CN113137628A - 一种超燃冲压发动机的燃烧室 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。

Description

一种超燃冲压发动机的燃烧室
技术领域
本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。
背景技术
超燃冲压发动机由于具有结构简单、成本低、比冲高和航程远的优点，已成为高超声速动力系统及可重复使用航天动力系统的研究热点之一。
燃烧室是超燃冲压发动机的主要部件之一，主要功能是实现燃料与超声速空气的高效掺混，将燃料的化学能最大程度地转化为热能，为尾喷管提供高温燃气，以便膨胀加速产生推力，但由于超燃冲压发动机燃烧室内的气流速度较高，并且燃烧室的长度受重量、尺寸、热防护等因素的限制，导致燃料在燃烧室内的驻留时间很短，因此如何在超声速燃烧室中实现高效混合和稳定燃烧是研制超燃冲压发动机的关键技术之一。
现有技术主要通过在燃烧室壁面设置凹腔、台阶等结构作为燃烧室的稳焰装置，气流经过凹腔或台阶时，会在内部形成一个较大的亚声速回流区，燃料流经稳焰装置时受到回流区涡卷吸力作用进入内部，增加了局部燃料在燃烧室内停留时间，稳焰装置内产生的稳定低速点火源能够引燃外部的主流燃气，但是，采用凹腔或台阶结构的壁面稳焰装置会对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护的难度。
发明内容
本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置会对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室。
本发明提供的技术解决方案是：
一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，其特殊之处在于：
所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体；
所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，并与燃烧室内流道保持同轴，底部为密封状，内部形成空腔，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；
所述多个安装支板为中空结构，安装支板的一端作为燃料入口固定于燃烧室内流道壁面上，并与外部燃料供应源连通，另一端作为燃料出口固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部空腔连通，且沿着气流流向，安装支板的燃料出口端位于燃料入口端前方；
所述多个安装支板在稳焰中心锥和燃烧室内流道之间沿圆周均匀布置；
所述多个斜坡体为中空四棱体结构，位于相邻两个安装支板之间，其前端连接在稳焰中心锥的锥体上，与稳焰中心锥内部空腔连通，后端为封闭状，与燃烧室内流道壁面保持间隙，且沿着气流流向，斜坡体的前端位于斜坡体后端的前方；所述斜坡体上设有多个燃料喷注孔；
所述多个斜坡体在稳焰中心锥和燃烧室内流道之间沿圆周均匀布置。
进一步地，所述安装支板上设有导流面。
进一步地，所述导流面上设有多个燃料喷注孔，并且沿导流面延伸方向均布。
进一步地，所述燃烧室内流道为轴对称设计，并且沿着气流流向燃烧室内流道的直径逐渐增大。
进一步地，所述四棱体的截面为矩形，四棱体一面朝向气流流入方向，相对的另一个面背向气流流入方向，其余相对的两个面设有多个燃料喷注孔；定义所述四棱体朝向、背向气流流入方向的对边为矩形的横边，另外两个对边为矩形的竖边，所述四棱体由前端至后端，矩形截面的竖边尺寸逐渐加大、横边尺寸保持不变或逐渐增大。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
(1)本发明中通过将稳焰装置设置在燃烧室内流道的中心，使火焰锋面远离燃烧室壁面，并通过设置多个安装支板和斜坡体实现燃料的喷注，大幅度降低燃烧室壁面的热载荷，降低燃烧室整体热防护难度。
(2)本发明中燃料喷注孔的设置，一方面可以实现燃料高效喷注、掺混和雾化，使燃料与来流在稳焰中心锥前半段充分混合，提高燃烧效率，缩短燃烧室长度，另一方面低温燃料可以对稳焰中心锥、安装支板和斜坡体进行冷却，有利于燃烧室长时间可靠工作。
(3)本发明中超声速气流进入燃烧室内流道，大部分从锥体旁绕过，安装支板的导流面有效减小了安装支板对气流的阻力，减小总压的损失；小部分超声速气流在斜坡体与稳焰中心锥尾端构成的夹角处形成小范围回流，有利于产生稳定的点火源。
附图说明
图1为本发明一个实施例的结构示意图；
图2为本发明实施例中安装支板的结构示意图；
图3为本发明实施例中斜坡体的结构示意图
图4为发动机入口来流为Ma6的条件下，中心燃烧的本发明与壁面燃烧的燃烧室在不同当量比下的热流分布曲线。
附图标记说明如下：1-燃烧室内流道，2-稳焰中心锥，3-安装支板，4-斜坡体，5-燃料喷注孔，6-导流面。
具体实施方式
下面结合附图和示例性实施例对本发明作进一步地说明。
参照图1-3，本发明提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道1以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥2、多个安装支板3和斜坡体4；所述稳焰中心锥2为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流进入方向，并与燃烧室内流道1保持同轴，底部为密封状，内部形成空腔，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔5；所述多个安装支板3为中空结构，安装支板3的一端作为燃料入口固定于燃烧室内流道1壁面上，并与外部燃料供应源连通，另一端作为燃料出口固定于稳焰中心锥2上，且与稳焰中心锥2内部空腔连通，且沿着气流流向，安装支板3的燃料出口端位于燃料入口端前方，即安装支板3在燃烧室内流道1内为后掠构型；所述多个安装支板3在稳焰中心锥2和燃烧室内流道1之间沿圆周均匀布置；所述多个斜坡体4为中空四棱体结构，位于相邻两个安装支板3之间，其前端连接在稳焰中心锥2的锥体上，与稳焰中心锥2内部空腔连通，后端为封闭状，与燃烧室内流道1壁面保持间隙，且沿着气流流向，斜坡体4的前端位于斜坡体4后端的前方，即斜坡体4在燃烧室内流道1内为后掠构型；所述斜坡体4上设有多个燃料喷注孔5；所述多个斜坡体4在稳焰中心锥2和燃烧室内流道1之间沿圆周均匀布置。
所述燃烧室内流道1为轴对称设计，并且沿着气流流向燃烧室内流道1的直径逐渐增大；安装支板3上设有用于导流面6，导流面6上设有多个燃料喷注孔5,并且沿导流面6延伸方向均布，燃料经安装支板3的一端注入，流至稳流中心锥2和斜坡体4；所述斜坡体4为四棱体结构，所述四棱体的截面为矩形，四棱体一面朝向气流流入方向，相对的另一个面背向气流流入方向，其余相对的两个面设有多个燃料喷注孔5；定义所述四棱体朝向、背向气流流入方向的对边为矩形的横边，另外两个对边为矩形的竖边，所述四棱体由前端至后端，矩形截面的竖边尺寸逐渐加大、横边尺寸保持不变或逐渐增大。。
当超声速气流进入燃烧室内流道1，大部分气流从稳焰中心锥2旁绕过，安装支板3的导流面6可以有效地减小对气流的阻力，使得总压损失尽可能减小；小部分气流在斜坡体4与稳焰中心锥2尾端构成的夹角处形成小范围回流，增加了局部燃料在燃烧室的停留时间，有利于产生稳定的点火源；通过燃料喷注孔5的高效喷注，使得燃料与来流在稳焰中心锥2前半段充分混合，提高了燃烧效率，并且相较于燃烧温度，燃料可以对稳焰中心锥2、安装支板3和斜坡体4进行冷却，有利于燃烧室长时间可靠工作。
相比于传统的壁面稳焰燃烧室，本发明所述稳焰装置能有效地使火焰锋面由燃烧室壁面移至中心，并且通过设置多个安装支板3和斜坡体4，可以进一步扩大火焰稳定区域，大幅度降低燃烧室壁面的热载荷，降低燃烧室整体热防护难度。
参照图4，在发动机入口来流为Ma6的条件下，根据传热学计算中心燃烧的本发明与壁面燃烧的燃烧室在不同当量比下的壁面热流，并绘制成曲线图，圆点连线为中心燃烧的本发明产生的壁面热流曲线，矩形连线为壁面燃烧的燃烧室产生的壁面热流曲线，经计算得出本发明较壁面燃烧的燃烧室可以减少15％～30％左右的壁面热流。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (5)

1.一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道(1)以及稳焰装置，其特征在于：
所述稳焰装置包括稳焰中心锥(2)、多个安装支板(3)和斜坡体(4)；
所述稳焰中心锥(2)为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流进入方向，并与燃烧室内流道(1)保持同轴，底部为密封状，内部形成空腔，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔(5)；
所述多个安装支板(3)为中空结构，安装支板(3)的一端作为燃料入口固定于燃烧室内流道(1)壁面上，并与外部燃料供应源连通，另一端作为燃料出口固定于稳焰中心锥(2)上，且与稳焰中心锥(2)内部空腔连通，且沿着气流流向，安装支板(3)的燃料出口端位于燃料入口端前方；
所述多个安装支板(3)在稳焰中心锥(2)和燃烧室内流道(1)之间沿圆周均匀布置；
所述多个斜坡体(4)为中空四棱体结构，位于相邻两个安装支板(3)之间，其前端连接在稳焰中心锥(2)的锥体上，与稳焰中心锥(2)内部空腔连通，后端为封闭状，与燃烧室内流道(1)壁面保持间隙，且沿着气流流向，斜坡体(4)的前端位于斜坡体(4)后端的前方；所述斜坡体(4)上设有多个燃料喷注孔(5)；
所述多个斜坡体(4)在稳焰中心锥(2)和燃烧室内流道(1)之间沿圆周均匀布置。
2.根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机的燃烧室，其特征在于：所述安装支板(3)上设有导流面(6)。
3.根据权利要求2所述的一种超燃冲压发动机的燃烧室，其特征在于：所述导流面(6)上设有多个燃料喷注孔(5),并且沿导流面(6)延伸方向均布。
4.根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机的燃烧室，其特征在于：所述燃烧室内流道(1)为轴对称设计，并且沿着气流流向燃烧室内流道(1)的直径逐渐增大。
5.根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机的燃烧室，其特征在于：所述四棱体的截面为矩形，四棱体一面朝向气流流入方向，相对的另一个面背向气流流入方向，其余相对的两个面设有多个燃料喷注孔(5)；定义所述四棱体朝向、背向气流流入方向的对边为矩形的横边，另外两个对边为矩形的竖边，所述四棱体由前端至后端，矩形截面的竖边尺寸逐渐加大、横边尺寸保持不变或逐渐增大。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115419917A (zh) * 2022-07-29 2022-12-02 西安航天动力研究所 一体式异质多相流掺混稳焰装置及组合动力发动机燃烧室
CN115614165A (zh) * 2022-11-02 2023-01-17 西安近代化学研究所 一种粉末燃料超声速燃烧的等离子体火焰稳定装置

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0663524A1 (en) * 1993-12-15 1995-07-19 Rockwell International Corporation Scram-stage missile
US20080092519A1 (en) * 2006-10-18 2008-04-24 Aerojet-General Corporation, A Corporation Of The State Of Ohio Core burning for scramjet engines
US20080098741A1 (en) * 2006-10-25 2008-05-01 United Technologies Corporation Annular isolator dual mode scramjet engine
US20140102112A1 (en) * 2012-10-17 2014-04-17 United Technologies Corporation One-piece fuel nozzle for a thrust engine
CN106089489A (zh) * 2016-08-17 2016-11-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种超燃冲压发动机
CN107620653A (zh) * 2017-09-27 2018-01-23 西北工业大学 一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置
CN108151062A (zh) * 2017-12-20 2018-06-12 哈尔滨工业大学 一种基于嵌入式中心等离子体炬的发动机超声速燃烧室
CN109026441A (zh) * 2018-09-27 2018-12-18 北京理工大学 激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法
CN109026442A (zh) * 2018-09-27 2018-12-18 北京理工大学 激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法
CN109539312A (zh) * 2018-10-12 2019-03-29 南京航空航天大学 一种空间凹腔亚燃引导燃烧室及发动机燃烧室
CN110793062A (zh) * 2019-10-30 2020-02-14 北京空天技术研究所 采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机
CN111023149A (zh) * 2019-12-11 2020-04-17 中国空气动力研究与发展中心 一种燃烧室交错支板
CN111829009A (zh) * 2020-07-10 2020-10-27 中国空气动力研究与发展中心 一种基于楔形体的燃料组合喷注结构

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0663524A1 (en) * 1993-12-15 1995-07-19 Rockwell International Corporation Scram-stage missile
US20080092519A1 (en) * 2006-10-18 2008-04-24 Aerojet-General Corporation, A Corporation Of The State Of Ohio Core burning for scramjet engines
US20080098741A1 (en) * 2006-10-25 2008-05-01 United Technologies Corporation Annular isolator dual mode scramjet engine
US20140102112A1 (en) * 2012-10-17 2014-04-17 United Technologies Corporation One-piece fuel nozzle for a thrust engine
CN106089489A (zh) * 2016-08-17 2016-11-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种超燃冲压发动机
CN107620653A (zh) * 2017-09-27 2018-01-23 西北工业大学 一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置
CN108151062A (zh) * 2017-12-20 2018-06-12 哈尔滨工业大学 一种基于嵌入式中心等离子体炬的发动机超声速燃烧室
CN109026441A (zh) * 2018-09-27 2018-12-18 北京理工大学 激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法
CN109026442A (zh) * 2018-09-27 2018-12-18 北京理工大学 激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法
CN109539312A (zh) * 2018-10-12 2019-03-29 南京航空航天大学 一种空间凹腔亚燃引导燃烧室及发动机燃烧室
CN110793062A (zh) * 2019-10-30 2020-02-14 北京空天技术研究所 采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机
CN111023149A (zh) * 2019-12-11 2020-04-17 中国空气动力研究与发展中心 一种燃烧室交错支板
CN111829009A (zh) * 2020-07-10 2020-10-27 中国空气动力研究与发展中心 一种基于楔形体的燃料组合喷注结构

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘世杰等: "带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究", 《弹箭与制导学报》 *
刘昊等: "超燃冲压发动机支板研究综述", 《火箭推进》 *
张蒙正等: "一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型", 《火箭推进》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115419917A (zh) * 2022-07-29 2022-12-02 西安航天动力研究所 一体式异质多相流掺混稳焰装置及组合动力发动机燃烧室
CN115419917B (zh) * 2022-07-29 2024-06-04 西安航天动力研究所 一体式异质多相流掺混稳焰装置及组合动力发动机燃烧室
CN115614165A (zh) * 2022-11-02 2023-01-17 西安近代化学研究所 一种粉末燃料超声速燃烧的等离子体火焰稳定装置
CN115614165B (zh) * 2022-11-02 2024-05-10 西安近代化学研究所 一种粉末燃料超声速燃烧的等离子体火焰稳定装置

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