CN109736968A - 一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，具体公开了一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置。颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置包括：圆形管道、位于圆形管道的入口处的安装部、位于圆形管道出口处的凸起部和位于圆形管道的入口处与出口处之间的分流通孔；安装部环绕圆形管道的外表面设置；凸起部凸设于圆形管道的外表面且环绕圆形管道的外表面设置，凸起部的垂直于圆形管道中心轴线的截面为圆环，凸起部凸出于圆形管道的外表面的高度在远离圆形管道入口处的方向上逐渐增大；分流通孔贯穿圆形管道的管壁。本发明能可靠点火、高效燃烧，兼具有热防护效果。

Description

一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置。

背景技术

固体火箭冲压发动机(简称固冲发动机)比冲是固体火箭发动机的5-6倍，可显著提高导弹的射程，是当前研究热点。硼由于具有高的体积热值和质量热值，成为最合适的推进剂添加剂，采用含硼固体火箭冲压发动机的导弹性能显著优于同类导弹，如欧洲“流星”导弹。

目前固体火箭冲压发动机正在朝宽包络飞行能力发展，以适应不同的战场环境。颌下进气道可以较好解决固体火箭冲压发动机工作敏感性与导弹宽包络飞行的矛盾，它攻角特性好，在大攻角范围(可达20°～30°)内具有很高的机动性能，并且在大马赫数、大攻角状态下能有效利用导弹前体下表面的预压缩，升力较易提供，适用于高低空巡航飞行，是较理想的反舰导弹等超声速导弹的选择方案。上世纪七十年代美国研制的ASALM反舰导弹率先采用了颌下进气道技术，并成功进行了推进技术验证(PTV)飞行试验。ASALM反舰导弹使用的是液体燃料，来流空气经过S形管进入燃烧室，然后与液体燃料混合燃烧。针对固体推进剂、颌下进气式的发动机研究尚未见。

由于颌下进气道抬举高度较低，进气道出口无法大角度布置，不利于形成头部回流区以产生高温稳燃效果。燃气中硼颗粒等凝相燃料进入补燃室后，未实现点火便随空气一起离开补燃室，或者即使点火完成，在与大量冷空气掺混瞬间熄灭，燃烧组织困难，并且颌下进气道使得高温一次燃气与冲压空气掺混效果差，更增加了燃烧组织难度。

此外，长时间工作的热防护问题日益凸显，要求我们开发新型燃烧组织技术，既能保证富燃料固体推进剂的高效燃烧，又能改善壁面热防护问题。目前国内外的研究主要集中于双下侧进气道，通过形成回流区进行点火，采用二次进气提高燃烧效率，该方法一方面不适用于颌下进气式固体火箭冲压发动机，另一方面壁面温度分布不均匀，高温区接近3000K，低温区可能低于700K，增加了发动机热防护困难，不适合发动机长时间工作。因此，针对颌下进气式固体火箭冲压发动机，在补燃室燃烧特性研究基础上，有必要设计新型的掺混燃烧装置，探索适用于颌下进气式固体火箭冲压发动机的燃烧组织技术。

发明内容

针对现有技术中的上述不足之处，本发明设计了一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置。可以解决现有技术中由于颌下进气道抬举高度较低，进气道出口无法大角度布置，不利于形成头部回流区以产生高温稳燃效果；燃气中硼颗粒等凝相燃料进入补燃室后，未实现点火便随空气一起离开补燃室，或者即使点火完成，在与大量冷空气掺混瞬间熄灭，燃烧组织困难，并且颌下进气道使得高温一次燃气与冲压空气掺混效果差，更增加了燃烧组织难度；以及长时间工作的热防护等问题。

一方面，本发明实施例提供一种颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置，包括：圆形管道、位于所述圆形管道的入口处的安装部、位于所述圆形管道出口处的凸起部和位于所述圆形管道的所述入口处与所述出口处之间的分流通孔；其中，所述安装部环绕所述圆形管道的外表面设置；所述凸起部凸设于所述圆形管道的外表面且环绕所述圆形管道的外表面设置，所述凸起部的垂直于所述圆形管道中心轴线的截面为圆环，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上逐渐增大；所述分流通孔贯穿所述圆形管道的管壁。

在本发明其中一个实施例中，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上均匀增大。在本发明其中一个实施例中，所述分流通孔成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述圆形管道的入口处的距离相等。

另一方面，本发明实施例提供一种颌下进气式固体火箭冲压发动机，所述发动机补燃室内设置有如前述任一实施例所述的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置；其中，所述圆形管道的外表面平行于所述补燃室的内表面设置；所述圆形管道的所述安装部设置在所述补燃室的头部、且与所述补燃室的头部固定连接。

在本发明其中一个实施例中，所述分流通孔成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述圆形管道的入口处的距离相等、且对称设置在所述补燃室的颌下进气道的中心线的两侧。

本发明实施例的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置结构简单、尺寸小，可显著提高颌下进气式固体火箭冲压发动机补燃室内掺混燃烧效率；通过分流通孔设计，可将冲压空气分级，提高可靠点火性能；通过颌下进气道进气转环形进气的设置，形成一对反向旋流，增强掺混效果；此外掺混燃烧装置出口处可形成回流区，强化点火性能；环形进气还可起到气膜冷却效果，将高温燃气与补燃室壁面隔离开来，显著降低壁面温度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1A为本发明实施例提供的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置的结构示意图；

图1B、1C和1D分别为图1A所示的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置的主视图、右视图和剖面结构示意图；

图2A为无掺混燃烧装置的颌下进气式固体火箭冲压发动机沿剖面线AA的局部剖面结构示意图；

图2B为本发明实施例提供的有图1A所示的掺混燃烧装置的颌下进气式固体火箭冲压发动机沿剖面线AA的局部剖面结构示意图；

图3为实施例中有无掺混燃烧装置的颌下进气式固体火箭冲压发动机的补燃室内各处的燃烧效率曲线图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

针对现有技术中的不足之处，本发明实施例设计了一种固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置。本发明实施例的颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置是结合了颌下进气式固体火箭冲压发动机燃料燃烧特性，综合运用了分级燃烧、旋流燃烧和环形进气的特点设计而成。本发明实施例的固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置结构简单，功能显著，在颌下进气式固体火箭冲压发动机补燃室头部安装该掺混燃烧装置后，可保证可靠点火、高效燃烧，兼具有热防护效果。可显著提高颌下进气式固体火箭冲压发动机的燃烧性能，具有重要工程应用价值。

下面将详细介绍本发明实施例提供的颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置的结构和原理：

一方面，本发明实施例提供的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置，如图1A、图1B、1C和1D所示，本发明实施例的掺混燃烧装置例如包括：圆形管道、位于所述圆形管道的入口处的安装部、位于所述圆形管道出口处的凸起部和位于所述圆形管道的所述入口处与所述出口处之间的分流通孔。所述圆形管道、所述安装部以及所述凸起部例如为一体成型结构，将所述掺混燃烧装置分为所述圆形管道、所述安装部以及所述凸起部主要是为了描述方便。当然所述圆形管道、所述安装部以及所述凸起部例如还可是独立的三个部分，相互之间例如通过粘结和螺纹连接等方式固定连接。

其中，所述安装部例如环绕所述圆形管道的外表面设置。

所述凸起部例如凸设于所述圆形管道的外表面且环绕所述圆形管道的外表面设置，所述凸起部的垂直于所述圆形管道中心轴线的截面为圆环，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上逐渐增大，从而最终形成的所述掺混装置的出口处的外径尺寸呈现一种逐渐增大的变化趋势(在远离所述入口处的方向上)，形成一种类似喇叭的形状。

所述分流通孔贯穿所述圆形管道的管壁。

进一步地，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上例如均匀增大。

进一步地，所述分流通孔例如成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述圆形管道的入口处的距离相等。

另一方面，本发明实施例提供的颌下进气式固体火箭冲压发动机，如图2A和图2B所示，本发明实施例的所述颌下进气式固体火箭冲压发动机的补燃室内设置有如前述实施例所述的掺混燃烧装置。

其中，所述掺混燃烧装置的所述圆形管道的外表面平行于所述补燃室的内表面设置。

所述圆形管道的所述安装部设置在所述补燃室的头部、且与所述补燃室的头部固定连接。

进一步地，所述掺混燃烧装置的所述分流通孔成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述掺混燃烧装置的所述圆形管道的入口处的距离相等、且对称设置在所述补燃室的颌下进气道的中心线的两侧。

下面结合图2B描述本发明实施例的颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混装置的工作原理：

燃气从燃气入口喷入补燃室；

冲压空气从颌下进气道射入补燃室，由于掺混燃烧装置的阻碍，冲压空气沿掺混燃烧装置轮廓流动，并从掺混燃烧装置出口处的外表面轮廓(主要是凸起部的外表面形状)与补燃室内壁之间的间隙形成的环形出口射出，最终形成环形的、带有反向对涡的射流，还可在掺混燃烧装置出口处形成回流区。其中，回流区的存在有利于点火和火焰稳定；反向旋流可显著提高掺混效果，促进燃烧；环形的射流能够起到气膜冷却效果，将补燃室内形成的高温燃气与补燃室壁面隔离开，显著降低补燃室壁面温度，从而起到很好的热防护效果。

此外，掺混燃烧装置上的分流通孔的存在，可将通过颌下进气道射入补燃室内部的冲压空气分级流入补燃室，具体地，射入补燃室内部的一部分冲压空气流入掺混燃烧装置尾部；一部分冲压空气则通过分流通孔进入掺混燃烧装置内部，与一次燃气一起燃烧，形成高温区，从而保证可靠点火，同时能够加强冲压空气与一次燃气的掺混效果。

综上所述，本发明实施例提供的颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置的优点在于：

掺混燃烧装置结构简单、尺寸小，可显著提高颌下进气式固体火箭冲压发动机补燃室内的掺混燃烧效率和壁面热防护性能；

通过分流通孔的设计，可将冲压空气分级，一部分冲压空气通过分流通孔射入掺混燃烧装置内，大大提高可靠点火性能，不易导致熄火；

通过掺混燃烧装置的凸起部实现了颌下进气道进气转环形进气的设置，最终形成一对反向旋流，可以大大增强掺混效果，结合冲压空气分级进气有利于提高燃烧效率；此外在掺混装置出口处可形成回流区，强化点火性能；环形射流可以起到气膜冷却效果，将高温燃气与颌下进气式固体火箭冲压发动机补燃室壁面隔离开来，显著降低发动机补燃室壁面温度；

由于掺混燃烧装置尺寸较小，因而对补燃室质量的增加较小。本发明实施例可以实现：在可以接受的总压损失范围内，能够大幅提高燃烧性能。

最终，本发明实施例以10km、3Ma的飞行工况为例，对有无本发明实施例提供的掺混燃烧装置的颌下进气式固体火箭冲压发动机进行了性能计算，计算结果如图3所示，其中，横坐标X代表采样点距离补燃室头部的距离，L代表补燃室的总长度(补燃室尾部距离补燃室头部的距离)。从图3中可以看出，本发明实施例的掺混燃烧装置可显著提高发动机补燃室内的燃烧效率(采用温升效率)，燃烧效率从52.84％升高至98.12％。补燃室壁面最高温度能够降低1000K左右，显著改善热防护性能，有助于颌下进气式固体火箭冲压发动机长时间工作。

在此值得一提的是，本发明实施例所提供的掺混燃烧装置并不仅仅局限于说明书附图中所涉及的形式，例如还可以在掺混燃烧装置上开数量不等、不同尺寸、不同位置、不同形状、不同角度的分流通孔，在实现冲压空气流量分级的同时，将一次射流转换为双旁侧射流、X型进气等方式，兼具环形气流和旋流的特征，具有高温点火效果好，掺混燃烧效率高，热防护能力突出等优点。最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (5)

1.一种颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置，其特征在于，包括：圆形管道、位于所述圆形管道的入口处的安装部、位于所述圆形管道出口处的凸起部和位于所述圆形管道的所述入口处与所述出口处之间的分流通孔；

其中，所述安装部环绕所述圆形管道的外表面设置；

所述凸起部凸设于所述圆形管道的外表面且环绕所述圆形管道的外表面设置，所述凸起部的垂直于所述圆形管道中心轴线的截面为圆环，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上逐渐增大；

所述分流通孔贯穿所述圆形管道的管壁。

2.如权利要求1所述的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置，其特征在于，所述凸起部凸出于所述圆形管道的外表面的高度在远离所述圆形管道入口处的方向上均匀增大。

3.如权利要求1所述的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置，其特征在于，所述分流通孔成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述圆形管道的入口处的距离相等。

4.一种颌下进气式固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述发动机补燃室内设置有如权利要求1所述的颌下进气式固体火箭冲压发动机掺混燃烧装置；

其中，所述圆形管道的外表面平行于所述补燃室的内表面设置；

所述圆形管道的所述安装部设置在所述补燃室的头部、且与所述补燃室的头部固定连接。

5.如权利要求4所述的颌下进气式固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述分流通孔成对设置，成对设置的两个分流通孔距离所述圆形管道的入口处的距离相等、且对称设置在所述补燃室的颌下进气道的中心线的两侧。