CN114165361A - 一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法 - Google Patents

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Abstract

一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法，涉及火箭基组合循环发动机。燃烧室由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度调节。将富燃引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，基于各温度传感器判断火箭射流局部高温区所在区域，调节燃料支板喷射角度，将支板底部喷注的二次燃料注入局部高温区迅速燃烧，发挥引导火焰的作用，实现支板下游回流区内二次燃料点火和稳定燃烧。不同速域范围内引射火箭冲压发动机工作高效稳定，提升推力、比冲性能。

Description

一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法
技术领域
本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体是涉及一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法。
背景技术
水平起降、可重复使用和单级入轨是航天运输长期不懈追求的目标，希望建造像飞机一样能够灵活起飞的航天运输器，具备快速连续起降的能力，以减少发射准备时间，降低发射成本。针对这一特点，提出了火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)发动机的概念。火箭基组合循环发动机将高推重比的火箭和高比冲的吸气式发动机有机地结合在一起，充分发挥两种推进方式的优势，在很宽的飞行马赫数下，实现良好的性能，目前已被世界各国所重视。
燃烧室作为RBCC发动机的核心部件是燃料喷注、掺混、雾化及燃烧发生的空间，燃料需在燃烧室内进行点火、火焰稳定及燃烧组织，燃烧释热作为发动机产生推力的主要来源，燃烧室内稳定高效燃烧很大程度上决定了发动机性能。然而燃烧室流道内流速非常高，要使得燃料点火和稳定燃烧相当困难，且又要保证燃烧效率较高。因此，需要可靠的点火和火焰稳定措施。此外，由于RBCC发动机需要在宽马赫数范围工作，燃烧室设计必须能够适应宽的速域范围，兼顾引射、亚燃和超燃等多种工作模态，并且能够与流道其他组件、进气道、尾喷管有机结合，相互匹配协调工作。
传统RBCC发动机燃烧室为兼顾多个工作模态，主要有两种方式：一是通过热力喉道调节，采用热力喉道调节技术来实现燃烧室持续稳定的工作，通常需要采用多级扩张比燃烧室的方式以及分区燃烧。这必然导致燃烧室长度较长增加发动机结构重量，另一方面也因热防护区域增大导致热防护困难。此外，为协调发动机其他组件，如进气道、尾喷管等还会更进一步增加调节难度，导致燃烧室的工作效率较低。Trefny等(Trefny C,DippoldV.SupersonicFree-Jet Combustion in a Ramjet Burner[C].46thAIAA/ASME/SAE/ASEEJoint Propulsion Conference&Exhibit.2010)通过对比分析冲压发动机亚燃模态热力壅塞和机械壅塞时的性能，发现采用几何喉道相对于热力喉道燃烧室性能较高；二是变结构燃烧室，RBCC发动机变结构燃烧室可以尽可能实现各个模态下较优的发动机性能，从而实现RBCC发动机在宽范围内高效稳定的工作。但其结构复杂，增加控制的难度，同时众多的调节机构也会增加发动机重量。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术存在的上述缺陷，提供可在缩短发动机长度、降低热防护难度的情况下，满足宽速域范围内引射火箭冲压发动机可靠点火和稳定燃烧，提升发动机推力、比冲性能的一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法。
一种引射火箭冲压发动机燃烧室由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；所述引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度的调节。
所述温度传感器在轴线方向至少设2组，每组至少设5个。
所述温度传感器用于根据各温度测点判断火箭射流局部高温区，以指导燃料支板喷射角度的调节。
所述燃料支板采用非贯穿式结构约占燃烧室半径的百分之五十，其末端采用铰接方式与作动机构相连。
所述自适应燃油喷注方法，采用上述引射火箭冲压发动机燃烧室，将引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，工作时基于各温度传感器温度变化判断火箭射流局部高温区所在区域，据此调节燃料支板喷射角度，将二次燃料注入火箭射流局部高温区，喷注进入局部高温区的燃料迅速燃烧，在向下游扩展的过程中遇到支板后侧喷注的燃料以及充足的空气，从而形成扩展的集中燃烧区，实现二次燃料点火和稳定燃烧。
引射火箭工作时所形成的局部高温区为椭球形，轴向及横向布置的温度传感器，由于位置不同各测点测出的温度也会有所差异。将各温度测点所测得的数据进行处理后，可在三维空间中拟合出火箭尾流的局部高温区。受限于飞行工况及燃烧室工作过程中背压的影响，火箭射流形成的局部高温区会在燃烧室轴线方向上往复移动，为实现二次燃料的点火和稳定燃烧，作动系统可以实时地根据拟合出的局部高温区进行燃料支板喷射角度的调节，以实现不同工作模态下发动机高效稳定工作。对于火焰位置的捕捉也可采用图像识别系统进行识别。
所述引射火箭采用流量可调的液体火箭，并且其工作在富燃状态。引射火箭富燃工作时形成的射流火焰结构主要包括剪切层补燃区、射流核心区、局部高温区。
本发明方法的具体工作原理如下：
引射火箭冲压发动机工作在宽速域区间时，面临着低速燃料点火以及高速燃烧稳定等问题；本发明将富燃引射火箭尾流作为不同模态燃料的点火源，并结合可调燃料支板，以实现宽速域范围内二次燃料的点火、稳定燃烧。
富燃引射火箭形成的射流火焰结构主要包括剪切层补燃区、射流核心区、局部高温区。不同工作参数下，射流火焰在燃烧室流道内形成的火焰结构不同，且由于燃烧室内二次燃料的燃烧导致燃烧室压力升高，射流火焰结构也会受到影响。由于将二次燃料喷注进入火箭射流局部高温区可实现可靠点火，因此，可根据各测量点的温度变化判断局部高温火焰所在区域，调整燃料支板喷射角度，将二次燃料喷注进入该区域，以实现不同模态下二次燃料点火和稳定燃烧。
相较于现有技术，本发明具有如下有益效果：
相比于传统热力喉道调节技术，其调节范围更广，可有效缩短发动机长度以及降低热防护难度。此外，相对于固定结构燃烧室，为满足二次燃料的点火和燃烧，引射火箭需工作在较大的工况，这样虽然可以使二次燃料的点火区域扩大，但较大工况的的引射火箭导致燃烧室内的释热位置过于靠前，对进气道产生不利的影响。而所述引射火箭冲压发动机燃烧室及其自适应燃油喷注方法，通过调整燃料支板喷射角度，可使用低工况引射火箭高温射流作为点火源，实现燃烧室喷注二次燃料的点火和稳定燃烧。相比于变结构燃烧室调节技术，其调节、控制系统更为简单易于实现，减小实际应用过程中的复杂性。满足不同速域范围内引射火箭冲压发动机高效稳定的工作，提升发动机推力、比冲性能。
附图说明
图1为火箭射流火焰结构及自适应燃油喷注方法工作原理示意图。
图2为本发明所述引射火箭冲压发动机燃烧室的结构示意图。
图3为本发明所述引射火箭冲压发动机燃烧室的结构剖视图。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。
本发明所述引射火箭冲压发动机燃烧室结构如图1～3所示，该燃烧室主要由引射火箭1、温度传感器2、喷射角度可调的燃料支板3以及作动机构4构成。其中，引射火箭布置于发动机中心；温度传感器安装于引射火箭喷管出口的后方，温度传感器用于各温度测点温度的测量以判断火箭射流局部高温区，从而指导燃料支板喷射角度的调节；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端采用铰接方式与作动机构相连，实现燃料支板可喷射角度的调节。
所述温度传感器2设有14个，14个温度传感器分别布置在引射火箭喷管下游，并以一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向上；其测温上限、灵敏度较高以及时指导燃料支板喷射角度的调节。
采用引射火箭冲压发动机燃烧室的自适应燃油喷注方法及工作原理如下：
采用上述引射火箭冲压发动机燃烧室，将富燃引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，富燃引射火箭工作时会形成椭球形的局部高温区，轴向及横向布置的温度传感器，由于位置不同各测点测出的温度也会有所差异。将各温度测点所测得的数据进行处理后，可在三维空间中拟合出火箭尾流的局部高温区。此外，受飞行条件及燃烧室工作过程中背压的影响，火箭射流形成的局部高温区也会在燃烧室轴线方向上往复移动，为实现二次燃料的点火和稳定燃烧，作动系统可以实时地根据拟合出的局部高温区进行燃料支板喷射角度的调节，将二次燃料注入火箭射流局部高温区。喷注进入高温区的燃料迅速燃烧，在向下游扩展的过程中遇到支板后侧喷注的燃料以及充足的空气，从而形成扩展的集中燃烧区，实现二次燃料点火和稳定燃烧。
引射火箭冲压发动机工作在宽速域区间时，面临着低速燃料点火以及高速燃烧稳定等问题，本发明将富燃引射火箭尾流作为不同模态燃料的点火源，并结合可调燃料支板，以实现宽速域范围内二次燃料的点火、稳定燃烧。
如图1，富燃引射火箭形成的射流火焰结构主要包括剪切层补燃区、射流核心区、局部高温区。不同工作参数下，射流火焰在燃烧室流道内形成的火焰结构不同，由于燃烧室内二次燃料的燃烧导致燃烧室压力升高，射流火焰结构也会受到影响。由于将二次燃料喷注进入火箭射流局部高温区可实现可靠点火，因此，可根据各温度测量点的温度变化判断局部高温火焰所在区域，调整燃料支板喷射角度，将二次燃料喷注进入火箭射流局部高温区，以实现不同模态下二次燃料点火和稳定燃烧。
对于火焰位置的捕捉也可采用图像识别系统进行识别。
上述实施例仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims (7)

1.一种引射火箭冲压发动机燃烧室，其特征在于由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；所述引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度的调节。
2.如权利要求1所述一种引射火箭冲压发动机燃烧室，其特征在于所述温度传感器在轴线方向至少设2组，每组至少设5个。
3.如权利要求1所述一种引射火箭冲压发动机燃烧室，其特征在于所述温度传感器用于测量各温度测点温度以判断火箭射流局部高温区，指导燃料支板喷射角度的调节。
4.如权利要求1所述一种引射火箭冲压发动机燃烧室，其特征在于所述燃料支板采用非贯穿式结构约占燃烧室半径的百分之五十，燃料支板的末端采用铰接方式与作动机构相连。
5.自适应燃油喷注方法，其特征在于采用如权利要求1所述一种引射火箭冲压发动机燃烧室，其步骤为：将引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，工作时基于各温度传感器温度变化判断火箭射流局部高温区所在区域，据此调节燃料支板喷射角度，将二次燃料注入火箭射流局部高温区，喷注进入局部高温区的燃料迅速燃烧，在向下游扩展的过程中遇到支板后侧喷注的燃料以及充足的空气，从而形成扩展的集中燃烧区，实现二次燃料点火和稳定燃烧。
6.如权利要求5所述自适应燃油喷注方法，其特征在于所述引射火箭采用流量可调的液体火箭，并且其工作在富燃状态。
7.如权利要求5所述自适应燃油喷注方法，其特征在于所述引射火箭在富燃工作时形成的射流火焰结构包括剪切层补燃区、射流核心区、局部高温区。
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