CN109505711A - 一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于产生高温超声速燃气的气‑气小火箭装置，包括依次相连接、且内部相连通的火箭头部、燃烧室和尾喷管，火箭头部段的下段为双层壳体，内外两层壳体间形成两个独立的集气腔，其中一个为燃料腔，另一个为氧化剂腔；在燃料腔和氧化剂腔的内壳壁面上均开通有多个喷注孔，用于将对应的燃料和氧化剂喷注入火箭头部的下段内；燃料和氧化剂在火箭头部的下段内混合后，进入燃烧室燃烧。为直接研究亚‑超剪切混合流的试验系统提供高温超声速气流。

Description

一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置

技术领域

本发明属于内嵌火箭式冲压组合发动机技术领域，具体涉及一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置。

背景技术

相对于传统动力飞行器，组合动力飞行器由于可实现更快速更广泛的打击能力，同时兼具更低廉的飞行成本，已经越来越成为各航空航天大国关注和争相研发的热点。内嵌火箭式冲压组合发动机，即在冲压发动机内部嵌入小型液体火箭的组合发动机方案，如图1所示，作为一种组合动力飞行器的动力装置，将吸气式冲压发动机和火箭发动机的优势有机结合起来，具有更好的经济性和更宽的工作范围。由于工作模态简单，内嵌火箭式冲压发动机成为一种可提升发动机总体性能同时具有较大可实现性的组合动力装置，对于我国临近空间高性能发动机的发展具有十分重要的意义。

在内嵌火箭式冲压发动机的火箭引射模态下，火箭产生的超声速高温燃气与亚声速低温空气来流在燃烧室内形成压缩性很强的亚-超剪切混合层。由于两股气流之间的速度梯度和温度梯度较大，混合层的厚度沿流向增长较为缓慢，这就导致燃料的混合效率较低，影响其动量和能量传递，从而造成冲压燃烧室的燃烧效率低下，严重制约发动机的性能。因此，对亚-超剪切混合层开展研究，了解两股气流的掺混特性，有助于提高燃烧室内燃料的混合效率，进而提高燃烧效率，最后达到提高发动机性能的目的。

由于内嵌火箭式冲压组合发动机的结构较为复杂，搭建一套完整的内嵌火箭式冲压组合发动机系统不仅在技术上较为困难，而且代价昂贵。因此，直接针对内嵌火箭式冲压组合发动机燃烧室内的亚-超剪切混合流开展试验研究是非常困难的，所以考虑只研究亚-超剪切混合流，即在不考虑发动机的情况下，搭建一套亚-超剪切混合流试验系统，用于研究其混合过程。通过该试验系统可以研究高温超声速气流和低温亚声速气流的掺混特性，为提高其掺混效率提供理论基础，并将其应用于内嵌火箭式冲压组合发动机。

本发明的目的在于为亚-超剪切混合流试验系统提供高温超声速燃气，从而为研究亚-超剪切混合流的掺混特性提供保障，为提高内嵌火箭式冲压组合发动机的燃烧效率提供理论基础，最后达到提高发动机性能的目的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，针对直接研究内嵌火箭式冲压组合发动机燃烧室内的亚-超剪切混合流的困难，为直接研究亚-超剪切混合流的试验系统提供高温超声速气流。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，包括依次相连接、且内部相连通的火箭头部、燃烧室和尾喷管，火箭头部段的下段为双层壳体，内外两层壳体间形成两个独立的集气腔，其中一个为燃料腔，另一个为氧化剂腔；在燃料腔和氧化剂腔的内壳壁面上均开通有多个喷注孔，用于将对应的燃料和氧化剂喷注入火箭头部的下段内；燃料和氧化剂在火箭头部的下段内混合后，进入燃烧室燃烧，为发动机燃烧室提供高温燃气。

进一步地，各喷注孔的位置在同一水平面上，在同一腔体内，各喷注孔等间距排布。

进一步地，该火箭头部的内腔包括上段柱状体内腔和下段圆台体内腔，下段圆台体与燃烧室相连通，且燃料腔和氧化剂腔通过喷注孔与下段圆台体内腔相连通。

进一步地，在火箭头部的柱状体内腔沿其轴向安装有火花塞。

进一步地，该火箭头部、燃烧室和尾喷管相互之间可拆卸连接。

进一步地，在燃料腔和氧化剂腔的外部均对应安装有管道接口，在管道上均设置有孔板流量计。

进一步地，该燃烧室的外壁上安装有压力传感器。

本发明还公开了一种亚-超剪切混合流试验系统，包括高压气源系统、乙烯系统、氮气吹除系统、空气系统和气流混合系统；气流混合系统包括前后相连接的气-气小火箭装置和发动机燃烧室；高压气源系统与发动机燃烧室相连通，为发动机燃烧室提供亚声速气流；乙烯系统与燃料腔管路连通，空气系统与氧化剂管路连通；氮气吹除系统与乙烯系统和空气系统并联管路连接；乙烯系统用于向气-气小火箭装置中提供乙烯燃料，空气系统用于向气-气小火箭装置中提供氧化剂，乙烯燃料和氧化剂在气-气小火箭装置中混合、燃烧，产生的高温燃气进入发动机燃烧室，为发动机燃烧室提供超声速气流。

本发明一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置具有如下优点：1.头部设计了两个集气腔，内壳壁面上设计多个喷注小孔，燃料和氧化剂通过气体管路分别进入燃料腔和氧化剂腔，通过喷注孔形成一定夹角的多股互击式气流，从而进行充分掺混，有利于成功点火和充分燃烧。2.通过孔板流量计对燃料和氧化剂的流量进行控制，从而改变燃料和氧化剂的氧燃比，得到不同温度的高温燃气，进而研究温度对亚-超剪切混合流混合过程的影响。3.采用的尾喷管是可拆卸的，可以通过更换不同的喷管来得到不同马赫数的高温燃气，从而扩大小火箭的工作范围。4.本装置结构相对简单，易于实现，且造价相对便宜。5.使用本装置提供的高温超声速燃气，通过亚-超剪切混合流试验系统可以研究燃气和氧化剂的掺混特性，从而为混合增强提供理论基础，最终达到提高发动机性能的目的。

附图说明

图1是本发明一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置的结构示意图。

图2是本发明中的小火箭装置应用的亚-超剪切混合流试验系统的示意图。

图3是本发明中的小火箭装置工作时的燃烧室压力变化曲线图。

图4是亚-超剪切混合流试验系统所形成的混合层的纹影图。

其中：1.火花塞，2.燃烧室，3.尾喷管，4.燃料腔，5.氧化剂腔，6.压力传感器；7.高压气源系统；8.乙烯系统；9.氮气吹除系统；10.空气系统；11.气流混合系统；12.测试系统。

具体实施方式

本发明一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，如图1所示，包括依次相连接、且内部相连通的火箭头部1、燃烧室2和尾喷管3，所述火箭头部段1的下段为双层壳体，内外两层壳体间形成两个独立的集气腔，其中一个为燃料腔4，另一个为氧化剂腔5；在所述燃料腔4和氧化剂腔5的内壳壁面上均开通有多个喷注孔，用于将对应的燃料和氧化剂喷注入火箭头部1的下段内；燃料和氧化剂在火箭头部1的下段内混合后，进入燃烧室2燃烧，产生高温燃气，提供给发动机燃烧室。各喷注孔的位置在同一水平面上，在同一腔体内，各喷注孔等间距排布。燃料选用乙烯或甲烷，氧化剂采用空气。燃料和空气分别通过外围的挤压式供给系统分别与燃料腔4和氧化剂腔5相连通，通过孔板流量计对气体流量进行控制，燃料流量范围为2g/s～6g/s，氧化剂流量范围为20g/s～50g/s。火箭头部1包括内部相连通的柱状体和圆台体，其中，所述圆台体与燃烧室2相连接。在火箭头部1的柱状体内沿其轴向安装有火花塞。

上述火箭头部1的内腔包括上段柱状体内腔和下段圆台体内腔，下段圆台体与燃烧室2相连通，且燃料腔4和氧化剂腔5通过喷注孔与下段圆台体内腔相连通。燃料和氧化剂通过管路分别进入燃料腔4和氧化剂腔5，通过喷注孔形成一定夹角的多股互击式气流，从而进行充分掺混，并通过在火箭头部柱状体腔沿其轴向设计的火花塞实现点火，进而组织燃烧，形成高温燃气。燃料与氧化剂气流间较佳的角度为60度左右。在燃料腔4和氧化剂腔5的外部均对应安装有管道接口，在管道上均设置有孔板流量计。

在本发明中，火箭头部1、燃烧室2和尾喷管3相互之间可拆卸连接。尾喷管3通过法兰盘与燃烧室2的尾部相连接。可以采用如下的匹配规格：火箭燃烧室2设计为圆筒状，燃烧室直径为30mm，长度为54mm。尾喷管3采用典型的拉法尔喷管构型，如可以采用收敛半角为45°，扩张半角为15°，喷管面积扩张比为2，对应出口马赫数为2.1，高温燃气经喷管加速后形成超声速火箭射流。如果需要得到不同马赫数的高温燃气，可以通过更换喷管实现。

使用本装置提供的高温超声速燃气，通过亚-超剪切混合流试验系统可以研究燃气和氧化剂的掺混特性，从而为混合增强提供理论基础，最终达到提高发动机性能的目的。亚-超剪切混合流试验系统如图2所示，包括高压气源系统7、乙烯系统8、氮气吹除系统9、空气系统10和气流混合系统11；气流混合系统11包括前后相连接的气-气小火箭装置和发动机燃烧室；高压气源系统7与发动机燃烧室相连通，为发动机燃烧室提供亚声速气流；乙烯系统8与燃料腔4管路连通，空气系统10与氧化剂5管路连通；氮气吹除系统9与乙烯系统8和空气系统10并联管路连接；乙烯系统8用于向气-气小火箭装置11中提供乙烯燃料，空气系统10用于向气-气小火箭装置11中提供氧化剂，乙烯燃料和氧化剂在气-气小火箭装置11中混合、燃烧，产生的高温燃气进入发动机燃烧室，为发动机燃烧室提供超声速气流。当对发动机燃烧室内的剪切混合层流场进行测试时，使用测试系统12从观察窗处测试，测试系统12可以是纹影仪，或者是PLIF等。为控制燃气的总温，乙烯和空气的流量可以调节，由通过乙烯气路和空气气路的流量计分别对乙烯和空气的流量进行调节，乙烯流量范围为2g/s～6g/s，空气流量范围为20g/s～50g/s。通过改变流量比可以控制燃气的总温，从而达到所需要的温度。

工作时，首先打开各气路的手动阀，然后根据所设计的实验工况调节减压阀，并通过压力表监测压力，使得乙烯路气源压力为1.5MPa，空气路气源压力为3.25MPa，高压气源路压力为0.25MPa，氮气吹除路压力为0.5MPa。最后，通过时序控制各气路上的电磁阀使各气路依次工作，从而完成试验。

首先进行气路检测，在气-气小火箭工作过程中，通过压力传感器6对燃烧室2的压力进行检测，得到的结果如图3所示。工作过程如下：AB段为准备阶段，在B点开始通入空气，燃烧室的压力开始升高，达到0.5MPa，CD段燃烧室内只有空气；在D点开始通入乙烯，燃烧室的压力继续升高，达到0.54MPa，EF段燃烧室内是混合气；在F点用火花塞点火，GH段为稳定燃烧阶段，燃烧室压力为1MPa，在H点停止通入乙烯，IJ段燃烧室内只通空气，在J点停止通入空气，小火箭停止工作。通过燃烧室内压力的变化可以表明乙烯气路、空气气路和点火系统均可正常工作。

实验时，首先开启高压气源路的电磁阀，随后开启乙烯路的电磁阀，此时小火箭燃烧室压力开始升高，如图3中BC段所示；然后开启空气路的电磁阀，小火箭燃烧室压力继续升高，达到，如图3中DE段所示；接着使用火花塞点火，乙烯和空气燃烧形成高温燃气，此时小火箭燃烧室的压力升高并达到稳定状态，如图3中FG和GH段所示；然后关闭乙烯路的电磁阀，燃烧室的压力下降，如图3中HI段所示；接着关闭空气路的电磁阀，燃烧室的压力下降到0，如图3中JK段所示；最后，依次打开和关闭氮气吹出路的电磁阀，吹出实验装置中的剩余燃气。随后，分别关闭各气路的手动阀。

当小火箭燃烧室中乙烯和空气稳定燃烧时，产生的高温燃气通过尾喷管3喷出形成高温超声速气流。该气流与高压气源产生的亚声速气流在图4中的试验观测段形成亚-超剪切混合流，通过相应的测试系统对混合流进行观测，从而获得亚-超剪切混合流的混合以及增长特性，与现有的采用内嵌火箭式冲压组合发动机所得的结果相一致。

相比于内嵌火箭式冲压组合发动机中的小型液体火箭发动机，该气-气小火箭装置不需要复杂的阀门控制装置和涡轮，使其结构较为简单，比较容易加工，使得造价相对便宜，操作也较为简单。

Claims (8)

1.一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，包括依次相连接、且内部相连通的火箭头部(1)、燃烧室(2)和尾喷管(3)，所述火箭头部段(1)的下段为双层壳体，内外两层壳体间形成两个独立的集气腔，其中一个为燃料腔(4)，另一个为氧化剂腔(5)；

在所述燃料腔(4)和氧化剂腔(5)的内壳壁面上均开通有多个喷注孔，用于将对应的燃料和氧化剂喷注入火箭头部(1)的下段内；燃料和氧化剂在火箭头部(1)的下段内混合后，进入燃烧室(2)燃烧，为发动机燃烧室提供高温燃气。

2.根据权利要求1所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，各所述喷注孔的位置在同一水平面上，在同一腔体内，各喷注孔等间距排布。

3.根据权利要求1或2所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，所述火箭头部(1)的内腔包括上段柱状体内腔和下段圆台体内腔，所述下段圆台体与燃烧室(2)相连通，且所述燃料腔(4)和氧化剂腔(5)通过喷注孔与所述下段圆台体内腔相连通。

4.根据权利要求3所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，在所述火箭头部(1)的柱状体内腔沿其轴向安装有火花塞。

5.根据权利要求4所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，所述火箭头部(1)、燃烧室(2)和尾喷管(3)相互之间可拆卸连接。

6.根据权利要求5所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，在所述燃料腔(4)和氧化剂腔(5)的外部均对应安装有管道接口，在所述管道上均设置有孔板流量计。

7.根据权利要求6所述的一种用于产生高温超声速燃气的气-气小火箭装置，其特征在于，所述燃烧室(2)的外壁上安装有压力传感器(6)。

8.一种亚-超剪切混合流试验系统，其特征在于，包括高压气源系统(7)、乙烯系统(8)、氮气吹除系统(9)、空气系统(10)和气流混合系统(11)；所述气流混合系统(11)包括前后相连接的气-气小火箭装置和发动机燃烧室；所述高压气源系统(7)与发动机燃烧室相连通，为发动机燃烧室提供亚声速气流；所述乙烯系统(8)与燃料腔(4)管路连通，所述空气系统(10)与氧化剂(5)管路连通；所述氮气吹除系统(9)与所述乙烯系统(8)和空气系统(10)并联管路连接；所述乙烯系统(8)用于向气-气小火箭装置(11)中提供乙烯燃料，所述空气系统(10)用于向气-气小火箭装置(11)中提供氧化剂，乙烯燃料和氧化剂在气-气小火箭装置(11)中混合、燃烧，产生的高温燃气进入发动机燃烧室，为发动机燃烧室提供超声速气流。