CN114576036B - 冲压发动机及飞行器 - Google Patents

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    • F02K7/10—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 characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
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Abstract

本发明涉及冲压发动机技术领域，公开了一种冲压发动机及飞行器。其中，该冲压发动机包括进气道、隔离段、燃烧室、喉道和液体存储装置，所述隔离段的壁面和所述燃烧室的壁面上设置有以预定行距和预定列距排列的多个喷孔，在第一工况下，液体存储装置中的液体以第一流量和第一压力从所述隔离段的壁面上的喷孔喷入所述隔离段中；在第二工况下，液体存储装置中的液体以第二流量和第二压力从所述燃烧室的壁面上的喷孔喷入所述燃烧室中，所述第二工况下的马赫数大于所述第一工况下的马赫数。

Description

冲压发动机及飞行器
技术领域
本发明涉及冲压发动机技术领域，尤其涉及一种冲压发动机及飞行器。
背景技术
在高飞行马赫数(例如，达到5以上)下工作的冲压发动机，其面临几个重要问题：
(1)发动机燃烧室内温度高，对材料结构构成了严峻的考验。
目前发动机常用高温材料有高温合金、难熔金属、改性复合材料和超高温陶瓷等几类。
其中高温合金工作温度小于1200℃，难熔金属小于2000℃，改性复合材料小于2400℃，超高温陶瓷小于2500℃。在采用煤油燃料的情况下，当飞行马赫数达到6时，发动机燃烧室温度达到2400～2600℃；飞行马赫数达到7时，相应温度达到2600～2800℃；飞行马赫数达到8时，相应温度达到2800～3000℃。所以当飞行马赫数上升时，发动机温度将很快就超过目前所能使用的高温材料的耐热极限。在现有材料性能已达极限的情况下，每提高一度耐热温度，每提高一分钟耐热工作时间，都是非常困难的。
(2)燃烧室内温度高，燃气高温离解效应严重。
随着飞行马赫数的不断提高，燃烧室内的温度也不断升高，燃料高温热离解效应逐渐增强。在飞行马赫数达到7以后，燃料燃烧产物中有三分之一以上的二氧化碳会因高温重新吸热分解为一氧化碳和氧气，降低了燃料热效应。
(3)较低飞行马赫数下进气道溢流和不起动风险大。
冲压发动机在较低飞行马赫数条件下由于隔离段气流速度低，在逆压梯度下容易发生气流附面层分离进而造成进气道溢流和不起动。
(4)较高飞行马赫数下固定通道发动机性能较低。
在较高飞行马赫数下，燃烧室喉道的密流比下降较快，导致推力性能下降较快。为了挽回推力性能，需要相应减小燃烧室的出口面积。但是在固定通道约束下，为了保证在较低飞行马赫数下进气道可靠起动，这个面积又难以减小。所以这必然造成发动机在跨马赫数飞行时，较高飞行马赫数的性能会急剧下降。
(5)发动机可调通道技术难度大。
为了解决固定通道对发动机在较高飞行马赫数下性能约束的问题，通过铰接式可活动面控制实现燃烧室出口面积可调是其中一种方法。但是这种方法也面临高温燃气环境下如何实现接缝处密封，以及如何克服活动面上巨大气动作用力的问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种冲压发动机及飞行器，能够解决现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种冲压发动机，其中，该冲压发动机包括进气道、隔离段、燃烧室、喉道和液体存储装置，所述隔离段的壁面和所述燃烧室的壁面上设置有以预定行距和预定列距排列的多个喷孔，其中，
在第一工况下，液体存储装置中的液体以第一流量和第一压力从所述隔离段的壁面上的喷孔喷入所述隔离段中；
在第二工况下，液体存储装置中的液体以第二流量和第二压力从所述燃烧室的壁面上的喷孔喷入所述燃烧室中，所述第二工况下的马赫数大于所述第一工况下的马赫数。
优选地，所述第一流量的范围为燃料流量的20～40％，所述第一压力的范围为3～5MPa。
优选地，所述第二流量的范围为燃料流量的40～60％，所述第二压力的范围为2～4MPa。
优选地，所述预定行距与所述预定列距相等。
优选地，所述预定行距的范围与所述预定列距的范围为10～30毫米。
优选地，喷孔的直径范围为0.4～0.5毫米。
优选地，所述液体为水、双氧水、液氮或液氢。
本发明还提供了一种飞行器，其中，包括上述的冲压发动机。
通过上述技术方案，可以降低气流温度，提高现有材料结构高温热环境的工作可靠性。而在第一工况下在发动机隔离段喷射液体，可以降低进气道不起动风险；在第二工况下在发动机燃烧室喷射液体，可以提高发动机在较高飞行马赫数下的推力性能。由此可见，本发明既能够降低在较低的飞行马赫数下工作时进气道的不起动风险，又能够提高在较高飞行马赫数下工作时推力性能，故而能够拓展冲压发动机跨马赫数工作能力。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种冲压发动机示意图；
图2为本发明实施例中喷孔分布示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种冲压发动机示意图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种冲压发动机，其中，该冲压发动机包括进气道1、隔离段2、燃烧室3、喉道4和液体存储装置，所述隔离段2的壁面和所述燃烧室3的壁面上设置有以预定行距和预定列距排列的多个喷孔5(也就是，在发动机进气道之后从隔离段到燃烧室区间设置喷孔，喷口垂直于壁面方向开设)，其中，
在第一工况下，液体存储装置中的液体以第一流量和第一压力从所述隔离段2的壁面上的喷孔5喷入所述隔离段2中；
在第一工况下，自隔离段开始的气流分离明显，仅隔离段区域的喷孔进行液体喷射。此时，液体通过喷孔喷入隔离段气流主流区，使得液体雾化蒸发为气态工质。由此，使得隔离段沿程工质流量逐渐增加，降低隔离段逆压梯度，从而能够抑制自隔离段开始的气流壁面分离。
在第二工况下，液体存储装置中的液体以第二流量和第二压力从所述燃烧室3的壁面上的喷孔5喷入所述燃烧室3中，所述第二工况下的马赫数大于所述第一工况下的马赫数。
在第二工况下，隔离段气流速度高，壁面分离情况好转，但是燃烧室温度急剧上升，同时由于燃烧室喉道远离临界状态，性能急剧下降。这时隔离段区域不用喷入液体，液体仅从燃烧室区域的喷孔喷入。喷入的液体贴近通道壁面雾化蒸发，能够降低燃烧室壁面的温度。并且，液体蒸发后作为气态工质在燃烧室喉道区域挤占了一部分空间，相当于减小了原燃气的流通面积，有助于提高推力性能。
其中，图1中的A示出了减小了的气流分离回流区，图1中的B示出了通过增加工质减小喉道面积，图1中的C为蒸汽掺混区。
通过上述技术方案，可以降低气流温度，提高现有材料结构高温热环境的工作可靠性。而在第一工况下在发动机隔离段喷射液体，可以降低进气道不起动风险；在第二工况下在发动机燃烧室喷射液体，可以提高发动机在较高飞行马赫数下的推力性能。由此可见，本发明既能够降低在较低的飞行马赫数下工作时进气道的不起动风险，又能够提高在较高飞行马赫数下工作时推力性能，故而能够拓展冲压发动机跨马赫数工作能力。
其中，第一工况对应低马赫数工况条件，第二工况对应高马赫数工况条件。举例来讲，可以将高于马赫数5时的工况划分为高马赫数工况，将低于马赫数5时的工况划分为低马赫数工况。
继续参考图1，所述冲压发动机的进气道1、隔离段2、燃烧室3、喉道4依次连接，且所述冲压发动机还包括喷管6。
根据本发明一种实施例，喷孔5可以设置50-100行，每行位置上喷孔数量可以根据实际宽度确定，本发明不对此进行限定。
根据本发明一种实施例，所述第一流量的范围为燃料流量的20～40％，所述第一压力的范围为3～5MPa。
根据本发明一种实施例，所述第二流量的范围为燃料流量的40～60％，所述第二压力的范围为2～4MPa。
图2为本发明实施例中喷孔分布示意图。
在图2中，示出了设置多个喷孔5的区域的局部放大示意图。
根据本发明一种实施例，如图2所示，所述预定行距D与所述预定列距E相等。
根据本发明一种实施例，所述预定行距D的范围与所述预定列距E的范围为10～30毫米。
根据本发明一种实施例，喷孔5的直径范围为0.4～0.5毫米。
本领域技术人员应当理解，上述关于流量、压力和尺寸的描述仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
根据本发明一种实施例，所述液体为水、双氧水、液氮或液氢。
本领域技术人员应当理解，上述液体的描述仅仅是示例性的，并非用于限定本发明，其他可通过吸热转为气态工质的液体也可以应用于本发明。
举例来讲，在偏向于冷却时，液体可以采用液氮或液氢；在偏向于增加推力时，液体可以采用双氧水。
本发明还提供了一种飞行器，其中，包括上述实施例中所述的冲压发动机。
从上述实施例可以看出，本发明所述的冲压发动机相比于现有技术具有以下优点：
1)通过喷射液体的方式可以直接降低气流温度100℃左右，相当于提高现有材料与结构的工作可靠性以及工作时间；
2)通过在发动机隔离段喷射液体，使隔离段工质流量增加，可以抑制自隔离段开始的壁面气流分离效应，降低进气道溢流和不起动风险，提高发动机在较低飞行马赫数下的工作可靠性；
3)在较高飞行马赫数条件下，通过在燃烧室区段喷射液体，使得燃烧室工质流量增加，相当于降低了原燃气工质的流通面积，从而提高了发动机的推力性能，改善了发动机在较高飞行马赫数下的推力性能；
4)降低了燃烧室气流温度和燃料高温热离解效应，从而提高了燃料热效能；
5)冲压发动机在高低飞行马赫数下均能可靠高效地工作，拓展了跨马赫数工作能力。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (8)

1.一种冲压发动机，其特征在于，该冲压发动机包括进气道(1)、隔离段(2)、燃烧室(3)、喉道(4)和液体存储装置，所述隔离段(2)的壁面和所述燃烧室(3)的壁面上设置有以预定行距和预定列距排列的多个喷孔(5)，其中，
在第一工况下，液体存储装置中的液体以第一流量和第一压力从所述隔离段(2)的壁面上的喷孔(5)喷入所述隔离段(2)中；
在第二工况下，液体存储装置中的液体以第二流量和第二压力从所述燃烧室(3)的壁面上的喷孔(5)喷入所述燃烧室(3)中，所述第二工况下的马赫数大于所述第一工况下的马赫数。
2.根据权利要求1所述的冲压发动机，其特征在于，所述第一流量的范围为燃料流量的20～40％，所述第一压力的范围为3～5MPa。
3.根据权利要求1所述的冲压发动机，其特征在于，所述第二流量的范围为燃料流量的40～60％，所述第二压力的范围为2～4MPa。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的冲压发动机，其特征在于，所述预定行距与所述预定列距相等。
5.根据权利要求4所述的冲压发动机，其特征在于，所述预定行距的范围与所述预定列距的范围为10～30毫米。
6.根据权利要求5所述的冲压发动机，其特征在于，喷孔(5)的直径范围为0.4～0.5毫米。
7.根据权利要求1-3中任一项所述的冲压发动机，其特征在于，所述液体为水、双氧水、液氮或液氢。
8.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-7中任一项所述的冲压发动机。
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几何可调液体冲压发动机多变量控制算法研究;聂聆聪等;推进技术;第34卷(第12期);全文 *

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