CN113048515A - 基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 - Google Patents
基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113048515A CN113048515A CN202110377381.5A CN202110377381A CN113048515A CN 113048515 A CN113048515 A CN 113048515A CN 202110377381 A CN202110377381 A CN 202110377381A CN 113048515 A CN113048515 A CN 113048515A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- combustion chamber
- oblique
- laser
- detonation
- slope
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims abstract description 121
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 51
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims abstract description 24
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 claims abstract description 15
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 6
- 238000004080 punching Methods 0.000 claims description 5
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 4
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 4
- 230000006698 induction Effects 0.000 abstract description 7
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/264—Ignition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
本发明提供一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器，燃烧室内设置有斜坡，所述斜坡自燃烧室入口端向燃烧室出口端向上倾斜设置，与斜坡相对的燃烧室一侧壁面上设置有高能激光发射装置，高能激光发射装置能够发射激光并在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦，激光聚焦后充当一个高能点火源，向流场中注入能量，点燃预混气从而促进斜爆震波起爆。本发明将高能激光与小角度物理斜坡相结合，在斜坡诱导的情况下利用高能激光聚焦，在诱导斜激波后进行点火，从而能够有效促进斜爆震波起爆。
Description
技术领域
本发明属于高超声速推进技术领域，更具体地，涉及一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器。
背景技术
近年来，高超声速推进领域成为国内外竞相追逐的新的领域，高超声速飞行器在国防军事领域极具发展潜力。目前基于Brayton等压燃烧循环的超燃冲压发动机能够在一定范围内实现高马赫飞行，并且在技术上也已经取得了较大进展。但由于其燃烧方式自身的限制，热力循环效率很难有所提高。而爆震发动机则具有比传统超燃冲压发动机更高的热力循环效率和更快的热释放效率，同时还具有结构简单、尺寸小的优点。特别是斜爆震发动机，更适合于马赫8以上的冲压飞行。在斜爆震发动机的燃烧室中，爆震波通过斜坡诱导起爆，起爆后的斜爆震波能够驻定在斜坡表面，并且燃烧区域仅仅在爆震波面附近，快速完成化学反应，并产生推力。斜爆震波的成功起爆和驻定是斜爆震发动机工作的前提，由于斜爆震波自身的特性，基于斜爆震的飞行器只能在一定的有限的飞行工况内才能使得斜爆震波驻定，从而使斜爆震发动机正常工作。拓宽斜爆震波的驻定范围是斜爆震发动机走向应用必须解决的问题。
对于特定的预混气来流，爆震波起爆并且驻定对斜坡角度有一定的要求，当斜坡角度过小时难以起爆爆震波，当斜坡角度过大时斜爆震波会发生前传。在这种条件下，通过有效的主动或者被动措施促进斜爆震波的起爆，并且控制爆震波不发生前传将对斜爆震发动机的工作产生重要意义。
现有的斜爆震发动机方案一般采用固定角度的斜坡在超声速来流中诱导斜爆震波起爆，小角度难以起爆，大角度时又很容易造成斜爆震波的前传，特别是在目前难以获得高马赫来流的情况下更是难以实现爆震波的驻定。即便是斜爆震波能够在大角度下驻定也会显著增加总压损失，显著降低斜爆震发动机的热力循环效率，因此小角度斜坡下的爆震波起爆和驻定是目前实验研究中的重要问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器。本发明将高能激光与小角度物理斜坡相结合，在斜坡诱导的情况下利用高能激光聚焦，在诱导斜激波后进行点火，从而能够有效促进斜爆震波起爆。
本发明的技术方案是：
基于超声速冲压斜爆震的燃烧室，所述燃烧室内设置有斜坡，所述斜坡自燃烧室入口端向燃烧室出口端向上倾斜设置，与斜坡相对的燃烧室一侧壁面上设置有高能激光发射装置，高能激光发射装置能够发射激光并在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦，激光聚焦后充当一个高能点火源，向流场中注入能量，点燃预混气从而促进斜爆震波起爆。本发明在燃烧室中将高能量激光和小角度斜坡相结合，通过高能激光器提供起爆能量，在小角度或者预混气活性较低时起爆斜爆震波，减小斜爆震发动机的热力循环效率损失，增强斜爆震波的起爆。
作为本发明的优选方案，所述高能激光发射装置包括激光控制器、激光器以及聚焦透镜，激光控制器空时激光器的工作状态，调节激光器发射激光的强度，聚焦透镜设置在激光器的出射光路上，对激光器发射激光进行聚焦，使发射激光在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦。
作为本发明的优选方案，斜坡的倾斜角度小于CJ偏转角，CJ偏转角是指能够在来流条件下通过斜激波的压缩作用自发实现起爆，并形成斜爆震波的最小偏转角，此时形成的斜爆震波拥有最小的波角，称为CJ斜爆震波，这种斜爆震波具有最小的熵增和最大的热力循环效率，CJ偏转角可根据来流条件计算得到，一般在15度左右。
基于超声速冲压斜爆震的发动机，包括进气道和燃烧室，所述燃烧室为上述任一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。
基于超声速冲压斜爆震的飞行器，包括发动机，所述发动机包括进气道和燃烧室，所述燃烧室为上述任一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。
本发明的技术效果是：
本发明提出一种用于斜爆震发动机的斜爆震波的起爆方案，解决小角度斜坡条件下的斜爆震波起爆技术难题，能够在不对流场造成干扰的情况下有效增强斜爆震波起爆。
本发明利用高能量激光和固定斜坡起爆斜爆震波，能够在斜坡诱导斜爆震波起爆的过程中主动向流场中增加起爆能量，因此能够在较小的斜坡角度下实现斜爆震波的起爆，有效减小物理斜坡造成的总压损失，提高斜爆震发动机的热力循环效率。
在斜爆震发动机中，当斜坡角度较小或者预混气活性较低时，仅通过斜坡诱导无法为起爆过程提供足够的起爆能量，会导致斜爆震波起爆失败。此时，利用高能激光向斜坡诱导的斜激波后注入能量则能够促进斜爆震波的起爆。
本发明中使用小角度斜坡来诱导斜爆震波的起爆和驻定，当斜坡角度小于CJ角时，斜爆震波一旦起爆会以CJ斜爆震波的状态驻定在斜坡上，CJ斜爆震波在理论上熵增最小，能够实现最大的热力循环效率。此外，斜坡角度的减小能够减小其对于来流的堵塞作用，可以显著减小来流的总压损失，增加热量循环效率。
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为本发明一实施例的结构示意图；
图2为本发明一实施例激光点火引爆斜爆震波的示意图；
图3为本发明斜爆震波结构示意图。
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。
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。
参照图1至图3，在本发明一实施例中，提供一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室1。所述燃烧室1内设置有斜坡2，所述斜坡2自燃烧室入口端向燃烧室出口端向上倾斜设置，与斜坡相对的燃烧室一侧壁面上设置有高能激光发射装置3，高能激光发射装置3能够发射激光4并在斜坡上方的诱导斜激波9后聚焦，激光4聚焦后充当一个高能点火源，向流场中注入能量，点燃预混气从而促进斜爆震波5起爆。本发明在燃烧室中将高能量激光和小角度斜坡相结合，通过高能激光器提供起爆能量，在小角度或者预混气活性较低时起爆斜爆震波5，减小斜爆震发动机的热力循环效率损失，增强斜爆震波的起爆。
在本发明一实施例中，高能激光发射装置3包括激光控制器、激光器以及聚焦透镜，激光控制器空时激光器的工作状态，调节激光器发射激光的强度，聚焦透镜设置在激光器的出射光路上，对激光器发射激光进行聚焦，使发射激光在斜坡上方的诱导斜激波9后聚焦。
在本发明一实施例中，斜坡的倾斜角度小于CJ偏转角。CJ偏转角是指能够在来流条件下通过斜激波的压缩作用自发实现起爆，并形成斜爆震波的最小偏转角，此时形成的斜爆震波拥有最小的波角，称为CJ斜爆震波，这种斜爆震波具有最小的熵增和最大的热力循环效率，CJ偏转角可根据来流条件计算得到。斜坡角度小于CJ偏转角时，斜爆震波起爆后会形成CJ斜爆震波，这种斜爆震波具有最小的熵增和最大的热力循环效率。采用倾斜角度小于CJ偏转角的斜坡起爆斜爆震波，能够保证斜爆震波一旦起爆后以CJ斜爆震波状态驻定在斜坡表面，达到较小的总压损失，从而获得较大的热力循环效率。但在这种斜坡角度小于CJ偏转角的情况下，仅依靠斜坡诱导无法自发地起爆斜爆震波，此时开启激光器使其发出强激光并通过光学镜片使光束在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦，激光聚焦后充当一个高能点火源，向流场中注入能量，点燃预混气从而促进斜爆震波起爆。
参照图1，在本发明一实施例中，提供一种基于超声速冲压斜爆震的发动机，包括进气道6、隔离段7、燃烧室1和超声速喷管8。所述燃烧室为上述任一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。将高能激光与小角度物理斜坡相结合，在斜坡诱导的情况下利用高能激光聚焦，在诱导斜激波9后进行点火，从而能够有效促进斜爆震波起爆。
将高能激光发射装置3安装在斜爆震发动机的燃烧室内，在起爆时打开高能激光发射装置中的激光器，通过光学元件如聚焦透镜使激光在斜坡上方诱导斜激波9后聚焦，充当点火源，点燃预混气，从而有效促进斜爆震波的起爆，通过激光辅助斜爆震波起爆具有显著优势，一是可以灵活调节激光强度，为流场提供需要的能量；二是激光点火不需要在流场中加入任何物理结构，能够避免对流场造成干扰，破坏流场的稳定性。
参照图3，图3为本发明斜爆震波结构示意图。该斜爆震波结构主要由诱导斜激波9、诱导区10、爆燃波系11和斜爆震波12组成，高速来流通过斜坡2后形成诱导斜激波9，通过诱导斜激波9的压缩增强和高能激光提供的起爆能量实现斜爆震波的起爆，由于燃烧反应速率有限，因此会在诱导斜激波9和斜爆震波12之间形成无反应的诱导区10以实现压力匹配，并在其后方伴随爆燃波系11和过渡区域13。
在本发明一实施例中，提供一种基于超声速冲压斜爆震的飞行器，包括发动机，所述发动机包括进气道和燃烧室，所述燃烧室为上述任一种基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。
综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。
Claims (5)
1.基于超声速冲压斜爆震的燃烧室，其特征在于：所述燃烧室内设置有斜坡，所述斜坡自燃烧室入口端向燃烧室出口端向上倾斜设置，与斜坡相对的燃烧室一侧壁面上设置有高能激光发射装置，高能激光发射装置能够发射激光并在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦，激光聚焦后充当一个高能点火源，向流场中注入能量，点燃预混气从而促进斜爆震波起爆。
2.根据权利要求1所述的基于超声速冲压斜爆震的燃烧室，其特征在于：所述高能激光发射装置包括激光控制器、激光器以及聚焦透镜，激光控制器空时激光器的工作状态，调节激光器发射激光的强度，聚焦透镜设置在激光器的出射光路上，对激光器发射激光进行聚焦，使发射激光在斜坡上方的诱导斜激波后聚焦。
3.根据权利要求1所述的基于超声速冲压斜爆震的燃烧室，其特征在于：斜坡的倾斜角度小于CJ偏转角，CJ偏转角是指能够在来流条件下通过斜激波的压缩作用自发实现起爆，并形成斜爆震波的最小偏转角，此时形成的斜爆震波拥有最小的波角，称为CJ斜爆震波。
4.基于超声速冲压斜爆震的发动机，包括进气道和燃烧室，其特征在于：所述燃烧室为权利要求1至3中任一项所述的基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。
5.基于超声速冲压斜爆震的飞行器，包括发动机，所述发动机包括进气道和燃烧室，其特征在于：所述燃烧室为权利要求1至3中任一项所述的基于超声速冲压斜爆震的燃烧室。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110377381.5A CN113048515A (zh) | 2021-04-08 | 2021-04-08 | 基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110377381.5A CN113048515A (zh) | 2021-04-08 | 2021-04-08 | 基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113048515A true CN113048515A (zh) | 2021-06-29 |
Family
ID=76519071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110377381.5A Pending CN113048515A (zh) | 2021-04-08 | 2021-04-08 | 基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113048515A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114673606A (zh) * | 2022-03-29 | 2022-06-28 | 北京理工大学 | 采用塞式喷管的斜爆震发动机 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120131926A1 (en) * | 2010-11-30 | 2012-05-31 | General Electric Company | Advanced laser ignition systems for gas turbines including aircraft engines |
| CN104989549A (zh) * | 2015-05-27 | 2015-10-21 | 中国人民解放军装备学院 | 激光能量注入提高冲压发动机进气捕获量方法 |
| US20150330307A1 (en) * | 2013-07-24 | 2015-11-19 | Byron Wells | Laser-charged high-speed propulsion system and method for production of high-powered laser |
| CN106968834A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-07-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超声速爆震发动机及其推进系统 |
| CN108488004A (zh) * | 2018-01-25 | 2018-09-04 | 南京航空航天大学 | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 |
| CN110344944A (zh) * | 2019-07-19 | 2019-10-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | 发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器 |
| CN111207009A (zh) * | 2019-12-26 | 2020-05-29 | 中国空气动力研究与发展中心 | 利用外加瞬时能量源在超声速气流中起爆斜爆震波的方法 |
-
2021
- 2021-04-08 CN CN202110377381.5A patent/CN113048515A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120131926A1 (en) * | 2010-11-30 | 2012-05-31 | General Electric Company | Advanced laser ignition systems for gas turbines including aircraft engines |
| US20150330307A1 (en) * | 2013-07-24 | 2015-11-19 | Byron Wells | Laser-charged high-speed propulsion system and method for production of high-powered laser |
| CN104989549A (zh) * | 2015-05-27 | 2015-10-21 | 中国人民解放军装备学院 | 激光能量注入提高冲压发动机进气捕获量方法 |
| CN106968834A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-07-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超声速爆震发动机及其推进系统 |
| CN108488004A (zh) * | 2018-01-25 | 2018-09-04 | 南京航空航天大学 | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 |
| CN110344944A (zh) * | 2019-07-19 | 2019-10-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | 发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器 |
| CN111207009A (zh) * | 2019-12-26 | 2020-05-29 | 中国空气动力研究与发展中心 | 利用外加瞬时能量源在超声速气流中起爆斜爆震波的方法 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114673606A (zh) * | 2022-03-29 | 2022-06-28 | 北京理工大学 | 采用塞式喷管的斜爆震发动机 |
| CN114673606B (zh) * | 2022-03-29 | 2023-10-17 | 北京理工大学 | 采用塞式喷管的斜爆震发动机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108488004B (zh) | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 | |
| JP4555654B2 (ja) | 二段パルスデトネーションシステム | |
| JP2013505399A (ja) | 一過性プラズマを用いて連続爆轟波を維持するための燃焼システムおよびその方法 | |
| US4314530A (en) | Amplified radiation igniter system and method for igniting fuel in an internal combustion engine | |
| CN110410232B (zh) | 一种激波聚焦点火爆震燃烧器及其点火起爆方法 | |
| CN101975122B (zh) | 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机 | |
| CN113137634B (zh) | 一种变结构双模态冲压燃烧室 | |
| CN108443913B (zh) | 基于高重频激光的超燃冲压发动机及其燃烧室 | |
| CN113048515A (zh) | 基于超声速冲压斜爆震的燃烧室、发动机及飞行器 | |
| CN112196701A (zh) | 一种基于多区点火的激波聚焦爆震燃烧室 | |
| CN111664026B (zh) | 一种旋转爆震发动机盘状环腔型高能起爆器 | |
| CN113551264A (zh) | 一种用于地面燃机联合循环的级间旋转爆震燃烧室 | |
| CN110131071A (zh) | 一种脉冲爆震发动机燃烧室及其起爆方法 | |
| CN112211745A (zh) | 一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构 | |
| JP5961871B2 (ja) | 内燃機関の制御装置 | |
| CN112431690B (zh) | 内嵌式推力调节固体发动机 | |
| CN114165361A (zh) | 一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法 | |
| US20120192545A1 (en) | Pulse Detonation Combustor Nozzles | |
| CN102606343B (zh) | 一种脉冲爆震发动机爆震室 | |
| CN113203103B (zh) | 一种带预燃室结构的脉冲爆震燃烧室头部 | |
| CN116291952A (zh) | 一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机 | |
| CN113048516B (zh) | 爆震燃烧室、超燃冲压发动机及高超声速飞行器 | |
| US4292935A (en) | Low nitrous oxide (NOX) precombustor | |
| US2998705A (en) | Pressure gain valveless combustior | |
| CN212029599U (zh) | 一种脉冲爆震燃烧器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20210629 |