CN110425572B - 用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构 - Google Patents

用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构，该结构包括柱体结构和基座，柱体结构由多孔外壳和空心支撑杆组成，多孔外壳由金属颗粒烧结的多孔材料构成，多孔外壳包裹在空心支撑杆顶部并烧结为柱体结构整体；空心支撑杆贯穿出基座，内部纵向设置有注入通道，底部设置有注入口；燃料通过注入口进入注入通道，然后注入到柱体结构的空腔内部。本发明解决了基于中心稳燃技术的冲压发动机燃烧室内燃料供给结构无法冷却的问题，提出了一种用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，采用金属颗粒烧结多孔单柱状结构进行燃料供给，同时利用燃料实现结构的全覆盖发汗冷却。

Description

用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构
技术领域
本发明涉及一种用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，用于超声速飞行器冲压发动机内部为燃烧室供给碳氢燃料，属于冲压发动机技术领域。
背景技术
超声速飞行器是世界各国飞行器推进技术研究的重点之一，也是目前各国军事上优先发展的技术领域之一。热防护系统是高速声速飞行器必不可少的部分，可以在极端热环境中保障飞行器正常工作。随着高速声速飞行器的发展，飞行器面临的最大热负荷已经远远超出传统冷却技术所能提供的冷却能力，特别是发动机燃烧室内关键部件的冷却成为了制约超速声速推进技术的瓶颈。
目前，冲压发动机所采用的中心稳燃技术是建立在高温合金锥形支板燃料供给结构上的。一方面，在冲压发动机内的高焓气流中，高温合金锥形支板前缘只能依靠材料的耐热性能来抵抗气流的温度；另一方面，高温合金锥形支板厚度有限，在内部加工燃料的流动通道异常困难，对高温合金加工技术的要求极高。随着超声速飞行器飞行马赫数的进一步提升，冲压发动机内的气流总温将远远超过高温合金的熔点，这种难以在锥形前缘加工冷却通道的高温合金锥形支板将无法正常工作。
发明内容
本发明为解决基于中心稳燃技术的冲压发动机燃烧室内燃料供给结构无法冷却的问题，提出了一种用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，采用金属颗粒烧结多孔单柱状结构进行燃料供给，同时利用燃料实现结构的全覆盖发汗冷却。
本发明提出一种用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构包括柱体结构和基座，所述柱体结构上部设置于基座的上方，且下部贯穿出基座；所述柱体结构包括多孔外壳和空心支撑杆，所述多孔外壳包裹在空心支撑杆顶部并烧结为柱体结构整体，所述空心支撑杆贯穿出基座；所述多孔外壳为空心圆柱结构，内部包有空腔，所述多孔外壳为金属颗粒烧结的多孔介质材料构成，所述金属颗粒的材料成分为06Cr17Ni12Mo2，所述金属颗粒的尺寸为25至35微米，烧结后的多孔介质材料的孔隙率为0.25至0.35，所述多孔介质材料内部形成的孔道为微米级通道；所述空心支撑杆内部纵向设置有注入通道，所述注入通道与空腔连通，所述空心支撑杆底部设置有注入口，燃料通过注入口进入注入通道，然后注入到多孔外壳的空腔内。
优选地，所述多孔外壳的高度为25mm，外径为10mm，壁厚为3mm。
优选地，所述空心支撑杆为钢结构，所述钢结构的材料成分为06Cr17Ni12Mo2。
优选地，所述基座上设置有纵向剖面为T型的嵌入孔，所述空心支撑杆完全沉入嵌入孔内，并穿出嵌入孔。所述多孔外壳不与基座接触。
优选地，所述基座为钢结构，所述钢结构的材料成分为1Cr18Ni9。
本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的工作原理为：
多孔外壳为金属颗粒烧结多孔介质材料制成的带有大量微米级通道的多孔介质。具有一定压力的燃料由空心支撑杆注入到多孔外壳内的空腔，燃料的压力高于外界环境的静压，在压差的驱动下燃料沿着多孔外壳的微细通道进行渗透，在渗透的同时对多孔外壳的金属骨架进行冷却，最终燃料渗透到多孔外壳的外表面，并进入到燃烧室内，同时在多孔外壳的外表面形成全覆盖的冷却膜。
该结构采用金属颗粒烧结多孔介质材料制成的空心柱状结构为冲压发动机进行燃料的注入供给，采用多孔介质发汗的形式将燃料注入到冲压发动机燃烧室，在燃料注入的过程中实现了多孔介质全覆盖发汗冷却，燃料被作为冷却剂对多孔单柱状注入结构进行冷却。
本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的有益效果为：
1、本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，不仅能够进行正常的燃料注入，同时还能为注入结构提供全覆盖的发汗冷却；
2、本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，利用金属颗粒烧结多孔介质将燃料注入到冲压发动机燃烧室内，可以加强燃料的雾化和气化效果，并提升燃料与空气的掺混效果；
3、本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，在冲压发动机内高焓气流环境中，利用燃料的发汗过程来实现冷却，将燃料供给过程和结构冷却过程耦合在一起，提升燃料供给结构的可靠性。
附图说明
图1是本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的结构示意图；
图2是本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的立体结构图；
图3是本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的多孔外壳扫描电镜照片；
图4是本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构的稳定工作时状态；
图5是本发明所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构在稳定工作时的表面温度；
附图标记：1-多孔外壳；2-空腔；3-空心支撑杆；4-注入通道；5-注入口；6-基座。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明：
具体实施方式一：参见图1-图5说明本实施方式。本实施方式所述的用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构包括柱体结构和基座6，所述柱体结构上部设置于基座6的上方，下部贯穿出基座6；所述柱体结构包括多孔外壳1和空心支撑杆3，所述多孔外壳1包裹在支撑杆3的顶部并烧结为柱体结构整体，所述空心支撑杆3穿出基座6；所述多孔外壳1为空心圆柱结构，内部包有空腔2，所述多孔外壳1为金属颗粒烧结的多孔介质材料构成，所述金属颗粒的材料成分为06Cr17Ni12Mo2，所述金属颗粒的尺寸为25至35微米，烧结后的多孔介质材料的孔隙率为0.25至0.35，所述多孔介质材料内部形成的孔道为微米级通道；所述空心支撑杆3内部纵向设置有注入通道4，所述注入通道4与空腔2连通，所述空心支撑杆3底部设置有注入口5，燃料通过注入口5进入注入通道4，然后注入到多孔外壳1的空腔2内，并以发汗的形式注入到外界环境。
所述多孔外壳1的高度为25mm，外径为10mm，壁厚为3mm。
所述空心支撑杆3为不可渗透的钢结构，所述钢结构的材料成分为06Cr17Ni12Mo2。
所述基座6上设置有纵向切面为T型的嵌入孔，所述空心支撑杆3完全沉入嵌入孔内，所述多孔外壳1不与基座6接触。所述空心支撑杆3的底部贯穿出基座6的底部
所述基座6为不可渗透的钢结构，所述钢结构的材料成分为1Cr18Ni9。所述柱体结构被装配在基座6上，其中空心支撑杆3完全沉入基座6中，并与基座6紧密贴合。空心支撑杆3的底部超出基座6的底部，与油泵系统连接。
本发明所述的一种用于超声速飞行器冲压发动机的金属颗粒烧结多孔单柱状燃料供给结构，该结构用于超声速飞行器冲压发动机内部为燃烧室供给碳氢燃料，该结构采用发汗的形式进行燃料供给，在供给燃料的同时利用燃料发汗对自身进行全覆盖发汗冷却。
图3为多孔外壳1表面的扫描电镜照片。多孔外壳1为多孔介质，充满了大量的微米级通道。燃料在注入到多孔外壳1内部的空腔2后，将在这些微米级通道内渗透，并最终渗透到多孔外壳1的外部。在渗透过程中，燃料与所接触到的多孔介质金属骨架进行热交换，呈现出了发汗冷却的效果。
图4显示了将本发明提出的燃料供给结构置于高焓超声速气流中的工作状态。气流的马赫数为2.1，气流的总温为1200K，燃料以每分钟2000毫升的流量顺利通过多孔外壳1注入到了外界环境中，并迅速雾化和气化。燃料在注入的过程中，对多孔外壳1形成了发汗冷却的效果，保证了燃料供给结构在极端环境下的结构完整性。
图5显示了图4中燃料供给结构的红外热成像结果。多孔外壳1在正常注入燃料的过程中得到了良好的冷却，表面最高温度不超过520K。燃料的发汗冷却覆盖到了多孔外壳1整个外表面，极大提升了燃料供给结构的可靠性。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明。所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，还可以是上述各个实施方式记载的特征的合理组合，凡在本发明精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构，其特征在于，包括柱体结构和基座(6)，所述柱体结构上部设置于基座(6)的上方，下部贯穿出基座(6)；
所述柱体结构包括多孔外壳(1)和空心支撑杆(3)，所述多孔外壳(1)包裹在空心支撑杆(3)的顶部并烧结为柱体结构整体，所述空心支撑杆(3)贯穿出基座(6)；
所述多孔外壳(1)为空心圆柱结构，内部包有空腔(2)，所述多孔外壳(1)为金属颗粒烧结的多孔介质材料构成，所述金属颗粒的材料成分为06Cr17Ni12Mo2，所述金属颗粒的尺寸为25至35微米，烧结后的多孔介质材料的孔隙率为0.25至0.35，所述多孔介质材料内部形成的孔道为微米级通道；
所述空心支撑杆(3)内部纵向设置有注入通道(4)，所述注入通道(4)与空腔(2)连通，所述空心支撑杆(3)底部设置有注入口(5)，燃料通过注入口(5)进入注入通道(4)，然后注入到多孔外壳(1)的空腔(2)内；
所述空心支撑杆(3)为钢结构，所述钢结构的材料成分为06Cr17Ni12Mo2；
所述基座(6)上设置有T型嵌入孔，所述空心支撑杆(3)穿过嵌入孔；
所述基座(6)为钢结构，所述钢结构的材料成分为1Cr18Ni9；
所述空心支撑杆(3)的底部贯穿出基座(6)的底部。
2.根据权利要求1所述的用于超声速飞行器冲压发动机的多孔单柱状燃料供给结构，其特征在于，所述多孔外壳(1)的高度为25mm，外径为10mm，壁厚为3mm。
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