CN108592085B - 一种变几何超声速燃烧室 - Google Patents

一种变几何超声速燃烧室 Download PDF

Info

Publication number
CN108592085B
CN108592085B CN201810192609.1A CN201810192609A CN108592085B CN 108592085 B CN108592085 B CN 108592085B CN 201810192609 A CN201810192609 A CN 201810192609A CN 108592085 B CN108592085 B CN 108592085B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion chamber
mach number
variable geometry
combustor
wall surface
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201810192609.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108592085A (zh
Inventor
李建平
沈荻
陈亮
宋文艳
金荣嘉
焦贵谦
周凤宇
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.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical 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 Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201810192609.1A priority Critical patent/CN108592085B/zh
Publication of CN108592085A publication Critical patent/CN108592085A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108592085B publication Critical patent/CN108592085B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)

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 Theoretical andApplied 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
Figure GDA0002641307210000021
表2
Figure GDA0002641307210000031
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，角度由前到后依次为5.4°、7°、6°，下壁面由等直段和三角形中心体组成，所述等直段的长度为250mm，燃烧室入口高度30mm，总长度1200mm；所述变几何超声速燃烧室上壁面设置3处供油，燃烧效率变化范围为0.841-0.928。
CN201810192609.1A 2018-03-09 2018-03-09 一种变几何超声速燃烧室 Expired - Fee Related CN108592085B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810192609.1A CN108592085B (zh) 2018-03-09 2018-03-09 一种变几何超声速燃烧室

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810192609.1A CN108592085B (zh) 2018-03-09 2018-03-09 一种变几何超声速燃烧室

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108592085A CN108592085A (zh) 2018-09-28
CN108592085B true CN108592085B (zh) 2020-10-16

Family

ID=63625852

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810192609.1A Expired - Fee Related CN108592085B (zh) 2018-03-09 2018-03-09 一种变几何超声速燃烧室

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108592085B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113137634B (zh) * 2021-06-02 2022-04-26 厦门大学 一种变结构双模态冲压燃烧室

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100430584C (zh) * 2007-03-22 2008-11-05 南京航空航天大学 定几何超声速或高超声速可调进气道
CN102748135B (zh) * 2012-07-29 2013-12-25 西北工业大学 一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法
CN104863715B (zh) * 2015-04-16 2016-08-17 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
CN107013334B (zh) * 2017-02-17 2018-06-12 北京动力机械研究所 一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108592085A (zh) 2018-09-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10690089B2 (en) TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket
CN105156227B (zh) 一种预冷吸气式变循环发动机
US20200025022A1 (en) Dual-mode plug nozzle
CN112228246B (zh) 一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用
CN110541773B (zh) 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法
CN109779783B (zh) 一种具有涵道比自主调节能力的涡扇发动机
SE542641C2 (sv) A New Ramjet Engine
CN108592085B (zh) 一种变几何超声速燃烧室
CN106168185A (zh) 空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法
Meng et al. High-level power extraction from adaptive cycle engine for directed energy weapon
CN112211753A (zh) 一种新型的火箭发动机尾喷管喉部结构
CN113153577B (zh) 一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机
CN113864082B (zh) 一种航空喷气式发动机
CN116291952A (zh) 一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机
JP2009057955A (ja) 超音速機用インタータービン・バイパス可変サイクルエンジン
CN101576021A (zh) 一种螺旋式推力发动机
CN114934861A (zh) 一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机
Whurr Propulsion system concepts and technology requirements for quiet supersonic transports
CN113868770A (zh) 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法
CN108252820B (zh) 利用气流换热增加推力的尾喷管
CN114320660B (zh) 一种基于轴向超音来流变几何风扇的宽速域冲压发动机
Kentfield Regenerative turbofans-A comparison with nonregenerative units
CN103726954A (zh) 一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭t型布局
CN108678873A (zh) 一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案
JP2002054503A (ja) 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20201016

Termination date: 20210309

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee