CN112413644B - 一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

Description

一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体是一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机。

背景技术

现有超燃冲压发动机燃烧室构型大多采用转角型的燃烧室喉道，如图1所示。通常在该喉道转角后发生亚声速-超声速的转变(声速线)，声速线后有一道强烈的激波，并存在压力骤降，造成极大的激波损失。

现有超燃冲压发动机燃烧室构型在高马赫数下的燃烧区后移至凹腔下游等直段，火焰处于未优化组织燃烧状态。在低马赫数下，大当量比燃料喷注时，燃烧过于强烈易发生热堵，使得发动机易产生燃烧不稳定。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

为实现上述目的，本发明提供一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。

进一步优选地，所述二级喉道的半径大于所述一级喉道的半径。

进一步优选地，所述一级喉道的半径大于所述燃烧室上游等值段的半径。

进一步优选地，所述二级凹腔的半径小于或等于所述一级凹腔的半径。

进一步优选地，所述一级喉道包括平滑相连的一级喉道收缩段与一级喉道扩张段，所述一级喉道收缩段与所述一级喉道扩张段的型线均为样条曲线，所述一级喉道收缩段与所述一级凹腔平滑相连，所述一级喉道扩张段与所述二级凹腔平滑相连。

进一步优选地，所述二级喉道包括平滑相连的二级喉道收缩段与二级喉道扩张段，所述二级喉道收缩段与所述二级喉道扩张段的型线均为样条曲线，所述二级喉道收缩段与所述二级凹腔平滑相连，所述二级喉道扩张段与所述燃烧室下游等值段平滑相连。

为实现上述目的，本发明提供一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室的设计方法，包括如下步骤：

步骤1，在已知燃烧室来流空气参数、燃料喷注方案与燃烧室入口尺寸的前提下，根据包括冲压启动特性、稳焰性能、燃烧效率、结构约束在内的要求确定一级喉道的初始半径、一级凹腔的初始前缘深度与一级凹腔的初始底壁长度；

步骤2，基于样条曲线设计方法得到一级喉道收缩段的型线，对一级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到一级喉道的型线构型，其中，一级喉道的初始半径大于燃烧室的入口半径以稳定超声速燃烧火焰；

步骤3，设计二级凹腔的初始底壁长度和二级凹腔的初始半径，以保证燃烧室处在亚声速燃烧状态时二级凹腔能够完全容纳火焰，并且满足二级凹腔的初始半径小于或等于一级凹腔的初始半径；

步骤4，基于样条曲线设计方法得到二级喉道收缩段的型线，对二级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到二级喉道的型线构型，其中，二级喉道的初始半径大于一级喉道的初始半径，以满足低来流马赫数条件下大燃料当量比燃烧状态时燃烧火焰不会反推至隔离段；

步骤5，基于步骤1-步骤4得到的各项初始值进行数值仿真，以优化一级凹腔、二级凹腔和一级喉道、二级喉道之间半径和长度的比例，进一步减缓甚至消除压力在经过喉道后出现沿程突降等剧烈变化，延长特征燃烧尺度，增大有效燃烧容积，在给定发动机工作范围内得到燃烧室最优构型方案。

为实现上述目的，本发明提供一种超燃冲压发动机，具有上述的燃烧室。

本发明提供的一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，相较于现有的超燃冲压发动机燃烧室构型，具有如下有益效果：

1.采用双喉道设计进而有效的降低激波损失；

2.通过双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间；

3.拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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示出的结构获得其他的附图。

图1为现有技术中超燃冲压发动机燃烧室构型示意图；

图2为本发明实施例中超燃冲压发动机双喉道燃烧室的构型示意图；

图3为本发明实施例中超燃冲压发动机双喉道燃烧室的设计流程图；

图4为本发明实施例中超燃冲压发动机双喉道燃烧室一级喉道的声速线示意图；

图5为本发明实施例中超燃冲压发动机双喉道燃烧室二级喉道的声速线示意图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

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。

如图2所示为本实施例公开的一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室，该燃烧室包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段1、一级凹腔2、一级喉道3、二级凹腔4、二级喉道5、燃烧室下游等值段6；一级喉道3与一级凹腔2、二级凹腔4之间均平滑相连，二级喉道5与二级凹腔4、燃烧室下游等值段6之间均平滑相连。

其中，二级喉道5的半径大于一级喉道3的半径，以满足低来流马赫数条件下大燃料当量比燃烧状态时燃烧火焰不会反推至隔离段。一级喉道3的半径大于燃烧室上游等值段1的半径，以用于以稳定超声速燃烧火焰。二级凹腔4的半径小于或等于一级凹腔2的半径。

进一步具体地，一级喉道3包括平滑相连的一级喉道收缩段与一级喉道扩张段，一级喉道收缩段与一级喉道扩张段的型线均为样条曲线，一级喉道收缩段与一级凹腔2平滑相连，一级喉道扩张段与二级凹腔4平滑相连。

进一步具体地，二级喉道5包括平滑相连的二级喉道收缩段与二级喉道扩张段，二级喉道收缩段与二级喉道扩张段的型线均为样条曲线，二级喉道收缩段与二级凹腔4平滑相连，二级喉道扩张段与燃烧室下游等值段6平滑相连。

基于上述超燃冲压发动机双喉道燃烧室，本实施例还公开了一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室的设计方法，参考图2-3，包括如下步骤：

步骤1，在已知燃烧室来流空气参数、燃料喷注方案与燃烧室入口尺寸r1的前提下，根据包括冲压启动特性、稳焰性能、燃烧效率、结构约束在内的要求确定一级喉道的初始半径r3、一级凹腔的初始前缘深度h2与一级凹腔的初始底壁长度l2。其具体过程包括：

首先基于发动机来流方向的空气参数得到一级喉道的初始半径r3：

式中，r3为一级喉道的初始半径；

为发动机流量、T为燃烧室温度、p为燃烧室压力、M为马赫数、R为气体常数、γ为比热比；

而一级凹腔的初始前缘深度h2与一级凹腔的初始底壁长度l2可以根据根据包括冲压启动特性、稳焰性能、燃烧效率、结构约束得到，其具体过程为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述，可以参考专利“发动机、火焰稳定器及其凹腔的设计方法，ZL201410230831.8”与文献“Davis D L,Bowersox R D W.Stirred reactor analysisofcavity flame holders for scramjets[R].AIAA Paper 97-3274,1997”。

步骤2，基于样条曲线设计方法得到一级喉道收缩段的型线，对一级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到一级喉道的型线构型，其中，一级喉道的初始半径r2大于燃烧室的入口半径r1以稳定超声速燃烧火焰,一级喉道的半径指的是一级喉道收缩段与一级喉道扩张段相连位置处的半径。优选地，本实施例中的一级喉道的初始半径r2略大于燃烧室的入口半径r1。其具体过程为：

对于一级喉道收缩段，在步骤1中获取一级凹腔的初始底壁长度l2的基础上，结合燃烧室的入口尺寸可得到一级凹腔的初始半径r2；由于一级凹腔的初始半径r2与一级喉道的初始半径r3均已知，即已知一级喉道收缩段两端的高度，在一级喉道收缩段两端用一阶导数连续的线段连接，作为一级喉道收缩段的初始线型；然后采用数值仿真方法进行验证；若数值仿真中的流场产生激波，则需要适当增加一级喉道收缩段在燃烧室轴向上的长度并进一步降低该段曲线的二阶导数后再次进行数值仿真，重复这一过程直至数值仿真中的流场无激波产生。

对于一级喉道扩张段，本实施例中所采用的超声速喷管的特征线迭代法，是所属领域技术人员所公知的技术手段，因此本实施例中不再赘述。

步骤3，设计二级凹腔的初始底壁长度l4和二级凹腔的初始半径r4，以保证燃烧室处在亚声速燃烧状态时二级凹腔能够完全容纳火焰，并且满足二级凹腔的初始半径r4小于或等于一级凹腔的初始半径r2，以满足燃烧室具有相同的外部轮廓线。

步骤4，基于样条曲线设计方法得到二级喉道收缩段的型线，对二级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到二级喉道的型线构型，其中，二级喉道的初始半径r5大于一级喉道的初始半径r3，以满足低来流马赫数条件下大燃料当量比燃烧状态时燃烧火焰不会反推至隔离段。二级喉道收缩段与二级喉道扩张段设计的具体过程与步骤2中一级喉道收缩段、一级喉道扩张段的设计过程相同，因此本实施例中不再赘述。

步骤5，基于步骤1-步骤4得到的各项初始值进行数值仿真，以优化一级凹腔、二级凹腔和一级喉道、二级喉道之间半径和长度的比例，进一步减缓甚至消除压力在经过喉道后出现沿程突降等剧烈变化，延长特征燃烧尺度，增大有效燃烧容积，在给定发动机工作范围内得到燃烧室最优构型方案。

本实施例中，将数值仿真中流场中是否存在激波作为优化目标，目标是降低收缩段曲线的二级导数以削弱甚至消除此处的激波强度，但是也要兼顾发动机总长度的硬性要求；扩张段能够调整的参数为在燃烧室轴向上的距离，若流场过膨胀需要缩减扩张段在燃烧室轴向上的长度，若流场欠膨胀则需要增加扩张段在燃烧室轴向上的长度。

采用本实施例中的双喉道燃烧室能够带来的益处有：

一、高压燃烧室没有排气激波损失

燃烧室来流空气为低马赫数状态时，燃烧室室压较高，燃烧处于一级喉道之前的一级凹腔内，热流在一级喉道处发生亚声速-超声速转变(声速线)，如图4。因一级喉道后采用类似喷管的消波设计，不会产生如图1中等直管道带来马赫数陡增后的激波损失，在一级喉道后维持全通流的超声速状态，二级喉道处无激波，因此无激波损失。

二、高马赫数下的燃烧区后移以及优化排气

燃烧室压力降低，气流速度提高，一级凹腔不能稳定火焰，此时二级喉道之前的二级凹腔内负责燃烧组织，二级凹腔的二级喉道相比图1凹腔下游等直段喉道内径减少，如图5；但是增加了一个容纳火焰组织燃烧的回流区(燃烧的特征容积增加)，总体上有利于燃烧组织。另外，如图1等直燃烧室在室压较高条件下火焰可以稳定在凹腔下游等直段内，意味着此时燃烧室没有进行任何优化设计。本实施例构型的燃烧室增加的二级喉道有利于二级燃烧室建立室压，并且对排气也有一定优化作用。

三、低马赫数下的燃烧

对于来流马赫数较低、大当量比燃料喷注条件下的火焰不能在一级凹腔组织燃烧，负责容易使得燃烧室产生热堵，此时可以在喉径更大的二级喉道前组织燃烧。

四、缓解不稳定燃烧。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (5)

1.一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室的设计方法，其特征在于，所述超燃冲压发动机双喉道燃烧室包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段，所述一级喉道包括一级喉道收缩段与一级喉道扩张段，所述二级喉道包括二级喉道收缩段与二级喉道扩张段；

所述设计方法包括如下步骤：

步骤1，在已知燃烧室来流空气参数、燃料喷注方案与燃烧室入口尺寸的前提下，根据包括冲压启动特性、稳焰性能、燃烧效率、结构约束在内的要求确定一级喉道的初始半径、一级凹腔的初始前缘深度与一级凹腔的初始底壁长度，其中，一级喉道的初始半径为：

式中，r3为一级喉道的初始半径；

为发动机流量、T为燃烧室温度、p为燃烧室压力、M为马赫数、R为气体常数、γ为比热比；

步骤2，基于样条曲线设计方法得到一级喉道收缩段的型线，对一级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到一级喉道的型线构型，其中，一级喉道的初始半径大于燃烧室的入口半径以稳定超声速燃烧火焰；

步骤3，设计二级凹腔的初始底壁长度和二级凹腔的初始半径，以保证燃烧室处在亚声速燃烧状态时二级凹腔能够完全容纳火焰，并且满足二级凹腔的初始半径小于或等于一级凹腔的初始半径；

步骤4，基于样条曲线设计方法得到二级喉道收缩段的型线，对二级喉道扩张段的型线采用超声速喷管的特征线迭代法进行消波设计，得到二级喉道的型线构型，其中，二级喉道的初始半径大于一级喉道的初始半径，以满足低来流马赫数条件下大燃料当量比燃烧状态时燃烧火焰不会反推至隔离段；

步骤5，基于步骤1-步骤4得到的各项初始值进行数值仿真，以优化一级凹腔、二级凹腔和一级喉道、二级喉道之间半径和长度的比例，进一步减缓甚至消除压力在经过喉道后出现沿程突降等剧烈变化，延长特征燃烧尺度，增大有效燃烧容积，在给定发动机工作范围内得到燃烧室最优构型方案。

2.一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室，其特征在于，采用权利要求1所述设计方法设计得到；

所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。

3.根据权利要求2所述超燃冲压发动机双喉道燃烧室，其特征在于，所述一级喉道收缩段与所述一级喉道扩张段平滑相连，所述一级喉道收缩段与所述一级喉道扩张段的型线均为样条曲线，所述一级喉道收缩段与所述一级凹腔平滑相连，所述一级喉道扩张段与所述二级凹腔平滑相连。

4.根据权利要求2所述超燃冲压发动机双喉道燃烧室，其特征在于，所述二级喉道收缩段与所述二级喉道扩张段平滑相连，所述二级喉道收缩段与所述二级喉道扩张段的型线均为样条曲线，所述二级喉道收缩段与所述二级凹腔平滑相连，所述二级喉道扩张段与所述燃烧室下游等值段平滑相连。

5.一种超燃冲压发动机，其特征在于，具有权利要求2至4任一项所述的燃烧室。

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