CN114562367B - 一种冲压发动机的掺混燃烧装置及其掺混燃烧验证方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种冲压发动机的掺混燃烧装置，包括进气道扩张段、补燃室掺混段，补燃室掺混段包括混合段、与进气道出口连接的导流段，进气道喉道截面为矩形，进气道出口截面为椭圆形，椭圆截面的长轴长度与矩形截面的宽度相同，进气道喉道矩形截面以中心线为基准渐变过渡至进气道出口椭圆截面。通过改变进气道出口截面形式，利用进气道型面变化影响进气道出口截面气流分布，改变补燃室内的旋涡结构，加剧气流掺混。在不增加损失情况下，气流在短距离内掺混均匀，缩短补燃室长度，减轻发动机重量，有效提高燃烧效率及降低热防护压力。通过喉道矩形截面以中心线为基准渐变过渡至出口的椭圆形，进一步改善进气道出口截面气流分布。

Description

一种冲压发动机的掺混燃烧装置及其掺混燃烧验证方法
技术领域
本发明涉及固体火箭冲压发动机掺混燃烧，具体是涉及一种冲压发动机的掺混燃烧装置及其掺混燃烧验证方法。
背景技术
冲压发动机能够利用空气中的氧气，从而不用单独携带氧化剂，相较于火箭发动机，冲压发动机的比冲更高。其中，固体火箭冲压发动机具有比冲高、射程远、速度快、机动性强和结构简单等优点，能最大限度的满足新一代战术导弹对动力装置的需求，是超声速导弹动力装置的一个重要研究方向。补燃室掺混段作为固体火箭冲压发动机的一个重要组成部分，其掺混燃烧效率与冲压发动机的性能密切相关。当冲压发动机开始工作时，燃气发生器的贫氧推进剂同时开始点火燃烧，在掺混段内喷出的富燃燃气与从进气道进入的空气进行掺混燃烧，生成的燃气经过喷管喷出，转化为动能为导弹提供推力。补燃室掺混燃烧的好坏将直接影响固体火箭冲压发动机的整体性能，另外，补燃室掺混燃烧过程如果能在短长度内充分完成，就可以通过缩短补燃烧室的长度来达到减轻重量的目的，从而提高发动机性能。然而，常规补燃室中由矩形出口截面的进气道进入的空气与富燃燃气掺混燃烧效果较差。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种增强掺混、提高燃烧效率及降低热防护压力的冲压发动机的掺混燃烧装置。
本发明还提供一种冲压发动机的掺混燃烧装置的掺混燃烧验证方法
技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种冲压发动机的掺混燃烧装置，包括进气道扩张段、补燃室掺混段，所述补燃室掺混段包括混合段、与进气道出口连接的导流段，导流段设置于混合段侧面，所述进气道扩张段为自进气道喉道向后延伸的扩张通道，进气道喉道截面为矩形，进气道出口截面为椭圆形，进气道出口椭圆截面的长轴长度与进气道喉道矩形截面的宽度相同，进气道喉道矩形截面以中心线为基准渐变过渡至进气道出口椭圆截面。
进一步的，所述进气道出口椭圆截面与进气道喉道矩形截面的面积扩张比为1.8。
进一步的，所述导流段包括与进气道出口连接的转向段、输出段，输出段连接转向段与混合段，所述输出段的中心线与混合段的中心线成锐角。
进一步的，所述输出段的中心线与混合段的中心线成45度夹角。
进一步的，所述转向段入口截面的外轮廓与进气道出口截面外轮廓重合，转向段内通道截面为等面积椭圆。
进一步的，所述混合段为圆柱形，混合段内部设置燃气输送通道，所述导流段与燃气输送通道内部连通。
进一步的，所述燃气输送通道的截面直径为混合段截面直径的2/7。
本发明还采用一种冲压发动机的掺混燃烧装置的掺混燃烧验证方法，包括以下步骤：
步骤1：预设实验条件；
步骤2：在预设的实验条件下，分别对进气道出口为矩形截面和进气道出口为椭圆截面进行掺混燃烧数值仿真；
步骤3：分别获取进气道出口为矩形截面和进气道出口为椭圆截面的出口截面马赫数云图；以及获取两者出口截面的性能参数；
步骤4：以导流段与混合段连接的尾端为起点，向后选取混合段若干截面，并获取选取截面的性能参数；
步骤5：对获取的数据进行对比分析。
进一步的，所述步骤1的预设实验条件中，设置燃气流量为0.239kg/s，且燃气由一氧化碳、氢气、二氧化碳、水蒸气和氮气组成，其质量分数分别对应为0.47、0.10、0.01、0.01和0.41。
进一步的，所述步骤1的预设实验条件中，所述燃气平行于混合段中心轴线喷射
有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是通过改变进气道出口截面形式，利用进气道型面变化影响进气道出口截面气流分布，改变补燃室内的旋涡结构，加剧气流掺混。能在不增加损失情况下，使气流在短距离内掺混均匀，从而可缩短补燃室长度，减轻发动机重量。此外，在燃气与空气掺混燃烧过程中能有效提高燃烧效率及降低热防护压力。通过喉道矩形截面以中心线为基准渐变过渡至出口的椭圆形，进一步改善进气道出口截面气流分布。
附图说明
图1为本发明掺混燃烧装置的整体结构示意图(进气道出口椭圆截面长轴沿竖直方向)；
图2为本发明进气道椭圆出口截面示意图(进气道出口椭圆截面长轴沿水平方向)；
图3为本发明验证实验中混合段轴向不同截面示意图；
图4为本发明验证实验中未加入燃气时进气道常规矩形出口截面的马赫数云图；
图5为本发明验证实验中未加入燃气时进气道椭圆出口截面的马赫数云图；
图6为本发明验证实验中未加入燃气时常规矩形出口结构和椭圆出口结构混合段截面整体总压恢复随轴向距离的变化曲线；
图7为本发明验证实验中未加入燃气时常规矩形出口结构和椭圆出口结构混合段截面整体平均旋流强度随轴向距离的变化曲线；
图8为本发明验证实验中加入燃气后常规矩形出口结构和椭圆出口结构混合段内各截面静温分布；
图9为本发明验证实验中加入燃气后常规矩形出口结构和椭圆出口结构混合段截面整体总压恢复随轴向距离的变化曲线；
图10为本发明验证实验中加入燃气后常规矩形出口结构和椭圆出口结构混合段截面总燃烧效率随轴向距离的变化曲线。
具体实施方式
实施例1
如图1所示，本实施例中一种冲压发动机的掺混燃烧装置，包括进气道扩张段12和补燃室掺混段，其中补燃室掺混段分为两部分，一是与进气道出口13相连的导流段，二是空气与燃气掺混燃烧的混合段23，导流段设置于混合段23侧面；进气道扩张段12为自喉道11向后延伸的扩张通道，进气道喉道截面为矩形，如图2所示，进气道出口截面为椭圆形，其中图1中的进气道出口椭圆截面的长轴沿竖直方向(纵向)，图2中进气道出口椭圆截面的长轴沿水平方向(横向)；混合段23为圆柱形，混合段23内部设置燃气输送通道24，导流段从混合段23侧面与燃气输送通道24内部连通，燃气输送通道24一端为富燃燃气入口，导流段与燃气输送通道24交界处为混合段23的空气入口，富燃燃气与来流空气在该区进行掺混燃烧。
进气道扩张段12的进气道出口13椭圆截面与喉道11截面的面积扩张比为1.8，进气道喉道矩形截面以中心线为基准渐变过渡至进气道出口椭圆截面，在本实施例中通过CATIA软件，由喉道11的矩形截面以中心线为引导线过渡至进气道出口13的椭圆截面形成扩张段内通道，其中进气道出口13椭圆截面的长轴与喉道宽度相同，短轴根据1.8的面积扩张比由面积公式得到。
导流段包括与进气道出口13连接的转向段21、输出段22，转向段21输入端与进气道出口13连接，转向段21输出端与输出段22入口连接，转向段21输入端中心线与转向段21输出端中心线成钝角，转向段21输入端至转向段21输出端圆弧过渡，输出段22连接转向段与混合段，输出段22的中心线与混合段的中心线成45°。转向段21入口截面的外轮廓与进气道出口13截面外轮廓重合，转向段21内通道截面为等面积椭圆。
混合段23截面是直径为D的圆柱截面，燃气输送通道24的截面为圆截面，其直径为混合段23截面直径的2/7，燃气输送通道24截面的圆心位于混合段中心水平轴线上。
实施例2
为了验证上述实施例中进气道出口截面为椭圆形的掺混燃烧效果，本实施例中设计如下验证实验。实验中，采用设计马赫数3.0，飞行高度10km，静压26499.9Pa，总压为973417Pa，静温223.25K，总温625K条件下弹体/进气道/掺混段一体化数值仿真得到喉道非均匀流，补燃室掺混段出口为12倍自由流压力。燃气流量为0.239kg/s，燃气由一氧化碳、氢气、二氧化碳、水蒸气和氮气组成，其质量分数分别对应为0.47,、0.10、0.01、0.01和0.41，燃气平行于混合段水平轴线喷射。
验证实验，验证进气道出口结构对掺混燃烧的影响。为得到上述结果，比较常规矩形进气道出口结构和椭圆进气道出口结构的掺混气动特性和燃烧性能，评估椭圆出口结构对补燃室掺混燃烧的影响。以导流段与混合段上壁面交点为基准点，在混合段沿轴向切出的不同截面，各截面如图3所示。先验证不加入燃气时的性能，图4和图5为两种结构进气道出口截面的马赫数云图，图形的左侧靠近导流段内侧，从图中可以看到，两种方案在进气道出口截面的马赫数分布不同，常规矩形出口结构的高速区集中在导流段内侧，低速区集中在右上角，而椭圆出口结构的马赫数分布在导流段内外两侧较为对称。表1给出了两种结构各截面的性能参数：
表1两种结构各截面的性能参数
由表可知，两种结构的整体总压恢复系数大体相同，与常规矩形出口结构相比，椭圆出口结构的进气道总压恢复系数高5.21％，而掺混段的总压恢复系数下降了5.03％，表明该结构在不增加整体的损失情况下掺混更剧烈，总压畸变下降了15.53％，周向畸变Δσ下降了18.36％，旋流强度下降了63.52％，表明该结构掺混段出口截面流场更均匀。图6为两种结构的混合段截面总压恢复随轴向距离的变化曲线，从图中可以看到，椭圆出口结构的总压恢复系数迅速下降且在2d截面以后总压恢复系数基本保持不变，表明此结构在2d截面时气流已趋于均匀。图7为两种方案的混合段截面旋流强度随轴向距离的变化图，从图中可以看到，椭圆出口结构的旋流强度迅速下降，表明该方案掺混剧烈，到达2d截面以后，旋流强度无明显变化。
再验证加入燃气后的性能，图8为两种结构静温随轴向距离的变化图，从图中可以看到，矩形出口结构的高温区在混合段内呈现单侧分布，到出口截面高温区和低温区仍能看到明显分界线；椭圆出口结构在补燃室内高温区呈现带状分布横跨截面，到出口截面仅小部分区域温度稍高，温度分布较为均匀，这表明，椭圆出口结构有利于补燃室的热防护。图9和图10为两种结构加入燃气后各截面总压恢复系数和燃烧效率随轴向距离的变化图，随着空气与燃气的掺混燃烧，总压恢复系数逐渐减小，燃烧效率逐渐增加，以补燃室出口截面为基准，椭圆出口结构的总压恢复系数比常规矩形出口结构高1.78％，燃烧效率高4.42％。此外，还可以看到，椭圆出口结构在3d截面时的燃烧效率高于常规矩形出口结构补燃室出口截面的燃烧效率。
综上所述，与常规矩形出口结构相比，椭圆出口结构能在短距离内达到掺混均匀，燃烧效率更高且有利于补燃室的热防护。

Claims (10)

1.一种冲压发动机的掺混燃烧装置，包括进气道扩张段(12)、补燃室掺混段，所述补燃室掺混段包括混合段(23)、与进气道出口(13)连接的导流段，导流段设置于混合段(23)侧面，其特征在于，所述进气道扩张段(12)为自进气道喉道(11)向后延伸的扩张通道，进气道喉道(11)截面为矩形，进气道出口(13)截面为椭圆形，进气道出口(13)椭圆截面的长轴长度与进气道喉道(11)矩形截面的宽度相同，进气道喉道(11)矩形截面以中心线为基准渐变过渡至进气道出口(13)椭圆截面。
2.根据权利要求1所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述进气道出口(13)椭圆截面与进气道喉道(11)矩形截面的面积扩张比为1.8。
3.根据权利要求1所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述导流段包括与进气道出口(13)连接的转向段(21)、输出段(22)，输出段连接转向段与混合段(23)，所述输出段的中心线与混合段(23)的中心线成锐角。
4.根据权利要求3所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述输出段的中心线与混合段(23)的中心线成45度夹角。
5.根据权利要求3所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述转向段入口截面的外轮廓与进气道出口(13)截面外轮廓重合，转向段内通道截面为等面积椭圆。
6.根据权利要求1所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述混合段(23)为圆柱形，混合段(23)内部设置燃气输送通道(24)，所述导流段与燃气输送通道(24)内部连通。
7.根据权利要求6所述的掺混燃烧装置，其特征在于，所述燃气输送通道(24)的截面直径为混合段(23)截面直径的2/7。
8.一种对权利要求1-7任意一项所述的掺混燃烧装置的掺混燃烧验证方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：预设实验条件；
步骤2：在预设的实验条件下，分别对进气道出口为矩形截面和进气道出口为椭圆截面进行掺混燃烧数值仿真；
步骤3：分别获取进气道出口为矩形截面和进气道出口为椭圆截面的出口截面马赫数云图；以及获取两者出口截面的性能参数；
步骤4：以导流段与混合段连接的尾端为起点，向后选取混合段若干截面，并获取选取截面的性能参数；
步骤5：对获取的数据进行对比分析。
9.根据权利要求8所述的掺混燃烧验证方法，其特征在于，所述步骤1的预设实验条件中，设置燃气流量为0.239kg/s，且燃气由一氧化碳、氢气、二氧化碳、水蒸气和氮气组成，其质量分数分别对应为0.47、0.10、0.01、0.01和0.41。
10.根据权利要求9所述的掺混燃烧验证方法，其特征在于，所述步骤1的预设实验条件中，所述燃气平行于混合段中心轴线喷射。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001083039A (ja) * 1999-09-17 2001-03-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験模型
RU171408U1 (ru) * 2016-10-27 2017-05-30 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя
CN109738196A (zh) * 2019-01-18 2019-05-10 中国人民解放军国防科技大学 一种基于地面直连试验的冲压发动机性能天地换算方法
CN109736968A (zh) * 2019-01-11 2019-05-10 中国人民解放军国防科技大学 一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置
CN110374763A (zh) * 2019-06-28 2019-10-25 南京理工大学 固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置
CN113217227A (zh) * 2021-06-25 2021-08-06 哈尔滨工程大学 一种基于金属燃料的跨介质双模态冲压发动机及其控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001083039A (ja) * 1999-09-17 2001-03-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験模型
RU171408U1 (ru) * 2016-10-27 2017-05-30 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя
CN109736968A (zh) * 2019-01-11 2019-05-10 中国人民解放军国防科技大学 一种颌下进气式固体火箭冲压发动机及其掺混燃烧装置
CN109738196A (zh) * 2019-01-18 2019-05-10 中国人民解放军国防科技大学 一种基于地面直连试验的冲压发动机性能天地换算方法
CN110374763A (zh) * 2019-06-28 2019-10-25 南京理工大学 固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置
CN113217227A (zh) * 2021-06-25 2021-08-06 哈尔滨工程大学 一种基于金属燃料的跨介质双模态冲压发动机及其控制方法

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