CN109026442A - 激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：方转圆内收缩式进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。方转圆内收缩式进气道包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括第一壁面和第二壁面，第一壁面为平面，第二壁面为弧面，并且第一进气道段由入口至所述第二进气道段的方向逐步收缩，第二进气道段为圆筒形，混合段与第二进气道段相连通。燃料喷注器位于混合段的入口处，燃烧室与混合段相连通，且所述燃烧室不具有燃料喷注器。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

Description

激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法

技术领域

本发明涉及吸气式高超声速推进技术领域，更具体地，涉及一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法。

背景技术

高超声速推进技术是发展高超声速飞行器的核心关键技术。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行的最佳动力装置。图1是目前常规的超燃冲压发动机的结构示意图。该超燃冲压发动机包括进气道11、燃烧室12、尾喷管13。燃烧室12中具有用于喷射燃料的燃料喷注器12a。该常规的超燃冲压发动机的工作原理是高速来流进入进气道11后受到来自上壁的斜坡面的压缩，产生激波。压缩后的激波进入燃烧室12，燃烧室12前端设置的燃料喷注器12a喷射燃料，使燃料和进入燃烧室12的气体混合点火，燃烧产物通过燃烧室12后面的尾喷管12排出，产生推力。该混合点火过程以爆燃波的形式完成。爆燃波以亚声速传播，通过分子扩散或湍流运输点燃可燃气体，爆燃波的传播速度会在一定范围内连续变化。

该常规的超燃冲压发动机的缺点如下：高速气流在燃烧室内的驻留时间很短，这种缓慢的燃烧扩散导致燃料和气体在燃烧室内无法充分混合并完全燃烧，极大地影响了发动机的推进性能。如果要让燃料和气体在燃烧室内尽可能充分混合并完全燃烧，现有的方法是设计较长的燃烧室，但该方法会造成发动机的结构急剧增大，冷却系统也需要增大，会极大地影响飞行器整体性能。马赫数越大，这种影响就越显著。

公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域一般技术人员所公知的现有技术。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，其采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机的推动性能。

为实现上述目的，本发明提供了一种激波诱燃冲压发动机，所述激波诱燃冲压发动机包括：方转圆内收缩式进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。方转圆内收缩式进气道包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括构成所述第一进气道段内腔的第一壁面和第二壁面，所述第一壁面为平面，所述第二壁面为弧面，并且所述第一进气道段在由入口至所述第二进气道段的方向上逐步收缩，所述第二进气道段与所述第一进气道段相连通，所述第二进气道段为圆筒形，所述混合段与所述第二进气道段相连通。燃料喷注器位于所述混合段的入口处，所述燃料喷注器在高超声速来流到来时喷注燃料。燃烧室与所述混合段相连通，所述燃料与所述高超声速来流的混合物通过燃烧室充分燃烧，且所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通，用于排出所述燃烧室的燃烧产物从而产生推动力。

在一优选的实施方式中，所述燃料喷注器为环形悬臂式喷注器。

在一优选的实施方式中，所述混合段和所述燃烧室之间设置了环形稳焰凹槽，所述环形稳焰凹槽的前端的内径大于所述混合段的内径，并且所述环形稳焰凹槽为内径逐渐变小的结构。

在一优选的实施方式中，所述燃烧室为轴对称渐扩结构。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动机还包括：

底部整流罩，位于所述方转圆内收缩式进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部，与所述方转圆内收缩式进气道的外表面之间为弧形连接，该底部整流罩用于减少飞行器飞行过程中受到的阻力。

本发明还提供了一种激波诱燃冲压发动方法，其包括：将进气道设置为方转圆内收缩式的进气道，使其包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括构成所述第一进气道段内腔的第一壁面和第二壁面，所述第一壁面为平面，所述第二壁面为弧面，并且所述第一进气道段在由入口至所述第二进气道段的方向上逐步收缩，所述第二进气道段与所述第一进气道段相连通，所述第二进气道段为圆筒形，所述混合段与所述第二进气道段相连通；将燃料喷注器设置在所述混合段的入口处；在高超声速来流进入所述混合段时，所述燃料喷注器喷射燃料；所述高超声速来流在所述第一进气道段和所述第二进气道段被压缩，产生爆轰波，在所述混合段与所述燃料进行混合，所述燃料被点燃，以爆轰形式燃烧；燃烧物进入燃烧室进行充分燃烧，最后的燃烧产物通过尾喷管排出，产生推力。

在一优选的实施方式中，所述燃料喷注器为环形悬臂式喷注器。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：将所述混合段和所述燃烧室之间设置环形稳焰凹槽，所述环形稳焰凹槽的前端的内径大于所述混合段的内径，并且所述环形稳焰凹槽的内径逐渐变小。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：将所述燃烧室配置为轴对称渐扩结构。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：将所述进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部设置一个底部整流罩从而减小飞行器飞行过程中受到的阻力。

与现有技术相比，本发明提供的激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，至少实现了如下优点：

本发明设计了方转圆内收缩式的进气道结构，与现有的斜坡型进气道相比，可以获得更大的进气量，而且截面为圆形的发动机包围特定区域所需的燃烧室面积较小，燃料和空气在小空间内更容易混合，承受特定压力和热载荷所需的结构质量较轻，有助于提高推动性能。另外方转圆内收缩式的进气道能够对超高声速气流进行充分压缩，产生爆轰波，实行自点火以超声速传播，通过提升波后压力和密度，加速化学反应放热，导致燃烧产物热膨胀，实现高速传播，爆轰波在给定的可燃混合气体中，有唯一确定的传播速度，因此爆轰波比现有技术的爆燃波燃烧形式更加稳定，有助于燃料的更快更充分地燃烧，使得发动机的推动能力更强，并且爆轰波燃烧距离更短，激波诱导过程主导燃烧的燃烧室长度只需要进气道长度的25％-30％，这就大大缩短了燃烧室的长度，减小了燃烧室所需冷却系统的重量，有助于提高发动机的推动能力。

当然，实施本发明的任一产品必不特定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

被结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同其说明一起用于解释本发明的原理。

图1是目前常规的超燃冲压发动机的结构示意图；

图2是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的平面结构示意图；

图3是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的立体结构示意图1；

图4是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的立体结构示意图2；

图5是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的立体结构示意图3；

图6是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的主视图。

主要附图标记说明：

20-燃料喷注器，21-方转圆内收缩式进气道，22-燃烧室，23-尾喷管，24-底部整流罩，21a-第一进气道段，21b-第二进气道段，21c-混合段，210-第一壁面，211-第二壁面，22a-环形稳焰凹槽。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。

以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

本发明提出了一种激波诱燃冲压发动机，其采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，从而大大提高了发动机的推动性能。

实施例1

图2是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的平面结构示意图。

该激波诱燃冲压发动机包括：燃料喷注器20、方转圆内收缩式进气道21、燃烧室22、尾喷管23。方转圆内收缩式进气道21包括第一进气道段21a、第二进气道段21b和混合段21c，第一进气道段21a包括构成第一进气道段21a内腔的第一壁面210和第二壁面211，第一壁面210为平面，第二壁面211为弧面，并且第一进气道段21a在由入口至所述第二进气道段21b的方向上逐步收缩，第二进气道段21b与第一进气道段21a相连通，其呈圆筒形，混合段21c与第二进气道段21b相连通。燃料喷注器20位于混合段21c的入口处。燃烧室22与混合段21c相连接，燃料与高超声速来流的混合物通过燃烧室22充分燃烧，且燃烧室22不具有燃料喷注器20。

尾喷管23与燃烧室22相连接，用于排出燃烧室22的燃烧产物从而产生推动力。

其工作原理是高超声速来流进入方转圆内收缩式进气道21后，首先在方转圆内收缩式进气道21的第一进气道段21a和第二进气道段21b被充分压缩，产生爆轰波，在到达混合段21c时，燃料喷注器20喷出燃料，燃料与空气进行混合，爆轰波诱导可燃混合物燃烧，混合物以爆震形式燃烧，燃烧产物进入燃烧室22进行充分燃烧。最后的燃烧产物通过燃烧室22后面的尾喷管23排出，产生推力。

现有的超燃冲压发动机的燃料与空气的混合是在燃烧室内进行的，该激波诱燃冲压发动机的燃料喷注器20被设置在方转圆内收缩式进气道21的混合段21c的前端，使燃料和空气混合过程在方转圆内收缩式进气道21的混合段21c内完成，并且该方转圆内收缩式进气道为轴对称结构，能够拥有更大的进气量，而且截面为圆形的发动机包围特定区域所需的燃烧室面积较小，燃料和空气在小空间内更容易混合，承受特定压力和热载荷所需的结构质量较轻，并且能将超声速角区流动带来的流动问题减小到最低程度。因此该结构再无需增加燃烧室的长度，就可以使得燃料与空气的混合更加充分。

另外，该激波诱燃冲压发动机采用方转圆内收缩式进气道21，该设计能够充分利用前体使得高超声速来流被充分压缩，使得燃烧方式从爆燃形式变为爆轰形式。这种爆轰形式的燃烧，燃烧距离更短，燃烧更加充分，能够突破碳氢燃料超燃冲压发动机的马赫数上限，拓宽了飞行马赫数范围。而且能够减少气流在壁面摩擦带来的各种损失，因此这种进气道的设计大大减小了熵增和总压损失，进一步提高了发动机的推进性能。

可选地，燃料喷注器20选用环形悬臂式喷注器。环形悬臂式喷注器可以增加喷注燃料的穿透深度，提高燃料与空气的混合效果。另外，在本实施方式中，燃料喷注器20的位置没有设置在进气道的前端，这是因为在进气道前缘喷注燃料的方式，存在以下缺陷：高超声速飞行时，一定程度上改变了飞行器前体激波波系结构，使得前缘激波交汇点脱离飞行器外罩唇口，造成进气道溢流，从而降低飞行器性能；会改变进气道壁面的压力分布，增加进气道总阻；燃烧室入口上下壁面会出现激波干扰波，影响推进性能；可燃混合燃料在高温高压和复杂流动环境的情况下，存在过早点火的可能性。

由于采用方转圆的进气道设计，燃烧室22设计为轴对称结构，优选地，该燃烧室22设计为渐扩结构，是为了避免燃烧室22出口处有可能出现的热壅塞。

可选地，在该激波诱燃冲压发动机上的混合段21c和燃烧室22之间设置环形稳焰凹槽22a，环形稳焰凹槽22a的前端的内径大于混合段21c的内径，并且环形稳焰凹槽22a的内径逐渐变小。设置环形稳焰凹槽22a，既可以稳定火焰，还可以增强混合。超声速气流流过环形稳焰凹槽22a时，凹槽内部气流流速较低，形成稳定回流区，实现稳焰的功能。凹槽前壁面边界层突然扩展，会衍生出一个小涡，后壁面小扰动反射向上游传播形成充满整个凹槽的大涡。这两道偌弱激波相交反射，与主流激波相互穿透，形成激波串向下游传播。激波和边界层的互相干扰，形成激波、膨胀波交替的复杂波系，这种相互作用有助于增强混合。

可选地，该激波诱燃冲压发动机还具有底部整流罩24，用于减小飞行器飞行过程中的阻力。

为了更清楚的说明，图3～图6示出了本实施方式不同角度下的结构示意图。第一进气道段21a包括第一壁面210和第二壁面211。第二进气道段21b的截面为圆形。如图6所示，从第一进气道段21a的入口看去，入口处近似为方形结构，从第一进气道段21a逐渐向内收缩为截面为圆形的第二进气道段21b。

实施例2

在该实施方式中，激波诱燃冲压发动方法包括以下步骤：将进气道设置为方转圆内收缩式的进气道，使其包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，第一进气道段包括构成第一进气道段内腔的第一壁面和第二壁面，第一壁面为平面，第二壁面为弧面，并且第一进气道段在由入口至第二进气道段的方向上逐步收缩，第二进气道段与第一进气道段相连通，其呈圆筒形，混合段与第二进气道段相连通；将燃料喷注器设置在混合段的入口处；在高超声速来流进入混合段时，燃料喷注器喷射燃料；高超声速来流在第一进气道段和第二进气道段被压缩，产生爆轰波，在混合段与燃料进行混合，燃料被点燃，以爆轰形式燃烧；燃烧物进入燃烧室进行充分燃烧，最后的燃烧产物通过尾喷管排出，产生推力。

可选地，该激波诱燃冲压发动方法还包括：将混合段和燃烧室之间设置环形稳焰凹槽，使得环形稳焰凹槽的前端的内径大于混合段的内径，并且环形稳焰凹槽为内径逐渐变小的结构，从而稳定燃料与高超声速来流混合燃烧的火焰，以及增强燃料与高超声速来流的混合度。

可选地，该激波诱燃冲压发动方法还包括：将燃烧室配置为轴对称渐扩结构。

可选地，该激波诱燃冲压发动方法还包括：将进气道、燃烧室以及尾喷管的底部设置一个底部整流罩从而减小飞行器飞行过程中受到的阻力。

通过上述实施例可知，本发明提供的激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，至少实现了如下有益效果：

本发明设计了方转圆内收缩式的进气道结构，与现有的斜坡型进气道相比，可以获得更大的进气量，而且截面为圆形的发动机包围特定区域所需的燃烧室面积较小，燃料和空气在小空间内更容易混合，承受特定压力和热载荷所需的结构质量较轻，有助于提高推动性能。另外方转圆内收缩式的进气道能够对超高声速气流进行充分压缩，产生爆轰波，实行自点火以超声速传播，通过提升波后压力和密度，加速化学反应放热，导致燃烧产物热膨胀，实现高速传播，爆轰波在给定的可燃混合气体中，有唯一确定的传播速度，因此爆轰波比现有技术的爆燃波燃烧形式更加稳定，有助于燃料的更快更充分地燃烧，使得发动机的推动能力更强，并且爆轰波燃烧距离更短，激波诱导过程主导燃烧的燃烧室长度只需要进气道长度的25％-30％，这就大大缩短了燃烧室的长度，减小了燃烧室所需冷却系统的重量，有助于提高发动机的推动能力。

虽然已经通过例子对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上例子仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种激波诱燃冲压发动机，其特征在于，所述激波诱燃冲压发动机包括：

方转圆内收缩式进气道，其包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括构成所述第一进气道段内腔的第一壁面和第二壁面，所述第一壁面为平面，所述第二壁面为弧面，并且所述第一进气道段在由入口至所述第二进气道段的方向上逐步收缩，所述第二进气道段与所述第一进气道段相连通，所述第二进气道段为圆筒形，所述混合段与所述第二进气道段相连通；

燃料喷注器，位于所述混合段的入口处，所述燃料喷注器在高超声速来流到来时喷注燃料；

燃烧室，与所述混合段相连通，所述燃料与所述高超声速来流的混合物通过燃烧室充分燃烧，且所述燃烧室不具有所述燃料喷注器；

尾喷管，与所述燃烧室相连通，用于排出所述燃烧室的燃烧产物从而产生推动力。

2.根据权利要求1所述的激波诱燃冲压发动机，其特征在于，所述燃料喷注器为环形悬臂式喷注器。

3.根据权利要求1所述的激波诱燃冲压发动机，其特征在于，所述混合段和所述燃烧室之间设置了环形稳焰凹槽，所述环形稳焰凹槽的前端的内径大于所述混合段的内径，并且所述环形稳焰凹槽为内径逐渐变小的结构。

4.根据权利要求1所述的激波诱燃冲压发动机，其特征在于，所述燃烧室为轴对称渐扩结构。

5.根据权利要求1所述的激波诱燃冲压发动机，其特征在于，所述激波诱燃冲压发动机还包括：

底部整流罩，位于所述方转圆内收缩式进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部，与所述方转圆内收缩式进气道的外表面之间为弧形连接，该底部整流罩用于减少飞行器飞行过程中受到的阻力。

6.一种激波诱燃冲压发动方法，其特征在于，包括：

将进气道设置为方转圆内收缩式的进气道，使其包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括构成所述第一进气道段内腔的第一壁面和第二壁面，所述第一壁面为平面，所述第二壁面为弧面，并且所述第一进气道段在由入口至所述第二进气道段的方向上逐步收缩，所述第二进气道段与所述第一进气道段相连通，所述第二进气道段为圆筒形，所述混合段与所述第二进气道段相连通；

将燃料喷注器设置在所述混合段的入口处；

在高超声速来流进入所述混合段时，所述燃料喷注器喷射燃料；

所述高超声速来流在所述第一进气道段和所述第二进气道段被压缩，产生爆轰波，在所述混合段与所述燃料进行混合，所述燃料被点燃，以爆轰形式燃烧；

燃烧物进入燃烧室进行充分燃烧，最后的燃烧产物通过尾喷管排出，产生推力。

7.根据权利要求6所述的激波诱燃冲压发动方法，其特征在于，所述燃料喷注器为环形悬臂式喷注器。

8.根据权利要求6所述的激波诱燃冲压发动方法，其特征在于，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：

将所述混合段和所述燃烧室之间设置环形稳焰凹槽，所述环形稳焰凹槽的前端的内径大于所述混合段的内径，并且所述环形稳焰凹槽的内径逐渐变小。

9.根据权利要求6所述的激波诱燃冲压发动方法，其特征在于，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：

将所述燃烧室配置为轴对称渐扩结构。

10.根据权利要求6所述的激波诱燃冲压发动方法，其特征在于，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：

将所述进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部设置一个底部整流罩从而减小飞行器飞行过程中受到的阻力。