CN113982783B - 一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有三元旋流掺混器；三元旋流掺混器包括两片第一叶片和四片第二叶片，两片第一叶片和四片第二叶片的均宽边相等，厚度相等，第一叶片的长边大于第二叶片的长边；两片第一叶片和四片第二叶片的宽边固定在进气道的内侧壁上，且呈圆形阵列，其中两片第一叶片镜像设置，四片第二叶片以两片第一叶片连线镜像设置；第一叶片或第二叶片的叶面与垂向之间呈一夹角。

Description

一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器

技术领域

本发明涉及固体火箭冲压发动机技术领域，具体涉及一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器。

背景技术

固体火箭冲压发动机具有比冲高、质量轻、速度快、体积装填率高、可维护性好等诸多优点，能够最大限度地满足新一代战术导弹对动力的需求。国外，对这种发动机的研究已取得了突破性进展，并成功应用于新型导弹；对于固体火箭冲压发动机，有效的组织燃烧是保证发动机性能的关键。

随着固体火箭冲压发动机，尤其是固体亚燃冲压发动机飞行速域、飞行空域的提高，虽然增加了发动机的机动性能，然而这将导致极低的补燃室压力，对补燃室内的燃烧组织带来困难。针对宽域飞行固体亚燃冲压发动机在高空、高速工况下补燃室燃烧效率低的问题，为了提升发动机整体性能，通常是增大补燃室内的压强、提高空燃比和调整进气道进气角度与间距，然而这些方式直接改变了原发动机的结构尺寸，不满足工程实际的要求。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，其目的是在不改变原发动机的结构尺寸的情况下，增强燃烧室内的燃烧效率。

为了实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：

提供一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有三元旋流掺混器；

三元旋流掺混器包括两片第一叶片和四片第二叶片，两片第一叶片和四片第二叶片的宽边均相等，厚度相等，第一叶片的长边大于第二叶片的长边；

两片第一叶片和四片第二叶片的宽边固定在进气道的内侧壁上，且呈圆形阵列，其中两片第一叶片镜像设置，四片第二叶片以两片第一叶片连线镜像设置；第一叶片或第二叶片的叶面与垂向之间呈一夹角。

进一步，第一叶片或第二叶片的翼型均为NACA6306。

进一步，第一叶片的长边为45mm，第二叶片的长边为22mm，第一叶片和第二叶片的宽边均为20mm。

进一步，进气道接近补燃室的出口处的横截面为矩形，三元旋流掺混器设置在进气道的出口处。

进一步，固体火箭冲压发动机还包括补燃室，补燃室的一端设置有一次燃气入口管，另一端设置有喷管；进气道贯穿设置在补燃室外壁上，进气道靠近一次燃气入口管一侧。

进一步，喷管为收缩/扩张型。

本发明的有益效果为：在本方案中，结构简单、三元旋流掺混器体积小、重量轻，安装简单。

传统增强掺混方式是调节进气角度、进气距离这种简单的结构变化，本发明是在进气道的出口处内设置三元旋流掺混器，对材料的要求相对来说较低，并且可以使空气进行旋转加速，改善空气和一次燃气的掺混效果、掺混时间减少和掺混能力提高，并且三元旋流掺混器形成旋转射流的空气可以减少补燃室内的总压损失，提高总压恢复系数，减少总压的损失，解决了传统掺混装置总压损失大的缺点。

设置的三元旋流掺混器是在不改变固体火箭冲压发动机的原有尺寸情况下，提升固体火箭冲压发动机的掺混效率，增加燃烧效率。

三元旋流式掺混器的原理为：

从进气道进入的空气经过一定角度的两片第一叶片和四片第二叶片形成多股旋转射流的空气进入补燃室内，旋转射流的空气受到一次燃气的作用获得切向速度分量，使之与一次燃气螺旋式运动，作用于流体质点的离心力和施加到补燃室内壁上的压力之间建立起平衡，增强一次燃气和冲压空气的掺混效果；并且由于旋转射流的作用，一次燃气和冲压空气在补燃室内部形成回流区，使一次燃气在补燃室内停留更长时间，进而增强了一次燃气和空气的掺混率，提高了一次燃气的燃烧效率，从而提高固体火箭冲压发动机的整体性能。

形成旋转射流的空气用于燃烧室中作为控制火焰的一种手段，具体的，进气道流出的空气包括非旋转射流中遇到的轴向和径向的速度分量外，还包括切向的速度分量，旋转射流的空气可以建立轴向和径向的压力梯度，在强旋流的作用下，压力梯度反影响流场形成轴向的反压力梯度，轴向的反压力梯度发生沿轴线的反向流动，从而建立循环的内部回流区。

除了上面所描述的本发明解决的技术问题、构成技术方案的技术特征以及由这些技术方案的技术特征所带来的有益效果外，本发明提供所能解决的其他技术问题、技术方案中包含的其他技术特征以及这些技术特征带来的有益效果，将在具体实施方式中作出进一步详细的说明。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1为本发明中一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器的结构示意图。

图2为三元旋流掺混器的结构示意图。

图3为有无三元旋流掺混器的固体火箭冲压发动机的燃气燃烧效率图。

其中：1、一次燃气入口管；2、进气道；3、三元旋流掺混器；301、第一叶片；302、第二叶片；4、补燃室；5、喷管。

具体实施方式

为了使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，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的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。

请参考图1-图3，本发明提供一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，固体火箭冲压发动机包括进气道2和补燃室4，补燃室4的一端设置有一次燃气入口管1，另一端设置有喷管5，喷管5为收缩/扩张型。进气道2贯穿设置在补燃室4外壁上，进气道2靠近一次燃气入口管1一侧。进气道2接近补燃室4的出口处的横截面为矩形，三元旋流掺混器3设置在进气道2的出口处。

三元旋流掺混器3包括两片第一叶片301和四片第二叶片302，两片第一叶片301和四片第二叶片302的宽边均相等，厚度相等，第一叶片301的长边大于第二叶片302的长边；

两片第一叶片301和四片第二叶片302的宽边焊接在进气道2的内侧壁上，且呈圆形阵列，其中两片第一叶片301镜像设置进气道2的出口处的短边内壁上，四片第二叶片302以两片第一叶片301连线镜像设置进气道2的出口处的长边内壁上，具体的，进气道2的出口处的两个长边内壁上均设置有两个第二叶片302；第一叶片301或第二叶片302的叶面与垂向之间的夹角呈20°，保证叶片是倾斜安转，使冲压空气经过三元旋流掺混器3形成旋转射流的空气；夹角为20°，形成旋转射流的空气与一次燃气掺混效果最佳。

结构简单、三元旋流掺混器3体积小、重量轻，安装简单。

传统增强掺混方式是调节进气角度、进气距离这种简单的结构变化，本发明是在进气道2的出口处内设置三元旋流掺混器3，对材料的要求相对来说较低，并且可以使空气进行旋转加速，改善空气和一次燃气的掺混效果、掺混时间减少和掺混能力提高，并且三元旋流掺混器3形成旋转射流的空气可以减少补燃室4内的总压损失，提高总压恢复系数，减少总压的损失，解决了传统掺混装置总压损失大的缺点。

设置的三元旋流掺混器3是在不改变固体火箭冲压发动机的原有尺寸情况下，提升固体火箭冲压发动机的掺混效率，增加燃烧效率。三元旋流式掺混器的原理；从进气道2进入的空气经过经过一定角度的两片第一叶片301和四片第二叶片302形成多股旋转射流的空气进入补燃室4内，旋转射流的空气受到一次燃气的作用获得切向速度分量，使之与一次燃气螺旋式运动，作用于流体质点的离心力和施加到补燃室4内壁上的压力之间建立起平衡，增强一次燃气和冲压空气的掺混效果；并且由于旋转射流的作用，一次燃气和冲压空气在补燃室4内部形成回流区，使一次燃气在补燃室4内停留更长时间，进而增强了一次燃气和空气的掺混率，提高了一次燃气的燃烧效率，从而提高固体火箭冲压发动机的整体性能。

形成旋转射流的空气用于燃烧室中作为控制火焰的一种手段，具体的，进气道2流出的空气包括非旋转射流中遇到的轴向和径向的速度分量外，还包括切向的速度分量，旋转射流的空气可以建立轴向和径向的压力梯度，在强旋流的作用下，压力梯度反影响流场形成轴向的反压力梯度，轴向的反压力梯度发生沿轴线的反向流动，从而建立循环的内部回流区。

燃气发生器燃烧产生的富燃燃气从一次燃气入口进入补燃室4内，冲压空气经过进气道2的出口处进入到补燃室4内，此时冲压空气的速度方向和燃气的速度方向相互垂直，有助于冲压空气和燃气在补燃室4内掺混燃烧，燃烧产物经收缩/扩张型的喷管5喷出，喷管5出口为超音速气流。

第一叶片301或第二叶片302的总数为六片，叶片数的增加和减少都会影响射流的强度和股数，而射流股数越多和强度越大并不意味着掺混效率的提升，并且叶片数越多会带来整体结构的复杂性和重量的提升等一些负面效果，经过对不同叶片的下发动机内流场的计算仿真，得出六片叶片时掺混效果最好和总压损失最小。第一叶片301或第二叶片302的翼型均为NACA6306，其本身自带弯度，中弧线的最高纵向值为6，中弧线的最高弦向值为3，厚度为6％，其好处是控制好叶片的角度可以加速气流，还可以提升总压的恢复系数，同时相比于不加旋流器时，总压损失小。

旋流器叶片的尺寸在一定范围内越短，总压损失越低，并且旋流强度也不会减弱很多，因此第一叶片301或第二叶片302为短型的叶片；具体的，由于进气道2的出口处为矩形，使第一叶片301或第二叶片302的长边不同，第一叶片301的长边为45mm，第二叶片302的长边为22mm，第一叶片301和第二叶片302的宽边均为20mm；六个叶片之间没有连接，这样可以最大程度减少总压损失，并且在基本不改变进气道2出口结构的前提下达到低阻高效的掺混效果，从而提升燃烧效率。

本发明实施例，以15km、3.5Ma的固体火箭冲压发动机，并以飞行高度25km，飞行速度4Ma的工况举例说明，对有无三元旋流掺混器3的固体火箭冲压发动机的燃气燃烧效率进行性能计算，如图3所示，其中横坐标代表计算截面距离补燃室4头部的距离，纵坐标为燃烧效率，结果表明，采用三元旋流掺混器3后，燃烧效率提升了5.9％，从而证明了三元旋流掺混器3可显著提高发动机补燃室4内的燃烧效率。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部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各实施例技术方案的范围。

Claims (5)

1.一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，固体火箭冲压发动机包括进气道，其特征在于，所述进气道内设置有三元旋流掺混器；

所述三元旋流掺混器包括两片第一叶片和四片第二叶片，两片第一叶片和四片第二叶片的宽边均相等，厚度相等，所述第一叶片的长边大于第二叶片的长边；

两片第一叶片和四片第二叶片的宽边固定在进气道的内侧壁上，且呈圆形阵列，其中两片第一叶片镜像设置，四片第二叶片以两片第一叶片连线镜像设置；所述第一叶片或第二叶片的叶面与垂向之间呈一夹角；

所述固体火箭冲压发动机还包括补燃室，所述补燃室的一端设置有一次燃气入口管，另一端设置有喷管；所述进气道贯穿设置在补燃室外壁上，所述进气道靠近所述一次燃气入口管一侧；

所述进气道接近补燃室的出口处的横截面为矩形，所述三元旋流掺混器设置在进气道的出口处。

2.根据权利要求1所述的用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，其特征在于，所述第一叶片或第二叶片的翼型均为NACA6306。

3.根据权利要求2所述的用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，其特征在于，所述第一叶片的长边为45mm，第二叶片的长边为22mm，所述第一叶片和第二叶片的宽边均为20mm。

4.根据权利要求1所述的用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，其特征在于，所述喷管为收缩-扩张型。

5.根据权利要求1所述的用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，其特征在于，所述夹角为20°。