CN112432204B - 一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机，该凹腔结构包括凹腔前缘壁面、凹腔底壁面与凹腔后缘壁面，所述凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、凹腔后缘壁面依次相连且沿发动机来流方向设在燃烧室壁面上，所述凹腔后缘壁面的型线为样条曲线，所述凹腔后缘壁面的两端与凹腔底壁面、燃烧室壁面平滑相连。该凹腔结构根据凹腔中流场结构和压力分布优化设计的凹腔后缘弯曲壁面结构，不仅能够优化凹腔后缘壁面的负推力分布，有效降低发动机内阻，还能够减弱跨声速段激波，有效降低发动机内部流动损失，同时由于凹腔后缘壁面光滑过渡，使得凹腔后缘壁面热应力集中，可以将已有的主动冷却热防护、被动热防护技术很好的应用。

Description

一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体是一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机。

背景技术

高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，世界各大国正竞相发展相关技术并对我国国家安全构成新的威胁。超燃冲压发动机作为高超声速吸气式飞行的最佳备选动力装置，已成为各航空航天大国研究的热点。作为超燃冲压发动机的核心部件，超声速燃烧室的性能直接决定着整个发动机研制的成败。由于来流速度高、驻留时间短，超声速燃烧室的成功设计必须借助于可靠的火焰稳定技术。壁面凹腔既可以有效地稳定火焰，又不会导致过分的总压损失，因而得到广泛应用，如图1所示。采用凹腔稳定火焰的基本思想是：通过凹腔形成一个低速回流区，稳定于回流区附近的亚声速燃烧可作为一个持续点火源，不断地引燃超声速主流。

但置于超声速气流中的凹腔是发动机内阻和导致推力损失的重要部件。相较于发动机内流道壁面摩擦阻力，凹腔内的高压燃烧区直接在后缘壁面上形成与推进方向相反的作用力，后缘壁面上形成的负推力是燃烧室阻力的主要来源。为在兼顾凹腔的稳焰能力的同时减小后端面对超声速流动的阻滞作用，并减小推力损失，凹腔后缘壁面通常为一定角度的倾斜壁面，这种结构方案对于减小发动机内阻具有一定的贡献。

但是现有的凹腔后缘壁面设计并未考虑发动机的内流特性与凹腔中的压力分布，会在流道中引入较强激波，导致较大的总压损失，同时凹腔后缘壁面产生的负推力依然较大。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机，根据凹腔中流场结构和压力分布优化设计的凹腔后缘弯曲壁面结构，实现发动机内流减阻。

为实现上述目的，本发明提供一种能够内流减阻的凹腔结构，包括凹腔前缘壁面、凹腔底壁面与凹腔后缘壁面，所述凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、凹腔后缘壁面依次相连且沿发动机来流方向设在燃烧室壁面上，所述凹腔后缘壁面的型线为样条曲线，所述凹腔后缘壁面的两端与凹腔底壁面、燃烧室壁面平滑相连。

作为上述技术方案的进一步改进，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线均为直线，所述凹腔底壁面的型线与燃烧室壁面的型线平行，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线、燃烧室壁面的型线均垂直相连。

为实现上述目的，本发明还提供一种上述凹腔后缘壁面的型线设计方法，包括如下步骤：

步骤1，基于发动机来流方向的空气参数得到燃烧室的喉部尺寸；

步骤2，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、燃烧室的喉部尺寸与凹腔的初始结构参数进行数值仿真；

步骤3，根据数值仿真结果得到凹腔后缘壁面的压力分布，并基于凹腔后缘壁面的压力分布得到凹腔后缘壁面所产生的负推力；

步骤4，在凹腔后缘壁面的型线选取若干控制点，通过调节控制点的坐标实现对凹腔后缘壁面型线的调节，直至凹腔后缘壁面所产生的负推力最小。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤1中，所述基于发动机来流方向的空气参数得到燃烧室的喉部尺寸，具体为：

式中，h₅为燃烧室喉部的半径；

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。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤2中，所述凹腔的初始结构包括凹腔前缘壁面的深度、凹腔底壁面的长度和凹腔直线后缘的倾斜角。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，所述基于凹腔后缘壁面的压力分布得到凹腔后缘壁面所产生的负推力，具体为：

F＝∫p_s(s)sin αds

式中，F为凹腔后缘壁面所产生的负推力；p_s(s)为凹腔后缘壁面的压力分布，s为凹腔后缘壁面型线上的任意位置到凹腔后缘壁面型线底端点的距离；α凹腔后缘壁面型线的曲线切向与当地水平方向的夹角。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤4中，所述控制点的数量至少为三个。

为实现上述目的，本发明还提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，具有上述的凹腔结构。

为实现上述目的，本发明还提供一种超燃冲压发动机，具有上述的燃烧室。

本发明提供的一种能够内流减阻的凹腔结构及超燃冲压发动机，根据凹腔中流场结构和压力分布优化设计的凹腔后缘弯曲壁面结构，具有如下有益效果：

1.能够优化凹腔后缘壁面的负推力分布，有效降低发动机内阻；

2.能够减弱跨声速段激波，有效降低发动机内部流动损失；

3.凹腔后缘壁面光滑过渡，使得凹腔后缘壁面热应力集中，可以将已有的主动冷却热防护、被动热防护技术很好的应用。

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为现有技术中凹腔结构示意图；

图2为本发明实施例中能够内流减阻的凹腔结构示意图；

图3为本发明实施例中凹腔后缘壁面型线设计过程的流程示意图；

图4为本发明实施例中凹腔后缘壁面型线设计过程的结构示意图；

图5为本发明实施例中凹腔后缘壁面型线设计过程控制点示意图。

附图标号说明：凹腔前缘壁面1、凹腔底壁面2、凹腔后缘壁面3、燃烧室壁面4。

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能够内流减阻的凹腔结构，该凹腔结构包括凹腔前缘壁面1、凹腔底壁面2与凹腔后缘壁面3，凹腔前缘壁面1、凹腔底壁面2、凹腔后缘壁面3依次相连且沿发动机来流方向设在燃烧室壁面4上，凹腔后缘壁面3的型线为样条曲线，凹腔后缘壁面3的两端与凹腔底壁面2、燃烧室壁面4平滑相连。

其中，凹腔前缘壁面1的型线与凹腔底壁面2的型线均为直线，凹腔底壁面2的型线与燃烧室壁面4的型线平行，凹腔前缘壁面1的型线与凹腔底壁面2的型线、燃烧室壁面4的型线均垂直相连。

基于上述能够内流减阻的凹腔结构，本实施例还公开了一种凹腔后缘壁面的型线设计方法，参考图3-4，该设计方法包括如下步骤：

步骤1，基于发动机来流方向的空气参数得到燃烧室的喉部尺寸，具体为：

式中，h₅为燃烧室喉部的半径；

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，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、燃烧室的喉部尺寸与凹腔的初始结构参数进行数值仿真，凹腔的初始结构包括凹腔前缘壁面的深度h₂、凹腔底壁面的长度L₆和凹腔直线后缘的倾斜角θ₉，其中，通过Ansys Fluent来进行数值仿真，该仿真过程为常规手段，因此本实施例不再赘述。

步骤3，提取数据仿真过程中凹腔结构的流场结构，得到凹腔后缘壁面的压力分布p_s(s)，并基于凹腔后缘壁面的压力分布得到凹腔后缘壁面所产生的负推力，具体为：

F＝∫p_s(s)sin αds

式中，F为凹腔后缘壁面所产生的负推力；p_s(s)为凹腔后缘壁面的压力分布，s为凹腔后缘壁面型线上的任意位置到凹腔后缘壁面型线底端点的距离；α凹腔后缘壁面型线的曲线切向与当地水平方向的夹角。

步骤4，在凹腔后缘壁面的型线选取若干控制点，通过调节控制点的坐标实现对凹腔后缘壁面型线的调节，直至凹腔后缘壁面所产生的负推力最小。本实施例中，控制点的数量为三个，如图5中的点31、32和33为控制点，通过调节控制点的坐标，通过样条插值可实现对型线的调节。

将基于上述型线设计方法得到的型线应用于凹腔结构的凹腔后缘壁面，即能得到本实施例中的能够内流减阻的凹腔结构，该凹腔结构根据凹腔中流场结构和压力分布优化设计的凹腔后缘弯曲壁面结构，相较于现有的凹腔设计，本实施例中的凹腔结构不仅能够优化凹腔后缘壁面的负推力分布，有效降低发动机内阻，还能够减弱跨声速段激波，有效降低发动机内部流动损失，同时由于凹腔后缘壁面光滑过渡，使得凹腔后缘壁面热应力集中，可以将已有的主动冷却热防护、被动热防护技术很好的应用。

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 (8)

1.一种凹腔后缘壁面的型线设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，基于发动机来流方向的空气参数得到燃烧室的喉部尺寸，具体为：

式中，h₅为燃烧室喉部的半径；

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，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、燃烧室的喉部尺寸与凹腔的初始结构参数进行数值仿真；

步骤3，根据数值仿真结果得到凹腔后缘壁面的压力分布，并基于凹腔后缘壁面的压力分布得到凹腔后缘壁面所产生的负推力；

步骤4，在凹腔后缘壁面的型线选取若干控制点，通过调节控制点的坐标实现对凹腔后缘壁面型线的调节，直至凹腔后缘壁面所产生的负推力最小。

2.根据权利要求1所述凹腔后缘壁面的型线设计方法，其特征在于，步骤2中，所述凹腔的初始结构包括凹腔前缘壁面的深度、凹腔底壁面的长度和凹腔直线后缘的倾斜角。

3.根据权利要求1所述凹腔后缘壁面的型线设计方法，其特征在于，步骤3中，所述基于凹腔后缘壁面的压力分布得到凹腔后缘壁面所产生的负推力，具体为：

F＝∫p_s(s)sinαds

式中，F为凹腔后缘壁面所产生的负推力；p_s(s)为凹腔后缘壁面的压力分布，s为凹腔后缘壁面型线上的任意位置到凹腔后缘壁面型线底端点的距离；α凹腔后缘壁面型线的曲线切向与当地水平方向的夹角。

4.根据权利要求1所述凹腔后缘壁面的型线设计方法，其特征在于，步骤4中，所述控制点的数量至少为三个。

5.一种能够内流减阻的凹腔结构，其特征在于，包括凹腔前缘壁面、凹腔底壁面与凹腔后缘壁面，所述凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、凹腔后缘壁面依次相连且沿发动机来流方向设在燃烧室壁面上，所述凹腔后缘壁面的型线为样条曲线，所述凹腔后缘壁面的两端与凹腔底壁面、燃烧室壁面平滑相连，所述凹腔后缘壁面的型线采用权利要求1至4任一项所述设计方法设计得到。

6.根据权利要求5所述能够内流减阻的凹腔结构，其特征在于，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线均为直线，所述凹腔底壁面的型线与燃烧室壁面的型线平行，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线、燃烧室壁面的型线均垂直相连。

7.一种超燃冲压发动机的燃烧室，其特征在于，具有权利要求5或6所述的凹腔结构。

8.一种超燃冲压发动机，其特征在于，具有权利要求7所述的燃烧室。

Images