CN111664022B - 一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，所述燃烧室为由呈空心筒状且两端开口的壳体和设置在壳体内的中心体围设形成的腔室，所述腔室包括依次连通的进气道、隔离段通道、混合通道、扩张通道、燃烧室腔体、燃烧室喉道和尾喷管，所述扩张通道和/或所述燃烧室腔体处设置有燃油喷嘴，所述隔离段通道处设置有环形火箭。本发明利用环形火箭对空气进行混合增压，混合气流在扩张段内由超声速转变为亚声速并形成节流截面，防止燃烧室燃烧过程中产生的脉动压力向上游传播；同时采用环形火箭引射增压，提高了燃烧室的燃烧效率，拓宽了旋转爆震发动机的飞行包线范围，使飞行器在飞行马赫数较低时也能够正常工作，为飞行器提供了稳定的推力。

Description

一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室

技术领域

本发明涉及空天发动机推进技术领域，特别地，涉及旋转爆震发动机燃烧室。

背景技术

发动机的速域范围是发动机的一项重要设计指标，速域范围宽意味着发动机适用范围更广，飞行包线范围越大，发动机越实用，应用前景越广。常规旋转爆震发动机由于单纯的依靠空气冲压的作用，导致飞行速度较低时，发动机冲压作用不够，空气增压不明显，发动机推力性能低下。

为了拓宽旋转爆震发动机飞行包线范围，增加其燃烧效率，使其能够在更广的空域下稳定工作，业内急需一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室的新型技术。

发明内容

本发明目的在于提供一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，采用火箭引射增压的方式，对空气进行补充增压，使飞行器在飞行马赫数较低时，旋转爆震发动机也能够正常工作，为飞行器提供稳定的推力。

为实现上述目的，本发明提供了一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，燃烧室为由呈空心筒状且两端开口的壳体和设置在壳体内的中心体围设形成的腔室，所述腔室包括依次连通的进气道、隔离段通道、混合通道、扩张通道、燃烧室腔体、燃烧室喉道和尾喷管，所述扩张通道和/或所述燃烧室腔体前部设置有燃油喷嘴，所述隔离段通道处设置有环形火箭。

进一步的，所述中心体的中心轴线、环形火箭的中心轴线以及进气道的中心轴线重合。

进一步的，所述环形火箭通过螺栓和定位销固定在中心体上，环形火箭的燃油油箱位于中心体内部。

进一步的，所述环形火箭为一体式结构或者由多个扇形火箭围设而成。

进一步的，当所述环形火箭为一体式结构时，一体式的环形火箭包括依次连接的火箭燃烧室、火箭喉部、环形膨胀面和环形喷口；一体式的环形火箭产生的燃气通过环形膨胀面射入混合通道。

进一步的，当所述环形火箭由多个扇形火箭围设而成时，多个扇形火箭沿着中心体周向布置，相邻的扇形火箭之间有5°以内的环形缝隙；所述扇形火箭包括依次相连的火箭燃烧室、火箭喉部和扇形喷管；所述扇形火箭产生的燃气通过扇形喷管射入混合通道。

进一步的，所述环形火箭外侧设有隔热环；所述燃烧室腔体内壁面设有预爆震管或高能火花塞。

进一步的，所述燃烧室腔体与扩张通道相连接处设有突扩，燃烧室腔体的高度是扩张通道的高度的1.1-2倍；所述环形火箭对应的出口面积是隔离段通道对应的出口面积的0.15-2.5倍。

进一步的，所述混合通道的高度是隔离段通道的高度的1.1-1.3倍，所述混合通道的长度是混合通道的高度的3-8倍。

作为同一个发明构思，本发明还提供了一种发动机，所述发动机内设有上述的旋转爆震冲压发动机燃烧室。

本发明具有以下有益效果：

一、本发明提供的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，利用环形火箭对空气进行混合增压，混合气流在扩张段内由超声速转变为亚声速并形成节流截面，防止燃烧室燃烧过程中产生的脉动压力向上游传播；同时，利用环形火箭的高温高压燃气，对发动机捕获的空气进行引射增压，提高了燃烧室的燃烧效率，拓宽了旋转爆震发动机的飞行包线范围，尤其是使飞行器在飞行马赫数较低时，旋转爆震发动机也能够正常工作，使其能够在更广的空域下稳定工作。

二、本发明提供的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，在混合通道之后布置了扩张通道，火箭燃气与空气混合后产生的高压混合气体压力大于燃烧室内燃烧的峰值压力，因此隔绝了下游燃烧室的脉动压力对进气道的影响。

三、本发明提供的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，燃油喷嘴布置在扩张通道和/或燃烧室腔体前部，由于燃油喷注位置的提前和多重喷注点，改善了燃油与混合气体的混合效果，提高了燃料混合效率，有助于提高燃烧效率。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室的整体结构图；

图2是图1的局部放大图；

图3是本发明中当环形火箭为一体式结构时的结构示意图；

图4是本发明中当环形火箭由多个扇形火箭围设而成时单个扇形火箭的结构示意图；

其中，1、中心体，2、进气道，3、隔离段通道，4、环形火箭，5、混合通道，6、扩张通道，7、燃油喷嘴，8、燃烧室腔体，9、燃烧室喉道，10、尾喷管，11、隔热环，12、火箭燃烧室，13、火箭喉部，14、环形膨胀面，15、环形喷口，16、扇形喷管。

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的一部分实施例，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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

参见图1至图4，一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，具体为一种宽速域引射型旋转爆震发动机燃烧室，所述燃烧室为由呈空心筒状且两端开口的壳体和设置在壳体内的中心体1围设形成的腔室，所述腔室包括依次连通的进气道2、隔离段通道3、混合通道5、扩张通道6、燃烧室腔体8、燃烧室喉道9和尾喷管10，所述扩张通道6和/或所述燃烧室腔体8前部设置有燃油喷嘴7，所述隔离段通道3处设置有环形火箭4。本发明提供的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，利用环形火箭4对空气进行混合增压，混合气流在扩张段内由超声速转变为亚声速并形成节流截面，防止燃烧室燃烧过程中产生的脉动压力向上游传播；同时，利用环形火箭4的高温高压燃气，对发动机捕获的空气进行引射增压，提高了燃烧室的燃烧效率，拓宽了旋转爆震发动机的飞行包线范围，尤其是使飞行器在飞行马赫数较低时，旋转爆震发动机也能够正常工作，使其能够在更广的空域下稳定工作。

所述中心体1的中心轴线、环形火箭4的中心轴线以及进气道2的中心轴线重合。所述环形火箭4通过螺栓和定位销固定在中心体1上，环形火箭4的燃油油箱位于中心体1内部。

所述环形火箭4为一体式结构或者由多个扇形火箭围设形成环形。当所述环形火箭4为一体式结构时，一体式的环形火箭包括依次连接的火箭燃烧室12、火箭喉部13、环形膨胀面14和环形喷口15(参见图3)。一体式的环形火箭产生的燃气通过环形膨胀面14射入混合通道5。当所述环形火箭4由多个扇形火箭围设形成环形时，多个扇形火箭沿着中心体1周向布置，每个扇形火箭结构均单独独立，各负责一个扇面环缝，相邻的扇形火箭之间可以有5°以内的环形缝隙。所述扇形火箭包括依次相连的火箭燃烧室12、火箭喉部13和扇形喷管16(参见图4)。所述扇形火箭产生的燃气通过扇形喷管16射入混合通道5。环形火箭4可以采用气氧煤油火箭，也可采用其他类型的火箭，保证火箭燃气出口总温大于1500K。

所述环形火箭4外表面包裹有一层隔热环11，用于隔绝环形火箭4的温度向隔离段通道的扩散。所述燃烧室腔体8内壁面设有预爆震管或高能火花塞，可以形成一个或者多个爆震波在燃烧室内沿周向连续旋转传播。

具体的，进气道2捕获的空气经过隔离段通道3与环形火箭4的火箭燃气在混合通道5中进行充分的混合，提高了空气的总压，并在扩张通道6内混合气流由超声速转变为亚声速形成节流截面。

根据不同的飞行状态，燃油喷嘴7的位置可做适应性的调整，可以只使用布置在扩张通道6上的喷嘴进行工作，也可以只使用布置在燃烧室腔体8前部，或同时都使用。

所述燃烧室是安装在轴对称布局的中心体1上，中心轴线距离隔离段通道3下边缘的距离为D0/2，隔离段通道3的高度H1，其范围为0.03D0<H1<0.08D0。隔离段通道的高度决定了最终进入燃烧室空气的流量。

环形火箭4出口高度H2，火箭的出口马赫数范围为1.5至3，环形火箭4对应的出口面积为AH2，隔离段通道3对应的出口面积为AH1。两者间面积对应关系为0.15AH1<AH2<2.5AH1。高度H2决定了参加增压的火箭能量。为了隔绝环形火箭4温度向隔离段的扩散，隔离段通道3与环形火箭4之间设有隔热环11，所述隔热环11的厚度为0.1H1至0.4H1。环形火箭4出口的高度H2、隔离段通道3的高度H1与隔热环11的厚度三者之和总高度为混合通道5的高度H3，混合通道5的高度H3的高度范围为1.1H1<H3<1.3H1。混合通道5的长度L1，根据环形火箭4的火箭气流与空气的混合效果进行设计，混合通道5的长度范围为3H3<L1<8H3。环形火箭4位于隔离段通道3内侧中心体1的外侧，环形火箭4的火箭出口截面与隔离段通道3的出口截面齐平。混合通道5的长度L1最为关键，决定了火箭气流与空气气流能否混合均匀，长度过长会增加发动机的重量进而降低发动机的推重比，长度太短会导致火箭气流与空气混合不均匀影响增压效果，导致燃烧室峰值压力影响进气道2空气捕获，空气增压不明显会导致发动机不能正常工作。为了达到火箭增压的整体效果，需要严格按本发明所示的尺寸要求进行配置。

扩张通道6的长度为L2，其范围为0.2L1<L2<0.4L1，扩张通道6出口截面的高度为H4，其范围为1.1H3<H4<1.4H3。扩张通道6的长度L2决定了扩张通道6的扩张角度，扩张太快会导致流动分离，带来损失；扩张通道6出口截面的高度H4由燃烧室在燃烧过程中的最大压力确定，H4高度过小会导致扩压不充分，影响发动机正常工作。

燃烧室腔体8与扩张通道6相连接处有一个突扩，便于燃烧室腔体8内形成回流区，突扩的最大高度为H5，其范围为1.1H4<H5<2H4。燃烧室腔体8长度为L3，其范围为7H5<L3<15H5，燃烧室腔体8的出口截面为燃烧室喉道9，燃烧室喉道9的高度为H6，其范围为1.5H2<H6<3H2。突扩的最大高度H5由燃烧室最大峰值压力决定，燃烧室腔体8的长度L3决定了燃烧室的燃烧效果，若H5和L3尺寸不合适都会导致燃烧室工作不正常。燃烧室喉道9的高度H6是燃烧室出口处的扼流截面尺寸，控制了最终在燃烧室中能够达到的峰值压力。

除隔离段通道3的高度以距离中心轴线D0/2处作为隔离段通道3的下边缘计算以外，其他部件的高度均以混合通道5下边缘作为基准沿半径方向向外推算。另外，也可在燃烧室腔体8中的燃油喷嘴7下游设置凹腔，增加燃烧效果。

本发明还提供了一种发动机，所述发动机内设有上述的旋转爆震冲压发动机燃烧室。

实施例一

结合飞行轨迹，在低马赫数飞行时，若进气道2捕获的流量为4kg/s，总压1.5atm±0.2atm。

混合通道5的长度L1，其范围取4.3H3<L1<6H3，火箭流量范围为2.5kg/s至4kg/s，火箭出口马赫数范围为2至2.5。混合通道5高度H3高度范围为1.1H1<H3<1.18H1。

如图1所示的一种宽速域引射型旋转爆震发动机燃烧室为由呈空心筒状且两端开口的壳体和设置在壳体内的中心体1围设形成的腔室，所述腔室包括依次连通的进气道2、隔离段通道3、混合通道5、扩张通道6、燃烧室腔体8、燃烧室喉道9和尾喷管10，所述扩张通道6和/或所述燃烧室腔体8前部设置有燃油喷嘴7，所述隔离段通道3处设置有环形火箭4。进气道2捕获的空气经过隔离段通道3与环形火箭4的火箭燃气在混合通道5中进行充分的混合，提高了空气的总压，并在扩张通道6内混合气流由超声速转变为亚声速形成节流截面。

燃油喷嘴7可以布置在扩张通道6，也可以布置在燃烧室腔体8前部。根据不同的飞行状态，燃油喷嘴7或只在扩张通道6，或只在燃烧室腔体8前部，或同时喷注。

所述燃烧室是安装在轴对称布局的飞行器(即中心体1)上，中心轴线距离隔离段通道3下边缘的距离为D0/2，隔离段通道3的高度H1，其范围为0.03D0<H1<0.08D0。

环形火箭4的出口高度H2，环形火箭4对应的出口面积为AH2，隔离段通道3对应的出口面积为AH1。两者之间的面积对应关系为0.15AH1<AH2<2.5AH1。为了隔绝环形火箭4温度向隔离段的扩散，设置一层隔热环11包裹在环形火箭4外侧。隔热环11在隔离段通道3与环形火箭4之间，隔热环11的厚度为0.1H1至0.4H1。环形火箭4的出口高度H2、隔离段通道3的高度H1与隔热环11的厚度三者之和总高度为混合通道5的高度H3。扩张通道6的长度L2，其范围为0.2L1<L2<0.4L1,扩张通道6出口截面的高度为H4，其范围为1.1H3<H4<1.4H3。

燃烧室腔体8与扩张通道6相连接处有一个突扩，突扩的最大高度为H5，其范围为1.1H4<H5<2H4。燃烧室腔体8的长度为L3，其范围为7H5<L3<15H5，燃烧室腔体8的出口截面为燃烧室喉道9，燃烧室喉道9的高度为H6，其范围为1.5H2<H5<3H2。

除隔离段通道3的高度以距离中心轴线D0/2处作为隔离段通道3的下边缘计算以外，其他部件的高度均以混合通道5下边缘作为基准沿半径方向向外推算。

混合空气经过扩张通道6环缝喷入燃烧室腔体8与燃油喷嘴7喷注的燃油混合，通过预爆震管或高能火花塞点火，形成一个或者多个爆震波在燃烧室内沿周向连续旋转传播，高压爆震产物迅速膨胀，从燃烧室喉道9排出，经过尾喷管10产生推力。

本实施例中环形火箭4采用一体式结构经过环形膨胀面14，最后通过高度H2的环形喷口15将高温高压燃气喷出。所述环形火箭4采用气氧煤油火箭。

实施例二

结合飞行轨迹，在低马赫数飞行时，若进气道2捕获的流量为4kg/s，总压2atm±0.2atm。

混合通道5的长度L1，其范围取3.3H3<L1<4.3H3，火箭流量范围为1.5kg/s至2.5kg/s，火箭出口马赫数范围为1.5至2。混合通道5高度H3高度范围为1.1H1<H3<1.15H1。

本实施例中环形火箭4由八个扇形火箭沿着中心体1周向布置，各负责一个扇面环缝，最后通过高度H2的扇形喷管16将高温高压燃气喷出。所述环形火箭4采用气氧煤油火箭。

实施例三

结合飞行轨迹，在低马赫数飞行时，若进气道2捕获的流量为4kg/s，总压1atm±0.2atm。

混合通道5的长度L1，其范围取5H3<L1<8H3，火箭流量范围为3kg/s至6kg/s，火箭出口马赫数范围为1.5至3。混合通道5高度H3高度范围为1.15H1<H3<1.3H1。

本实施例中环形火箭4由十二个扇形火箭沿着中心体1周向布置，各负责一个扇面环缝，最后通过高度H2的扇形喷管16将高温高压燃气喷出。所述环形火箭4采用气氧煤油火箭。

综上所述，本发明提供的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，在旋转爆震环形燃烧室前部增加了环形火箭，利用环形火箭对空气进行混合增压，混合气流在扩张段内由超声速转变为亚声速并形成节流截面，防止燃烧室燃烧过程中产生的脉动压力向上游传播。同时，采用环形火箭引射增压，对空气进行补充增压，提高了燃烧室的燃烧效率，拓宽了旋转爆震发动机的飞行包线范围，使飞行器在飞行马赫数较低时，旋转爆震发动机也能够正常工作，为飞行器提供了稳定的推力。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，燃烧室为由呈空心筒状且两端开口的壳体和设置在壳体内的中心体围设形成的腔室，所述腔室包括依次连通的进气道、隔离段通道、混合通道、扩张通道、燃烧室腔体、燃烧室喉道和尾喷管，所述扩张通道和/或所述燃烧室腔体前部设置有燃油喷嘴，所述隔离段通道处设置有环形火箭；所述中心体的中心轴线、环形火箭的中心轴线以及进气道的中心轴线重合；

所述燃烧室腔体与扩张通道相连接处设有突扩，燃烧室腔体的高度是扩张通道的高度的1.1-2倍；所述环形火箭对应的出口面积是隔离段通道对应的出口面积的0.15-2.5倍；

所述混合通道的高度是隔离段通道的高度的1.1-1.3倍，所述混合通道的长度是混合通道的高度的3-8倍。

2.根据权利要求1所述的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，所述环形火箭通过螺栓和定位销固定在中心体上，环形火箭的燃油油箱位于中心体内部。

3.根据权利要求1所述的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，所述环形火箭为一体式结构或者由多个扇形火箭围设而成。

4.根据权利要求3所述的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，当所述环形火箭为一体式结构时，一体式的环形火箭包括依次连接的火箭燃烧室、火箭喉部、环形膨胀面和环形喷口；一体式的环形火箭产生的燃气通过环形膨胀面射入混合通道。

5.根据权利要求3所述的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，当所述环形火箭由多个扇形火箭围设而成时，多个扇形火箭沿着中心体周向布置，相邻的扇形火箭之间有5°以内的环形缝隙；所述扇形火箭包括依次相连的火箭燃烧室、火箭喉部和扇形喷管；所述扇形火箭产生的燃气通过扇形喷管射入混合通道。

6.根据权利要求1所述的一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室，其特征在于，所述环形火箭外侧设有一层隔热环；所述燃烧室腔体内壁面设有预爆震管或高能火花塞。

7.一种发动机，其特征在于，所述发动机内设有如权利要求1-6任一所述的旋转爆震冲压发动机燃烧室。

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