气道计算得到的燃烧室入口参 数，表2为本发明计算煤油燃料变几何超声速燃烧室的性能参数。
表1
表2
由表2可知：在飞行马赫数3.0-8.0范围内，燃烧效率η变化范围为 0.841-0.928，变化范围比较小。总压恢复系数σ变化范围为0.726-0.209，随 着飞行马赫数增加而下降。在飞行马赫数3.0-8.0范围内，燃烧室冲量增量百 分比范围在140％-21.11％区间内。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种变几何超声速燃烧室作进一步的详 细说明。
图1为本发明优化的燃烧室构型。
图2为本发明计算飞行马赫数3.0-8.0的燃烧室马赫数分布曲线。
图3为本发明计算飞行马赫数3.0-8.0的燃烧室冲量增量百分比。
图4为本发明飞行马赫数6.0,4.0,3.0状态下燃烧室二维燃烧室构型
具体实施方式：在马赫数3.0-8.0范围内燃烧室几何均为扩张型。在较低来 流速度如飞行马赫数为3.0时，下壁面中心体位于燃烧室靠后的位置，中心体 与隔离段中间存在较大的扩张空间。由于燃烧室燃烧导致的压力升高，气流通 过进气道后在隔离段形成正激波，正激波后气流减速到亚声速，燃烧室为亚燃 模态。气流在中心体拐角处通过热力学喉道加速为超音速。低飞行马赫数下， 下壁面中心体位于靠后位置，使燃烧室存在较大的扩张空间，可有效防止进气 道的不起动。随着飞行马赫数增加，下壁面可移动中心体向前移动，燃烧室容 积变小，燃烧室内亚音速燃烧区域逐渐减小，超音速燃烧区域逐渐增加。当飞 行马赫数大于6.0，进入燃烧室的气流完全为超声速来流，在超音速来流条件下 组织燃烧，燃烧室截面接近于等直-扩张通道。
马赫数为3.0时，燃烧室中心体分布为图1中虚线；马赫数为4.0时，中 心体分布为图1中点画线；马赫数为5.0时，中心体分布为图1中点线；马赫 数为6.0时，中心体分布为图1中长虚线；马赫数为7.0-8.0时，中心体分布 为图1中双点画线。
在飞行马赫数3.0-8.0范围内，燃烧室冲量增量百分比范围在140％-21.11％ 区间内，随着飞行马赫数增加，燃烧室冲量增量百分比呈降低趋势，说明飞行 马赫数越高，燃烧室越难获得冲量。

Claims (1)

1.一种变几何超声速燃烧室,其特征在于:在等动压轨道飞行马赫数3.0-8.0范围内，燃烧室下壁面可平移，燃烧室上壁面由三段不同扩张角的壁面组成，下壁面由等直段和三角形中心体组成。通过平移中心体可改变燃烧室的内型面，随着飞行马赫数增加，中心体向前平移，燃烧室容积减小，压比升高。反之，随着飞行马赫数降低，中心体向后平移，燃烧室容积增大，压比降低，有利于防止燃烧产生的压力向前扰动，引起进气道不起动。
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