CN109028151A - 多室旋转爆轰燃烧器 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及一种用于推进系统的旋转爆轰燃烧系统，所述旋转爆轰燃烧系统包括沿周向方向相邻布置的多个燃烧器。每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁。每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积。每个燃烧器界定多个喷嘴组件，每个喷嘴组件围绕每个燃烧器中心线以相邻布置设置在燃烧入口处。每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，并且每个喷嘴组件界定合流‑分流喷嘴。燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与第一体积不同的第二体积。

Description

多室旋转爆轰燃烧器
技术领域
本主题整体涉及一种推进系统中的连续爆轰系统。
背景技术
许多诸如燃气涡轮发动机的推进系统都是基于布雷顿循环(Brayton Cycle)，其中空气被绝热压缩，在恒定压力下加热，产生的热气体在涡轮机中膨胀，并且在恒定压力下排热。超出驱动压缩系统所需的能量随后可用于推进或其他工作。这种推进系统一般依靠爆燃燃烧(deflagrative combustion)来燃烧燃料/空气混合物，并且产生在燃烧室内以相对低速和恒定压力行进的燃烧气体产物。尽管基于布雷顿循环的发动机通过稳定提高部件效率以及增加压力比和峰值温度而达到了较高水平的热力效率，但仍需进一步改进。
因此，通过修改发动机架构使得燃烧以连续或脉冲模式的爆轰形式发生，已经寻求到发动机效率的改进。脉冲模式设计涉及一个或多个爆轰管，而连续模式是基于几何形状，典型地为环形，单个或多个爆轰波在所述几何形状中旋转。对于这两种类型的模式，高能点火皆引爆燃料/空气混合物，进而转变成爆轰波(即，紧密连接到反应区的快速移动冲击波)。爆轰波相对于反应物的声速以大于声速的马赫数范围(例如，4至8马赫)传播。燃烧产物以相对于爆轰波的声速和显著升高的压力跟随爆轰波。此类燃烧产物随后可以通过喷嘴排出以产生推力或旋转涡轮机。
然而，具体而言，推进系统和旋转爆轰燃烧系统一般被设计或优化成系统最有效或可操作的特定操作条件或设计点(例如，航空设计点)。在此类设计点之外或超出此类设计点，旋转爆轰燃烧系统可能是无法接受的低效或不可操作的，诸如固定化学计量的胞格尺寸(cell size)跨压力和温度范围变化大约20倍(例如，从最低操作条件到最高操作条件)，从而限制了旋转爆轰燃烧系统的应用，或者由于设计点过度低效而在某些设计点抵消了旋转爆轰燃烧系统的效率。
因此，需要一种跨多个操作条件提供效率和可操作性的推进系统和旋转爆轰燃烧系统。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下说明中阐明，或根据所述说明可显而易见，或可以通过实践本发明了解到。
本申请涉及一种用于推进系统的旋转爆轰燃烧系统。旋转爆轰燃烧系统界定径向方向、周向方向和与沿纵向方向延伸的推进系统共同的纵向中心线。旋转爆轰燃烧系统包括沿周向方向相邻布置的多个燃烧器。每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁。每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积。每个燃烧器界定多个喷嘴组件，每个喷嘴组件围绕每个燃烧器中心线以相邻布置设置在燃烧入口处。每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，并且每个喷嘴组件界定合流-分流喷嘴。燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与第一体积不同的第二体积。
在旋转爆轰燃烧系统的各种实施例中，燃烧器的第一阵列和燃烧器的第二阵列各自沿周向方向交替相邻布置。在一个实施例中，多个燃烧器进一步界定燃烧器的第三阵列或更多个阵列，燃烧器的所述第三阵列或更多个阵列与燃烧器的第一阵列和燃烧器的第二阵列一起沿周向方向交替相邻布置。
在又各种实施例中，燃烧器的第一阵列和燃烧器的第二阵列各自沿径向方向相邻布置，并且燃烧器的第一阵列沿周向方向在距纵向中心线第一半径处相邻布置，并且其中燃烧器的第二阵列沿周向方向在距纵向中心线第二半径处相邻布置。在一个实施例中，多个燃烧器进一步界定第三多个燃烧器或更多个燃烧器，所述第三多个燃烧器或更多个燃烧器与燃烧器的第一阵列和燃烧器的第二阵列一起沿径向方向相邻布置，其中第三多个燃烧器或更多个燃烧器中的每一个在距纵向中心线第三半径或更多处以周向布置来界定。
在一个实施例中，燃烧器的第一阵列界定第一体积，所述第一体积配置成产生特定于最低稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
在另一实施例中，燃烧器的第二阵列界定第二体积，所述第二体积配置成产生特定于最高稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
在又一实施例中，燃烧器的第三阵列界定燃烧室的第三体积，所述第三体积配置成产生特定于中间稳态或瞬态操作条件的爆轰胞格宽度。
在各种实施例中，旋转爆轰燃烧系统进一步包括旋转爆轰燃烧器入口，所述旋转爆轰燃烧器入口配置成将氧化剂流引导至燃烧器的多个阵列中的一个或多个。在一个实施例中，旋转爆轰燃烧器入口包括一个或多个铰接入口壁，所述铰接入口壁配置成将氧化剂流引导至燃烧器的阵列。
在又各种实施例中，旋转爆轰燃烧系统进一步包括旋转爆轰燃烧器出口，所述旋转爆轰燃烧器出口配置成将燃烧气体流从燃烧器的阵列引导至排气部分。在一个实施例中，旋转爆轰燃烧器出口包括一个或多个铰接出口壁，所述铰接出口壁配置成将燃烧气体流从燃烧器的单个阵列引导至排气部分。
在另一实施例中，每个燃烧器包括中心体，所述中心体界定每个燃烧室的内壁；和燃料喷射口，所述燃料喷射口界定位于喷嘴入口与喷嘴出口之间的燃料出口，用于将燃料提供至通过喷嘴入口接收的氧化剂流。
在又一实施例中，将旋转爆轰燃烧系统配置成将燃料顺序地提供至燃烧器的多个阵列。
本申请进一步涉及一种推进系统，所述推进系统界定径向方向、纵向方向和周向方向，其中纵向中心线沿纵向方向延伸，并且所述推进系统界定上游端和下游端。推进系统包括入口部分，所述入口部分位于氧化剂流入的上游端处。推进系统进一步包括旋转爆轰燃烧系统，所述旋转爆轰燃烧系统位于入口部分的下游；和排气部分，所述排气部分位于旋转爆轰燃烧系统的下游。
在推进系统的一个实施例中，旋转爆轰燃烧系统进一步界定燃烧器的第三阵列或更多个燃烧器，其中燃烧器的第三阵列各自界定每个燃烧器的燃烧室的第三体积，并且将第三阵列配置成产生特定于中间稳态或瞬态操作条件的爆轰胞格宽度。
在推进系统的另一实施例中，旋转爆轰燃烧系统的燃烧器的第一阵列界定第一体积，所述第一体积配置成产生特定于最低稳态操作条件的爆轰胞格宽度。在又一实施例中，燃烧器的第二阵列界定第二体积，所述第二体积配置成产生特定于最高稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
在推进系统的又一些实施例中，旋转爆轰燃烧系统进一步包括旋转爆轰燃烧器入口，所述旋转爆轰燃烧器入口配置成将氧化剂流从入口部分引导至燃烧器的多个阵列中的一个或多个。
在推进系统的又一实施例中，旋转爆轰燃烧系统进一步包括旋转爆轰燃烧器出口，所述旋转爆轰燃烧器出口配置成将燃烧气体流从燃烧器的阵列引导至排气部分。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于推进系统的旋转爆轰燃烧系统，所述旋转爆轰燃烧系统界定径向方向、周向方向和与沿纵向方向延伸的所述推进系统共同的纵向中心线，所述旋转爆轰燃烧系统包括：多个燃烧器，所述多个燃烧器沿所述周向方向相邻布置，其中每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且其中每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁，其中每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积，并且进一步地其中每个燃烧室界定多个喷嘴组件，每个所述喷嘴组件围绕每个燃烧室中心线以相邻布置设置在所述燃烧入口处，并且其中每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，其中每个喷嘴组件界定合流-分流喷嘴，并且其中燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与所述第一体积不同的第二体积。
本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列各自沿所述周向方向交替相邻布置。
本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述多个燃烧器进一步界定燃烧器的第三阵列或更多个阵列，所述燃烧器的第三阵列或更多个阵列与所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列一起沿所述周向方向交替相邻布置。
本申请技术方案4涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列各自沿所述径向方向相邻布置，并且所述燃烧器的第一阵列沿所述周向方向在距所述纵向中心线第一半径处相邻布置，并且其中所述燃烧器的第二阵列沿所述周向方向在距所述纵向中心线第二半径处相邻布置。
本申请技术方案5涉及根据技术方案4所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述多个燃烧器进一步界定第三多个或更多个燃烧器，所述第三多个或更多个燃烧器与所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列一起沿所述径向方向相邻布置，并且其中所述第三多个或更多个燃烧器中的每一个在距所述纵向中心线第三半径或更大半径处以周向布置来界定。
本申请技术方案6涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列界定所述第一体积，所述第一体积被配置成产生特定于最低稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案7涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第二阵列界定所述第二体积，所述第二体积被配置成产生特定于最高稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案8涉及根据技术方案3所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第三阵列界定所述燃烧室的第三体积，所述第三体积被配置成产生特定于中间稳态或瞬态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案9涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，进一步包括旋转爆轰燃烧器入口，所述旋转爆轰燃烧器入口被配置成将氧化剂流引导至所述燃烧器的多个阵列中的一个或多个。
本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述旋转爆轰燃烧器入口包括一个或多个铰接入口壁，所述铰接入口壁被配置成将所述氧化剂流引导至燃烧器的阵列。
本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，进一步包括旋转爆轰燃烧器出口，所述旋转爆轰燃烧器出口被配置成将燃烧气体流从所述燃烧器的阵列引导至排气部分。
本申请技术方案12涉及根据技术方案11所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述旋转爆轰燃烧器出口包括一个或多个铰接出口壁，所述铰接出口壁被配置成将所述燃烧气体流从燃烧器的单个阵列引导至所述排气部分。
本申请技术方案13涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中每个燃烧器包括：中心体，所述中心体界定每个燃烧室的内壁；和燃料喷射口，所述燃料喷射口界定位于所述喷嘴入口与所述喷嘴出口之间的燃料出口，以用于将燃料提供至通过所述喷嘴入口接收的所述氧化剂流。
本申请技术方案14涉及根据技术方案1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中将所述旋转爆轰燃烧系统配置成将燃料顺序地提供至所述燃烧器的多个阵列。
本申请技术方案15涉及一种推进系统，所述推进系统界定径向方向、纵向方向和周向方向，其中纵向中心线沿所述纵向方向延伸，并且其中所述推进系统界定上游端和下游端，所述推进系统包括：入口部分，所述入口部分位于氧化剂流入的所述上游端处；旋转爆轰燃烧(RDC)系统，所述旋转爆轰燃烧(RDC)系统位于所述入口部分的下游，并且包括多个燃烧器，所述多个燃烧器沿所述周向方向相邻布置，其中每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且其中每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁，其中每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积，并且进一步地其中每个燃烧室界定多个喷嘴组件，每个所述喷嘴组件围绕每个燃烧室中心线以相邻布置设置在所述燃烧入口处，并且其中每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，其中每个喷嘴组件界定合流-分流喷嘴，并且其中燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与所述第一体积不同的第二体积；和排气部分，所述排气部分位于所述RDC系统的下游。
本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的推进系统，其中所述RDC系统进一步界定燃烧器的第三阵列或更多个阵列，并且其中所述燃烧器的第三阵列各自界定每个燃烧器的所述燃烧室的第三体积，并且其中将所述第三阵列被配置成产生特定于中间稳态或瞬态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案17涉及根据技术方案15所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列界定所述第一体积，所述第一体积被配置成产生特定于最低稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案18涉及根据技术方案15所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第二阵列界定所述第二体积，所述第二体积被配置成产生特定于最高稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
本申请技术方案19涉及根据技术方案15所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述RDC系统进一步包括旋转爆轰燃烧器入口，所述旋转爆轰燃烧器入口被配置成将氧化剂流从所述入口部分引导至所述燃烧器的多个阵列中的一个或多个。
本申请技术方案20涉及根据技术方案15所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述RDC系统进一步包括旋转爆轰燃烧器出口，所述旋转爆轰燃烧器出口被配置成将燃烧气体流从所述燃烧器的阵列引导至所述排气部分。
参考以下具体说明和所附权利要求书可以更深入地了解本发明的这些以及其他特点、方面和优点。附图并入本说明书并构成本说明书的一部分，所述附图图示了本发明的各实施例，并与具体说明一起解释本发明的原理。
附图说明
本说明书参考附图，针对所属领域一般技术人员，完整且可实现地详细公开了本发明，包含其最佳模式，其中：
图1是根据本申请的一个示例性实施例的推进系统的示意图；
图2是根据本申请的一个示例性实施例的旋转爆轰燃烧系统的横截面周向视图；
图3是根据本申请的另一示例性实施例的旋转爆轰燃烧系统的横截面周向视图；
图4是图1至图3的示例性旋转爆轰燃烧系统的轴向视图；
图5是根据本申请的又一示例性实施例的旋转爆轰燃烧系统的横截面周向视图；
图6是图5的示例性旋转爆轰燃烧系统的轴向视图；
图7是根据本申请的示例性实施例的图1至图3的示例性旋转爆轰燃烧系统的喷嘴的特写轴向横截面视图；
图8是图1至图3的示例性旋转爆轰燃烧系统的单个燃烧室的透视图；
图9是图1至图6的旋转爆轰燃烧系统的单个燃烧器的一个示例性实施例的横截面周向视图；
图10是图1至图6的旋转爆轰燃烧系统的单个燃烧器的另一示例性实施例的横截面周向视图；
图11是图1至图8所示的旋转爆轰燃烧系统的一个示例性实施例的轴向横截面视图；
图12是图1至图8所示的旋转爆轰燃烧系统的另一示例性实施例的轴向横截面视图；
图13是图1至图8所示的旋转爆轰燃烧系统的又一示例性实施例的轴向横截面视图；和
图14是图1至图8所示的旋转爆轰燃烧系统的又一示例性实施例的轴向横截面视图；
具体实施方式
现在将详细参考本发明的各项实施例，附图中示出了本发明实施例的一个或多个示例。具体实施方式中使用数字和字母标识来指代附图中的特征。附图和说明中类似或相同的标识用于指代本发明的类似或相同的部分。
本专利申请文件所用的术语“第一”、“第二”以及“第三”可以互换使用以区分不同部件，并且这些术语并不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“向前”和“向后”是指推进系统或运载工具内的相对位置，并且指的是推进系统或运载工具的正常操作姿态。例如，关于推进系统，向前是指靠近推进系统入口的位置，而向后是指靠近推进系统喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自方向，以及“下游”是指流体流向方向。
除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。
本说明书全文和权利要求书中所用的近似语言可以用于修饰能够合理改变而不改变相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可能指的是在10％的边界内。
在此处以及说明书及权利要求书的各处中，组合和互换范围限制，除非上下文或语言另作说明，否则此类范围表示说明并且包括其中包含的所有子范围。例如，本说明书公开的所有范围都包括端点，并且端点可以彼此独立地组合。
大致提供跨多个操作条件提供效率和可操作性的推进系统和旋转爆轰燃烧(RDC)系统的实施例。本说明书大致提供的实施例使得跨界定RDC系统处的多个压力和温度的多个操作条件实现旋转爆轰燃烧系统的一个或多个燃烧室中的期望的或最佳的爆轰胞格宽度和/或胞格数量。本说明书大致提供的实施例包括多个燃烧器，所述多个燃烧器配置成为RDC系统和推进系统的多个操作条件提供期望的或最佳的爆轰胞格宽度和/或数量。因此，RDC系统和推进系统可以大致提供改进的比燃料消耗率和燃料燃烧，同时也改善燃烧稳定性、排放、稀薄喷射减轻和推进系统可操作性。
现在参照附图，图1描绘根据本发明的一个示例性实施例的包括旋转爆轰燃烧系统100(“RDC系统”)的推进系统。对于图1的实施例，推进系统102大致包括入口部分104和排气部分106，其中RDC系统100位于入口部分104的下游和排气部分106的上游。推进系统102界定纵向方向L和径向方向R。纵向中心线116沿纵向方向L延伸穿过推进系统102，并且是出于说明目的而提供。在各种实施例中，推进系统102界定燃气涡轮发动机、冲压式喷气发动机或其他推进系统，其包括产生提供推进推力或机械能输出的燃烧产物的燃料-氧化剂燃烧器。在界定燃气涡轮发动机的推进系统102的实施例中，入口部分104包括界定一个或多个压缩机的压缩机部分，所述压缩机产生氧化剂流至RDC系统100。入口部分104可以大致将氧化剂流131导向至RDC系统100。入口部分104可以在氧化剂进入RDC系统100之前进一步压缩氧化剂。界定压缩机部分的入口部分104可以包括旋转压缩机翼型件的一个或多个交替级。在其他实施例中，入口部分104可以大致界定从上游端到接近RDC系统100的下游端的递减横截面面积。
如将在下文进一步详细论述的，氧化剂流的至少一部分与燃料163(图5中示出)混合以产生燃烧产物138。燃烧产物138向下游流到排气部分106。在各种实施例中，排气部分106可以大致界定从接近RDC系统100的上游端到推进系统102的下游端的递增横截面面积。燃烧产物138的膨胀大致提供推进推进系统102所连接到的设备的推力，或者将机械能提供至进一步连接到风扇部分、发电机或二者的一个或多个涡轮机。因此，排气部分106可以进一步界定燃气涡轮发动机的涡轮部分，其包括旋转涡轮机翼型件的一个或多个交替的排或级。燃烧产物138可以通过例如排气喷嘴135从排气部分106流出以产生推进系统102的推力。
应理解，在界定燃气涡轮发动机的推进系统102的各种实施例中，由燃烧产物产生的排气部分106内的涡轮机(一个或多个)的旋转通过一个或多个轴或线轴110传递以驱动入口部分104内的压缩机(一个或多个)。在各种实施例中，入口部分104可以进一步界定风扇部分，诸如用于涡轮风扇发动机配置，以便推动空气越过RDC系统100和排气部分106外部的旁路流动路径。燃烧产物可以随后通过例如排气喷嘴135从排气部分106流出以产生推进系统102的推力。
应将理解，仅以示例方式提供图1中示意性描绘的推进系统102。在某些示例性实施例中，推进系统102可以包括入口部分104内的任何合适数量的压缩机、排气部分106内的任何合适数量的涡轮机，并且进一步可以包括适于机械地连接压缩机(一个或多个)、涡轮机(一个或多个)和/或风扇的任意数量的轴或线轴110。类似地，在其他示例性实施例中，推进系统102可以包括任何合适的风扇部分，其中风扇以任何合适的方式由排气部分106驱动。例如，在某些实施例中，风扇可以直接连接到排气部分106内的涡轮机，或者可选地，可以由排气部分106内的涡轮机跨过减速齿轮箱驱动。另外，风扇可以是可变间距风扇、固定间距风扇、导管风扇(即，推进系统102可以包括围绕风扇部分的外舱)、无导管风扇，或者可以具有任何其他合适的配置。
此外，也应理解，RDC系统100可以进一步并入任何其他合适的航空推进系统中，例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、冲压式喷气发动机、超燃冲压发动机等。此外，在某些实施例中，RDC系统100可以并入非航空推进系统中，诸如陆基或海基发电系统。此外，在某些实施例中，RDC系统100可以并入任何其他合适的推进系统中，诸如火箭或导弹发动机。对于后面的一个或多个实施例，推进系统可以不包括入口部分104中的压缩机或排气部分106中的涡轮机。
现参照图2至图3，大致提供横截面视图，这些横截面视图提供RDC系统100的示例性实施例的周向视图。RDC系统100包括围绕推进系统102的纵向中心线116沿周向方向C以相邻布置设置的多个燃烧器112。每个燃烧器112界定燃烧器中心线115，其中每个燃烧器中心线115将每个燃烧器112围绕推进系统102的纵向中心线116以周向布置设置。每个燃烧器112包括界定大致圆柱形围壁外壳的外壁118。作为非限制性示例，外壁118将每个燃烧器112界定为罐式燃烧器。
在RDC系统100的一个实施例中，诸如图2中大致提供的，大致在与纵向中心线116近似共同的半径处以相邻周向布置安置多个燃烧器112。例如，多个燃烧器112中的每个燃烧器中心线115布置在与纵向中心线116近似相等的半径处。如下文进一步描述为不同阵列(例如，第一阵列166、第二阵列168、第三阵列170、第N阵列等)，多个燃烧器112的各种实施例各自交替并且距纵向中心线116第一半径以相邻周向布置来设置。
在RDC系统100的另一实施例中，诸如图3中大致提供的，以相邻周向布置和进一步以径向布置设置多个燃烧器112中的每一个。例如，在距纵向中心线116第一半径处设置第一阵列166；在距纵向中心线116第二半径处设置第二阵列168，第二半径与第一半径不同；并且在距纵向中心线116第三半径处设置第三阵列170，第三半径与第一半径和第二半径不同。在其他实施例中，可以在距纵向中心线116第N半径处设置第N阵列，第N半径与其他半径(例如，第一半径、第二半径……第N半径等)不同。
参照图4，在由外壁118界定的每个围壁外壳内界定有燃烧室122、接近喷嘴组件128的燃烧室入口124和燃烧室出口126。喷嘴组件128将氧化剂和燃料的流混合物提供至燃烧室122，其中这种混合物被燃烧/引爆以在其中产生燃烧产物，并且更具体来说是如下文将更详细解释的爆轰波130。燃烧产物通过燃烧室出口126排出。每个燃烧室122界定宽度或环形间隙121和燃烧室长度123。环形间隙121和燃烧室长度123共同界定每个燃烧室122的体积。环形间隙121和燃烧室长度123各自至少部分地确定RDC系统100和推进系统102的期望或最佳操作条件。将环形间隙121界定为大致包含在燃烧室122内存在燃料和氧化剂195的混合物(诸如图8所示的燃料/氧化剂混合物132)的区域。在各种实施例中，诸如在图2、图3和图9中大致提供的，环形间隙121大致从外壁118延伸到大致圆柱形的内壁120。在其他实施例中，诸如在图4和图10中大致提供的，从外壁118到燃烧室122中存在燃料的内径界定环形间隙121，诸如线107示意性示出。
现参照图2至图4，RDC系统100界定多个燃烧器112，从而界定多个燃烧室122的体积。RDC系统100可以大致界定与燃烧器112的第一阵列166对应的第一体积201和与燃烧器112的第二阵列168对应的第二体积202。在各种实施例中，RDC系统100可以进一步包括与燃烧器112的第三阵列170对应的第三体积203，或与燃烧器112的第四阵列、第一阵列、第N阵列等对应的第四体积、第五体积、第N体积等。在外壁118内大致界定每个体积201、202、203。例如，外壁118界定在其中界定燃烧室122的直径，诸如图10中大致提供的。在各种实施例中，诸如在图2、图3和图9中大致提供的，可以在外壁118与内壁120之间进一步界定燃烧室122的体积201、202、203。
每个阵列利用与每个其他阵列不同的环形间隙121、燃烧室长度123或两者界定每个体积。基于燃烧器112的每个阵列166、168、170的环形间隙121、燃烧室长度123或两者，并且进一步基于特定于每个阵列166、168、170的多个设计点或操作条件，每个体积(例如，第一体积201、第二体积202、第三体积203等)配置环形间隙121、燃烧室长度123或二者以在每个燃烧室122内产生期望或最佳数量的爆轰胞格。
例如，在一个实施例中，基于与推进系统102的最低稳态操作条件(例如，在初始点火或启动之上的RDC系统100处的最低压力、最低温度或两者)的压力和温度条件对应的爆轰胞格的期望数量或胞格尺寸，燃烧器112的第一阵列166界定第一体积201(即，环形间隙121、燃烧室长度123或两者)。在推进系统102界定推进式燃气涡轮发动机的实施例中，最低稳态操作条件可以界定地面慢车条件。在各种实施例中，燃烧器112的第一阵列166可以将第一体积201界定为相对于界定多个体积的多个燃烧器112的最大体积。
作为另一示例，在另一实施例中，基于与推进系统102的最高稳态操作条件(例如，在RDC系统100处的最高压力、最高温度或两者)的压力和温度条件对应的爆轰胞格的期望数量或胞格尺寸，燃烧器112的第三阵列170界定第三体积203(即，环形间隙121、燃烧室长度123或两者)。在推进系统102界定推进式燃气涡轮发动机的实施例中，最高稳态操作条件可以界定最大起飞条件。在各种实施例中，燃烧器112的第三阵列170可以将第三体积203界定为相对于界定多个体积的多个燃烧器112的最小体积。
作为又一示例，在另一实施例中，基于与推进系统102的中间稳态或瞬态操作条件的压力和温度条件对应的爆轰胞格的期望数量或胞格尺寸，燃烧器112的第二阵列168界定第二体积202(即，环形间隙121、燃烧室长度123或两者)。在推进系统102界定推进式燃气涡轮发动机的实施例中，中间稳态或瞬态操作条件可以界定大于地面慢车且小于最大起飞条件的一个或多个条件，诸如但不限于巡航、爬升、空中慢车或进近。在各种实施例中，燃烧器112的第二阵列170可以界定大于第一体积201且小于第三体积203的第二体积202。在又一示例中，可以将第二阵列168配置成与航空燃气涡轮发动机的巡航条件对应的中间稳态操作条件。诸如巡航条件的中间稳态操作条件可以进一步基于在中间稳态操作条件下预期的持续时间、高度、氧化剂进入RDC系统100的流率、氧化剂和/或燃料的压力和/或温度，或上述的组合。
现参照图5，大致提供横截面视图，此横截面视图提供RDC系统100的另一示例性实施例的周向视图。可以将图5中提供的实施例配置成与关于图1至图4所示和所描述的大体相似。然而，在图5中，从纵向中心线116以相邻径向布置设置每个燃烧器112。每个燃烧器112界定一阵列(例如，阵列166、168、170)，所述阵列围绕纵向中心线116以大致同心布置来设置(例如，界定同心环形燃烧器环)。如关于图2至图4所论述的，每个阵列界定配置成推进系统102的相应操作条件的体积。
现参照图6，大致提供图5所示的RDC系统100的示例性实施例的示意性横截面视图。参照图5至图6，每个燃烧器112由沿纵向方向L从喷嘴组件128和燃烧入口124延伸到燃烧出口126的外壁118、中间壁113和内壁120中的至少两个界定。每对壁118、113、120在两者之间界定燃烧室122。例如，外壁118和中间壁113中的一个中间壁界定第一阵列166，第一阵列166界定燃烧室122的第一体积201。一对中间壁113界定第二阵列168，第二阵列168界定燃烧室122的第二体积202。外壁120和中间壁113中的一个中间壁界定第三阵列170，第三阵列170界定第三体积203。应理解，多对中间壁113可以进一步界定额外阵列，每个额外阵列界定额外体积(例如，第四阵列、第五阵列……第N阵列)。应进一步理解，特定于每对外壁118、中间壁113和内壁120界定环形间隙121，每一者界定燃烧室122的体积201、202、203。
现参照图7，提供可合并到图2至图4的示例性实施例中的RDC系统100的示例性喷嘴组件128的一部分的示意性横截面视图。如图所示，RDC系统100的每个喷嘴140大致界定喷嘴中心线117和相对于喷嘴中心线117从其延伸的径向方向RR。喷嘴140在喷嘴入口144与喷嘴出口146之间沿长度方向142延伸，并且进一步界定从喷嘴入口144延伸到喷嘴出口146的喷嘴流动路径148。
在各种实施例中，喷嘴140包括界定喷嘴流动路径148的喷嘴壁150，如图4所示。在一个实施例中，喷嘴壁150围绕每个喷嘴中心线117周向地延伸。如下文关于图9至图10进一步论述的，在诸如图2至图3中大致提供的实施例中，围绕每个燃烧器112的燃烧器中心线115以相邻周向布置设置每个喷嘴140及其相应的喷嘴中心线117。因此，喷嘴壁150可以界定围绕每个喷嘴中心线117的环形壁。然而，在其他实施例中，诸如在图5至图6中大致提供的，围绕推进系统102的纵向中心线116界定每个喷嘴140。因此，喷嘴壁150可以界定围绕纵向中心线116的环形壁。
在又各种实施例中，喷嘴壁150是从喷嘴入口144延伸到喷嘴出口146的连续喷嘴壁。然而，在其他实施例中，喷嘴壁150可以具有任何其他合适的配置。在各种实施例中，喷嘴140界定合流-分流喷嘴，其中喷嘴壁150将喷嘴流动路径面积从近似喷嘴入口144减小到喷嘴入口144与喷嘴出口146之间的近似喉部152，并且其中喷嘴壁150将喷嘴流动路径面积从近似喉部152增加到近似喷嘴出口146。
仍参照图7，将喷嘴入口144配置成在RDC系统100的操作期间接收氧化剂流，并且穿过/沿喷嘴流动路径148提供这种流动氧化剂。氧化剂流可以是空气、氧气等的流。更具体来说，当喷嘴组件128的喷嘴140并入图1的推进系统102的RDC系统100中时，氧化剂流将是来自入口部分104的压缩空气流。
喷嘴140或者更具体来说喷嘴壁150进一步界定喷嘴入口144与喷嘴出口146之间的喉部152，即喉部152位于喷嘴入口144的下游和喷嘴出口146的上游。如本说明书所使用的，关于喷嘴140的术语“喉部”是指喷嘴流动路径148内具有最小横截面积的点。另外，如本说明书所使用的，术语“横截面积”，诸如喉部152的横截面积，指的是在沿喷嘴流动路径148的各自位置处沿径向方向RR测量的横截面上的喷嘴流道148内的面积。
在各种实施例中，喷嘴140可以被称为合流-分流喷嘴。此外，对于所描绘的实施例，沿喷嘴140的长度方向142在与喷嘴出口146相比更靠近喷嘴入口144处定位喉部152。更具体来说，如所描绘的，喷嘴140界定沿长度方向142的长度160。将所描绘的示例性喷嘴140的喉部152定位在喷嘴140的长度160的向前或上游部分中。更具体来说，又对于所描绘的实施例，将所描绘的示例性喷嘴140的喉部152定位在近似沿长度方向142的喷嘴140的长度160的前百分之十与百分之五十之间，诸如近似沿长度方向142的喷嘴140的长度160的前百分之二十与百分之四十之间。
具有这种配置的喷嘴140可以提供通过喷嘴流动路径148的大体亚音速流动。例如，从喷嘴入口144到喉部152的流动(即，喷嘴140的合流部分159)可以界定低于1马赫的气流速度。通过喉部152的流动可以界定小于1马赫但接近1马赫的气流速度，诸如在1马赫的约百分之十以内，诸如在1马赫的约百分之五以内。
此外，从喉部152到喷嘴出口146的流动(即，喷嘴140的分流部分161)可以再次界定低于1马赫且小于通过喉部152的气流速度的气流速度。在其他实施例中，气流速度可以是喉部152下游的1马赫。例如，喉部152下游的小区域可以在将弱正常冲击界定为小于1马赫之前界定1马赫或以上的气流速度。
仍参照图7，RDC系统100进一步包括燃料喷射口162。燃料喷射口162界定与喷嘴流动路径148流体连通且位于喷嘴入口144与喷嘴出口146之间的燃料出口164，用于将燃料提供至通过喷嘴入口144接收的氧化剂流。更具体来说，在各种实施例中，沿喷嘴140的长度方向142在与喷嘴140的喉部152间隔的缓冲距离内定位燃料喷射口162的燃料出口164(其中缓冲距离是等于沿长度方向142的喷嘴140的长度160的百分之十的距离)。更具体来说，对于所描绘的实施例，在喷嘴140的喉部152处或沿喷嘴140的长度方向142在喷嘴140的喉部152的下游定位燃料喷射口162的燃料出口164。更具体来说，对于所描绘的实施例，在喷嘴140的喉部152处定位燃料喷射口162的燃料出口164。应理解，如本说明书所使用的，术语“在喷嘴的喉部处”是指包括在喷嘴流动路径148内的界定最小横截面面积(即，界定喉部152)的位置处定位的部件或特征的至少一部分。应注意，对于图5的实施例，所描绘的示例性喷嘴140的喉部152不是沿长度方向142的单个点，而是沿长度方向142延伸一段距离。为了测量相对于喉部152的特征或部件的位置，可以从界定喉部152的喷嘴流动路径148内的任何位置获取测量结果。应注意，尽管燃料喷射口162被描绘为包括径向相邻布置的两个出口164，但应理解的是，可以沿喷嘴140的环形空间沿周向方向(相对于喷嘴中心线117)分布多个燃料喷射口162。
通过燃料喷射口162提供的燃料可以是用于与氧化剂流混合的任何合适的燃料，诸如基于烃的燃料。更具体来说，对于所描绘的实施例，燃料喷射口162是液体燃料喷射口，所述液体燃料喷射口配置成向喷嘴流动路径148提供液体燃料，诸如液体喷射燃料。然而，在其他示例性实施例中，燃料可以是气体燃料，或者液体燃料和气体燃料的混合物，或者液体燃料和非燃料气体的混合物，或者任何其他合适的燃料，或上述的组合。
因此，对于所描绘的实施例，根据上文描述来定位燃料喷射口162的燃料出口164可以允许通过燃料喷射口162的出口164提供的液体燃料在通过喷嘴140的喷嘴入口144提供的氧化剂流内大体上完全雾化。这可以提供燃料在氧化剂流内更充分的混合，从而在燃烧室122内提供更充分和稳定的燃烧。
此外，对于所描绘的实施例，将燃料喷射口162整合到喷嘴140中。更具体来说，对于所描绘的实施例，燃料喷射口162延伸穿过一开口，并且可以至少部分地由开口界定，或定位在开口内，所述开口延伸穿过喷嘴140的喷嘴壁150。另外，对于所述实施例，燃料喷射口162进一步包括多个燃料喷射口162，其中每个燃料喷射口162界定出口164。在各种实施例中，围绕纵向中心线116沿周向方向布置多个燃料喷射口162，每个燃料喷射口162界定出口164。可以围绕纵向中心线116以对称或不对称布置来布置多个燃料喷射口162。
可以通过用于将燃料供应到燃料喷射口162的一个或多个燃料管线(未示出)将一个或多个燃料喷射口162中的每一个流体地连接到诸如燃料箱的燃料源。另外，应理解，在其他示例性实施例中，燃料喷射口162可以不整合到喷嘴140中。利用此类示例性实施例，RDC系统100可以替代地包括具有例如穿过喷嘴入口144和喷嘴流动路径148延伸的单独结构的燃料喷射口。这种燃料喷射口可以界定定位在喷嘴入口144与喷嘴出口146之间的喷嘴流动路径148中的燃料出口，用于将燃料提供至通过喷嘴入口144接收的氧化剂流。
根据本说明书描述的一个或多个示例性实施例的喷嘴140可允许从喷嘴入口144到喷嘴出口146并进入燃烧室122的相对较低的压降。例如，在某些示例性实施例中，根据本说明书描述的一个或多个示例性实施例的喷嘴140可以提供小于约百分之二十的压降。例如，在某些示例性实施例中，喷嘴140可提供小于约百分之二十五的压降，诸如在约百分之一与约百分之十五之间，诸如在约百分之一与约百分之十之间，诸如在约百分之一与约百分之八之间，例如在约百分之一与约百分之六之间。应理解，如本说明书所使用的，术语“压降”是指喷嘴出口146处和喷嘴入口144处的流之间的压力差，作为喷嘴入口144处的流动压力的百分比。应注意，包括具有这种相对较低的压降的喷嘴140一般可以提供更有效的RDC系统100。此外，包括如本说明书所描绘和/或描述的具有合流-分流配置的喷嘴140可以防止或大大降低爆轰波130后方的区域134内的高压流体(例如，燃烧产物)沿上游方向流动，即流入进入的燃料/空气混合物流132的可能性(参看图6)。
在各种实施例中，可以根据上文参照图7描述的实施例中的一个或多个来配置多个喷嘴140中的每个喷嘴140。此外，在某些实施例中，可以以大体相同的方式配置多个喷嘴140中的每个喷嘴140，或者可选地，在其他实施例中，多个喷嘴140中的一个或多个可以包括变化的几何形状。此外，在又各种实施例中，可以根据上文参照图7描述的实施例中的一个或多个来配置多个喷嘴140中的每个喷嘴140。此外，在某些实施例中，可以以大体相同的方式配置多个喷嘴140中的每个喷嘴140，或者可选地，在其他实施例中，多个喷嘴140中的一个或多个可以包括变化的几何形状。例如，每个喷嘴140的喷嘴壁150可以界定变化的合流-分流几何形状，诸如相对于纵向中心线116改变角度。在又其他实施例中，每个喷嘴140的燃料喷射口162可以界定相对于每个喷嘴140或相对于每个喷嘴140内的各种周向位置的各种面积、体积、流动路径或其他流动特性。在又其他实施例中，喷嘴140可以在外壁118与内壁120之间彼此均匀地间隔开。在其他实施例中，可以以不均匀布置来设置喷嘴140，使得一个喷嘴140界定比另一个喷嘴140更大或更小的喉部152。更进一步，尽管多个喷嘴140中的每一个被描绘为包括大体上圆形的喷嘴入口144(以及沿相应长度方向142的大体圆形的喷嘴流动路径148)，但是在其他实施例中，多个喷嘴140中的一个或多个替代地界定沿相应长度方向142的任何其他合适的横截面形状，诸如卵形、多边形等。类似地，尽管合流和分流部分159、161被描绘为圆锥形，但是在其他示例性实施例中，部分159、161中的一个或两个可以由弯曲壁或任何其他合适的形状界定。另外，喷嘴140的喉部152可以是沿纵向方向L的单个点，而不是细长的圆柱形部分。
现在简要地参照图8，提供燃烧室122的透视图(没有示出喷嘴组件128)，应理解，RDC系统100在操作期间产生爆轰波130。爆轰波130沿周向方向C相对于燃烧器中心线115行进，消耗进入的燃料/氧化剂混合物132，并在燃烧的膨胀区域136内提供高压区域134。已燃烧的燃料/氧化剂混合物138(即，燃烧产物)离开燃烧室122并排出。
更具体来说，应将理解，RDC系统100是爆轰型燃烧器，从爆轰的连续波130获得能量。对于爆轰燃烧器，诸如本说明书公开的RDC系统100，燃烧/氧化剂混合物132的燃烧(combustion)与燃烧(burning)相比是有效的爆轰，如在传统的爆燃型燃烧器中通常那样。因此，爆燃和爆轰之间的主要区别与火焰传播的机制有关。在爆燃中，火焰传播是一般通过传导从反应区到新鲜混合物的传热的函数。相比之下，对于爆轰燃烧器，爆轰是冲击诱发的火焰，其导致反应区和冲击波的耦合。冲击波压缩并加热新鲜混合物132，将这种混合物132增加到自燃点以上。另一方面，由燃烧释放的能量有助于爆轰冲击波130的传播。此外，在连续爆轰的情况下，爆轰波130以连续的方式围绕燃烧室122传播，以相对较高的频率运作。另外，爆轰波130可以使得燃烧室122内的平均压力高于典型燃烧系统(即，爆燃燃烧系统)内的平均压力。
因此，爆轰波130后方的区域134具有非常高的压力。从下文的论述中可以理解，将RDC系统100的喷嘴组件128设计成防止爆轰波130后方的区域134内的高压沿上游方向流动，即流入燃料/氧化剂混合物132的进入流。
现参照图9至图10，从朝向上游视角的下游端大致提供燃烧器112的示例性实施例。每个实施例包括多个喷嘴140，每个喷嘴围绕每个喷嘴中心线117设置。此外，围绕每个燃烧器中心线115以周向布置设置每个喷嘴中心线117。在图7中提供的实施例中，燃烧器117界定中心体119，中心体119进一步界定每个燃烧室122的内壁120。换言之，在图9中提供的实施例中，每个燃烧室122由外壁118和内壁120界定。环形间隙121在内壁120与外壁118之间延伸，一起至少部分地界定燃烧室122的体积。换言之，环形间隙121由外壁118与内壁120之间的区域界定。
现参照图11至图14，一般提供RDC系统100的数个示例性实施例的至少一部分的横截面视图。大致提供的实施例包括从推进系统102的纵向中心线116以径向布置来布置的多个燃烧器112，诸如图3中大致提供的。然而，应理解，在其他实施例中，可以围绕纵向中心线116以周向布置来布置图9至图12中大致提供的实施例中的每一个。
如在图9至图12中大致提供的，RDC系统100可以进一步界定每个燃烧器112的多个喷嘴140上游的旋转爆轰燃烧器入口200(“RDC入口200”)和每个燃烧器112的燃烧室122下游的旋转爆轰燃烧器出口250(“RDC出口250”)。将RDC入口200配置成将来自入口部分104的氧化剂流131引导至燃烧器112的每个阵列(例如，第一阵列166、第二阵列168、第三阵列170……第N阵列)中。此外，将RDC出口250配置成将来自每个燃烧器112的燃烧室122的燃烧产物流138引导至排气部分106。
参照图12至图14，RDC入口200可以进一步包括铰接入口壁210，铰接入口壁210配置成将氧化剂流131引导至燃烧器112的一个阵列，并且至少大体上阻止氧化剂流131进入燃烧器112的其他阵列。入口壁210可以界定多个叶片、壁、门或阀。入口壁210可以围绕轴线铰接，以便界定朝向燃烧器112的一个阵列的流动路径。在一个实施例中，诸如在图12至图14中大致提供的，入口壁210围绕在入口壁210的向前或上游界定的轴线铰接或旋转。然而，在各种实施例中，入口壁210可以围绕中间跨度界定的轴线或在入口壁210的向后或下游端处旋转。
仍参照图12至图14，RDC入口200可以进一步包括铰接出口壁220，铰接出口壁220配置成将来自燃烧器112的一个阵列的燃烧气体流138导向排气部分106。此外，出口壁220可以防止回流到燃烧器112的其他阵列。出口壁220可以界定多个叶片、壁、门或阀。出口壁220可以围绕轴线铰接，以便界定朝向燃烧器112的一个阵列的流动路径。在一个实施例中，诸如在图10至图12中大致提供的，出口壁220围绕在出口壁220的向前或上游界定的轴线铰接或旋转。然而，在各种实施例中，出口壁220可以围绕中间跨度界定的轴线或在出口壁220的向后或下游端处旋转。在各种实施例中，铰接外壁220至少基于RDC系统100和推进系统102的操作条件将燃烧气体流138从燃烧器112的单个阵列引导至排气部分106，诸如下文进一步描述的。
可以将多个入口壁210连接到共同轨道或支架系统，所述共同轨道或支架系统连接到致动器，使得围绕纵向中心线116周向设置的多个入口壁210可以一致地铰接或旋转。可以将多个出口壁220连接到共同轨道或支架系统，所述共同轨道或支架系统连接到致动器，使得围绕纵向中心线116周向设置的多个出口壁220可以一致地铰接或旋转。在又一实施例中，可以将多个入口壁210和出口壁220一起配置成至少基于推进系统102的操作条件一致地铰接或旋转。
现参照图1至图14，在推进系统102的操作期间，氧化剂流131穿过推进系统102的入口108进入入口部分104。入口部分104可以在氧化剂进入RDC系统100之前大致压缩氧化剂流131。如在图10至图12中大致提供的，RDC入口210将氧化剂流导向或引导至燃烧器112的阵列，并且更具体来说，导向或引导至每个燃烧器112的喷嘴组件128。燃料流163(图5中示出)穿过燃料出口162进入每个喷嘴140的喷嘴流动路径148。氧化剂流131和燃料流163共同混合(由图7至图8所示的燃料-氧化剂混合物132示意性示出)，并且在每个燃烧器112的燃烧室122中引爆。来自爆轰的燃烧产物138向下游流动到推进系统102的排气部分106。燃烧产物138通过界定喷嘴结构、涡轮结构或两者的排气部分106产生推进力。
更具体来说，在推进系统102的操作期间，至少基于推进系统102的操作条件，将燃料流163顺序地输送到燃烧器112的一个或多个阵列。例如，在点火和最低稳态操作条件(例如，地面慢车)期间，将燃料流163输送到燃烧器112的第一阵列166以与氧化剂流131混合并引爆以产生燃烧气体138。可以通过独立可调节的燃料歧管、燃料管线或阀(未示出)的方式来限制将燃料流163输送到第二阵列168和第三阵列170。
在从最低稳态操作条件到中间或最高稳态操作条件的转换期间，可以将燃料流163输送到燃烧器112的第一阵列166、第二阵列168和第三阵列170中的一个或多个以与氧化剂流131混合并引爆以产生燃烧气体138。在最高稳态操作条件(例如，最大起飞)或中间稳态操作条件(例如，在地面慢车与最大起飞之间，或巡航条件等)下，可以将燃料流163仅输送到第三阵列170或第二阵列168，每个阵列配置成相应的操作条件。
更进一步地，在各种实施例中，在推进系统102的操作期间，入口壁210和出口壁220各自基于操作条件铰接或旋转。例如，如图13所示，入口壁210和出口壁220可以铰接以在推进系统102的最低稳态操作条件期间将氧化剂流131引导至燃烧器112的第一阵列166(例如，界定针对燃烧室122处的最低压力和温度优化的第一体积201)。出口壁220铰接以大体上阻塞第二阵列168和第三阵列170，以防止来自第一阵列166的燃烧气体138回流到燃烧器112的第二阵列168和第三阵列170中。外壁220可以进一步大体上阻止穿过第二阵列168和第三阵列170的氧化剂流195向下游流动到排气部分106，同时启用来自第一阵列166的燃烧气体流138。
作为另一示例，如图14所示，入口壁210和出口壁220可以铰接以在推进系统102的最高稳态操作条件期间将氧化剂流131引导至燃烧器112的第三阵列170(例如，界定针对燃烧室122处的最高压力和温度优化的第三体积203)。出口壁220铰接以大体上阻塞第一阵列166和第二阵列168，以防止来自第三阵列170的燃烧气体138回流到燃烧器112的第一阵列166和第二阵列168中。外壁220可以进一步大体上阻止穿过第一阵列166和第二阵列168的氧化剂流195向下游流动到排气部分106，同时启用来自第三阵列170的燃烧气体流138。
作为又一示例，如图12所示，入口壁210和出口壁220可以铰接以在推进系统102的中间稳态或瞬态操作条件期间将氧化剂流131引导至燃烧器112的第二阵列168(例如，界定针对燃烧室122处的中间压力和温度优化的第二体积202)。出口壁220铰接以大体上阻塞第一阵列166和第三阵列170，以防止来自第二阵列168的燃烧气体138回流到燃烧器112的第一阵列166和第三阵列170中。外壁220可以进一步大体上阻止穿过第一阵列166和第三阵列170的氧化剂流195向下游流动到排气部分106，同时启用来自第二阵列168的燃烧气体流138。
尽管相对于来自纵向中心线116的其他阵列以某一顺序描述和示出每个阵列，但应理解，可以相对于界定的燃烧室122的体积以其他顺序布置阵列166、168、170。更进一步，尽管在飞机着陆/起飞循环的背景下描述了某些操作条件，但应理解，操作条件可以包括特定于陆基或海基发电燃气涡轮发动机、辅助动力单元、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴设备、火箭、导弹等的循环。
本说明书使用各个示例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所涵盖的任何方法。本发明的可授予专利的范围由权利要求书界定，并且可包括所属领域中的技术人员得出的其他示例。如果此类其他示例所包含的结构元件与权利要求书的书面语言无不同，或者如果其包含与权利要求书的书面语言无实质不同的等效结构元件，则此类其他示例应被确定为在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于推进系统的旋转爆轰燃烧系统，所述旋转爆轰燃烧系统界定径向方向、周向方向和与沿纵向方向延伸的所述推进系统共同的纵向中心线，所述旋转爆轰燃烧系统包括：
多个燃烧器，所述多个燃烧器沿所述周向方向相邻布置，其中每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且其中每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁，其中每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积，并且进一步地其中每个燃烧室界定多个喷嘴组件，每个所述喷嘴组件围绕每个燃烧室中心线以相邻布置设置在所述燃烧入口处，并且其中每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，其中每个喷嘴组件界定合流-分流喷嘴，并且其中燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与所述第一体积不同的第二体积。
2.根据权利要求1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列各自沿所述周向方向交替相邻布置。
3.根据权利要求2所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述多个燃烧器进一步界定燃烧器的第三阵列或更多个阵列，所述燃烧器的第三阵列或更多个阵列与所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列一起沿所述周向方向交替相邻布置。
4.根据权利要求1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列各自沿所述径向方向相邻布置，并且所述燃烧器的第一阵列沿所述周向方向在距所述纵向中心线第一半径处相邻布置，并且其中所述燃烧器的第二阵列沿所述周向方向在距所述纵向中心线第二半径处相邻布置。
5.根据权利要求4所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述多个燃烧器进一步界定第三多个或更多个燃烧器，所述第三多个或更多个燃烧器与所述燃烧器的第一阵列和所述燃烧器的第二阵列一起沿所述径向方向相邻布置，并且其中所述第三多个或更多个燃烧器中的每一个在距所述纵向中心线第三半径或更大半径处以周向布置来界定。
6.根据权利要求1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第一阵列界定所述第一体积，所述第一体积被配置成产生特定于最低稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
7.根据权利要求1所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第二阵列界定所述第二体积，所述第二体积被配置成产生特定于最高稳态操作条件的爆轰胞格宽度。
8.根据权利要求3所述的旋转爆轰燃烧系统，其中所述燃烧器的第三阵列界定所述燃烧室的第三体积，所述第三体积被配置成产生特定于中间稳态或瞬态操作条件的爆轰胞格宽度。
9.根据权利要求1所述的旋转爆轰燃烧系统，进一步包括旋转爆轰燃烧器入口，所述旋转爆轰燃烧器入口被配置成将氧化剂流引导至所述燃烧器的多个阵列中的一个或多个。
10.一种推进系统，所述推进系统界定径向方向、纵向方向和周向方向，其中纵向中心线沿所述纵向方向延伸，并且其中所述推进系统界定上游端和下游端，所述推进系统包括：
入口部分，所述入口部分位于氧化剂流入的所述上游端处；
旋转爆轰燃烧(RDC)系统，所述旋转爆轰燃烧(RDC)系统位于所述入口部分的下游，并且包括多个燃烧器，所述多个燃烧器沿所述周向方向相邻布置，其中每个燃烧器界定延伸穿过每个燃烧器的燃烧器中心线，并且其中每个燃烧器包括界定燃烧室和燃烧入口的外壁，其中每个燃烧室由环形间隙和燃烧室长度共同界定，从而界定每个燃烧室的体积，并且进一步地其中每个燃烧室界定多个喷嘴组件，每个所述喷嘴组件围绕每个燃烧室中心线以相邻布置设置在所述燃烧入口处，并且其中每个喷嘴组件界定沿长度方向延伸的喷嘴壁、喷嘴入口、喷嘴出口和两者之间的喉部，其中每个喷嘴组件界定合流-分流喷嘴，并且其中燃烧器的第一阵列界定第一体积，而燃烧器的第二阵列界定与所述第一体积不同的第二体积；和
排气部分，所述排气部分位于所述RDC系统的下游。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111594315A (zh) * 2020-04-07 2020-08-28 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN114963239A (zh) * 2022-05-12 2022-08-30 西北工业大学 一种分级燃烧的旋转爆震燃烧装置

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11105511B2 (en) * 2018-12-14 2021-08-31 General Electric Company Rotating detonation propulsion system
FR3092615B1 (fr) * 2019-02-13 2021-01-22 Safran Aircraft Engines module de combustion CVC pour turbomachine d’aéronef comprenant des sous-ensembles de chambres indépendants
US20210140641A1 (en) * 2019-11-13 2021-05-13 General Electric Company Method and system for rotating detonation combustion
US11572840B2 (en) 2019-12-03 2023-02-07 General Electric Company Multi-mode combustion control for a rotating detonation combustion system
US11655980B2 (en) 2020-12-30 2023-05-23 Southwest Research Institute Piloted rotating detonation engine
KR102595333B1 (ko) * 2021-09-17 2023-10-27 두산에너빌리티 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈
US11619172B1 (en) 2022-03-01 2023-04-04 General Electric Company Detonation combustion systems
US20230280035A1 (en) * 2022-03-07 2023-09-07 General Electric Company Bimodal combustion system

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2942412A (en) * 1952-09-30 1960-06-28 Curtiss Wright Corp Pulse detonation jet propulsion
US20040112060A1 (en) * 2002-12-11 2004-06-17 Kraft Robert Eugene Methods and apparatus for operating gas turbine engines
EP1473457A2 (en) * 2003-04-30 2004-11-03 United Technologies Corporation Pulse combustor device
CN101806260A (zh) * 2010-03-04 2010-08-18 西北工业大学 一种多管并联脉冲爆震燃烧室及其点火起爆方法
CN101818704A (zh) * 2009-01-30 2010-09-01 通用电气公司 基于地基式简单循环脉冲爆震燃烧室的混合发动机
EP2363588A2 (en) * 2010-03-04 2011-09-07 General Electric Company Pulse detonation system for a gas turbine
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma
US20140338358A1 (en) * 2012-07-24 2014-11-20 Brent Wei-Teh LEE Internal detonation engine, hybrid engines including the same, and methods of making and using the same
EP2884184A1 (en) * 2013-12-12 2015-06-17 General Electric Company Tuned cavity rotating detonation combustion system
CN205592026U (zh) * 2016-04-11 2016-09-21 清华大学 涡轮发动机

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2635420A (en) * 1947-05-14 1953-04-21 Shell Dev Jet propulsion engine with auxiliary pulse jet engine
US2750733A (en) * 1952-04-24 1956-06-19 Snecma Jet propulsion engine with pulse jet units
CH550937A (de) 1972-10-25 1974-06-28 Bbc Brown Boveri & Cie Aerodynamische druckwellenmaschine.
US4845952A (en) * 1987-10-23 1989-07-11 General Electric Company Multiple venturi tube gas fuel injector for catalytic combustor
US4916896A (en) * 1988-11-02 1990-04-17 Paul Marius A Multiple propulsion with quatro vectorial direction system
US5901550A (en) 1993-04-14 1999-05-11 Adroit Systems, Inc. Liquid fueled pulse detonation engine with controller and inlet and exit valves
US5345758A (en) 1993-04-14 1994-09-13 Adroit Systems, Inc. Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine
AU7049200A (en) * 1999-04-26 2000-11-21 Advanced Research And Technology Institute, Inc. Wave rotor detonation engine
US6666018B2 (en) * 2000-03-31 2003-12-23 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
WO2002004794A2 (en) 2000-07-06 2002-01-17 Advanced Research & Technology Institute Partitioned multi-channel combustor
US8091336B2 (en) 2000-12-14 2012-01-10 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Method to initiate multiple chamber detonation wave combustors
US7621118B2 (en) 2002-07-03 2009-11-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Constant volume combustor having a rotating wave rotor
US6907724B2 (en) * 2002-09-13 2005-06-21 The Boeing Company Combined cycle engines incorporating swirl augmented combustion for reduced volume and weight and improved performance
JP4256820B2 (ja) 2004-06-29 2009-04-22 三菱重工業株式会社 デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体
US7100377B2 (en) 2004-08-30 2006-09-05 General Electric Company Methods for operating gas turbine engines
US7818956B2 (en) 2005-05-13 2010-10-26 General Electric Company Pulse detonation assembly and hybrid engine
US7526912B2 (en) * 2005-10-31 2009-05-05 General Electric Company Pulse detonation engines and components thereof
WO2008070210A2 (en) 2006-06-15 2008-06-12 Indiana University Research And Technology Corporation Pilot fuel injection for a wave rotor engine
US8001762B2 (en) 2006-08-04 2011-08-23 Efremkin Artem P Method and device to increase thrust and efficiency of jet engine
US7891164B2 (en) 2006-10-31 2011-02-22 General Electric Company Inlet airflow management system for a pulse detonation engine for supersonic applications
US8341932B2 (en) 2009-03-19 2013-01-01 General Electric Company Rotary air valve firing patterns for resonance detuning
US20120131901A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company System and method for controlling a pulse detonation engine
FR2975434B1 (fr) 2011-05-16 2015-08-14 Mbda France Turbomachine a chambre de detonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine
FR2975439B1 (fr) * 2011-05-16 2013-07-05 Mbda France Statoreacteur a chambre de detonation, engin volant comprenant un tel statoreacteur
EP2971514B1 (en) 2013-03-15 2020-07-22 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Continuous detonation combustion engine and system
US20180080412A1 (en) * 2016-09-22 2018-03-22 Board Of Regents, The University Of Texas System Systems, apparatuses and methods for improved rotating detonation engines

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2942412A (en) * 1952-09-30 1960-06-28 Curtiss Wright Corp Pulse detonation jet propulsion
US20040112060A1 (en) * 2002-12-11 2004-06-17 Kraft Robert Eugene Methods and apparatus for operating gas turbine engines
EP1473457A2 (en) * 2003-04-30 2004-11-03 United Technologies Corporation Pulse combustor device
CN101818704A (zh) * 2009-01-30 2010-09-01 通用电气公司 基于地基式简单循环脉冲爆震燃烧室的混合发动机
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma
CN101806260A (zh) * 2010-03-04 2010-08-18 西北工业大学 一种多管并联脉冲爆震燃烧室及其点火起爆方法
EP2363588A2 (en) * 2010-03-04 2011-09-07 General Electric Company Pulse detonation system for a gas turbine
US20140338358A1 (en) * 2012-07-24 2014-11-20 Brent Wei-Teh LEE Internal detonation engine, hybrid engines including the same, and methods of making and using the same
EP2884184A1 (en) * 2013-12-12 2015-06-17 General Electric Company Tuned cavity rotating detonation combustion system
US20150167544A1 (en) * 2013-12-12 2015-06-18 General Electric Company Tuned cavity rotating detonation combustion system
CN205592026U (zh) * 2016-04-11 2016-09-21 清华大学 涡轮发动机

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111594315A (zh) * 2020-04-07 2020-08-28 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN111594315B (zh) * 2020-04-07 2021-03-05 浙江省涡轮机械与推进系统研究院 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
CN114963239A (zh) * 2022-05-12 2022-08-30 西北工业大学 一种分级燃烧的旋转爆震燃烧装置

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