CN114607508A - 一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道，在二元高超声速进气道单元最后一级压缩面设置悬臂结构，通过该结构喷注燃料，在保证进气道流量系数以及总压恢复系数的同时，利用高超声速进气道较长的前体以及内通道实现燃料与来流空气的充分混合，为进气道后方所连接的燃烧室提供利于燃烧的可燃混合气。
Description
技术领域
本发明属于飞行器进气道技术领域。
背景技术
目前为实现高超声速飞行，飞行器使用的推力装置主要可分为火箭发动机与吸气式冲压发动机。火箭发动机不依赖于大气中的氧气，故而适合宇宙探索，但若完全在大气中工作，由于要携带氧化剂而导致负载增加，损失一定的航程。冲压发动机利用空气中的氧气参与燃烧，不需要携带氧化剂，超声速飞行时，相比于火箭发动机，冲压发动机在性能和推力方面的优势更为显著。高超声速冲压发动机可以分为超燃冲压发动机和激波诱燃冲压发动机等形式。对于超燃冲压发动机，由于燃料在燃烧室中的时间极短，为ms量级，为了保证燃料的点火和稳定燃烧，燃料与来流空气最理想的状态为两者以化学恰当比达到分子水平的混合程度。而对于激波诱燃冲压发动机，为了保证理想的起爆和驻定，燃料也需要提前与来流空气进行充分的混合。
由此可见，燃料在到达燃烧室前与主流空气较为充分的混合，是高超声速飞行器燃烧室稳定高效燃烧的关键。如何能够更好的使燃料在到达燃烧室前与主流空气较为充分的混合是在高超声速冲压发动机亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明提供了一种带单排悬臂预喷注的定几何二元高超声速进气道，目的是提前为高超声速冲压发动机燃烧室提供掺混较均匀的可燃混合气。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道，包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、自内壁面向前延伸的前体压缩面；所述进气道内壁面与唇罩共同围成进气道内通道；所述前体压缩面上设有自前体压缩面斜向上并向进气道内通道延伸的悬臂结构，所述前体压缩面内部设有高压燃料腔；所述悬臂结构面对进气道内通道的一端设有燃料喷注口；悬臂结构内部设有连通燃料喷注口与高压燃料腔的燃料通道。
进一步的，前体压缩面包括依次向后延伸排布的四级压缩面，各压缩面所产生激波汇聚于进气道唇罩前缘。
进一步的，悬臂结构设置在进气道前体最后一级压缩面。
进一步的，悬臂结构截面形状为圆形；圆形悬臂结构外径和进气道宽度呈一定比例用以满足喷注燃料流量和进气道捕获流量在横向方向上的混合。
进一步的，燃料喷注口所在端面中心点与进气道最后一级压缩面之间保持特定的距离。
进一步的，燃料喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间保持特定的流向距离。
进一步的，燃料喷注口所在端面中心点与进气道最后一级压缩面之间的距离为24mm；燃料喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为60mm；悬臂结构轴线与进气道最后一级压缩面呈20°夹角。
本发明技术方案的有益效果如下：
本发明通过在高超声速冲压进气道前体压缩面设置悬臂结构进行燃料的预喷注，利用高超声速二元进气道较长的前体和内流道实现燃料和来流空气的提前混合，为高超声速发动机燃烧室提供掺混均匀的可燃混合气。
附图说明
图1是本发明带有单排悬臂结构的高超声速进气道结构示意图；
图2(a)是图1所示高超声速进气道悬臂结构中心截面示意图；
图2(b)是单个悬臂结构中心截面示意图；
图3(a)是验证实验中不带悬臂结构的原始进气道对称面数值纹影图；
图3(b)是验证实验中带有悬臂结构的进气道单元未喷注时中心截面的数值纹影图；
图3(c)是验证实验中带有悬臂结构的进气道单元未喷注时对称面的数值纹影图；
图3(d)是验证实验中带有悬臂结构的进气道单元喷注时中心截面的数值纹影图；
图3(e)是验证实验中带有悬臂结构的进气道单元喷注时对称面的数值纹影图；
图4是验证实验中不同状态下进气道喉道截面上不同展向位置处的总压恢复系数分布；
图5是验证实验中喷注状态下进气道内通道各流向截面的氢气浓度等值线图；
图6是验证实验中喷注状态下进气道喉道截面不同展向位置处的氢气浓度分布曲线；
图7是验证实验中喷注状态下进气道喉道截面不同展向位置处的静温分布曲线；
图8是验证实验中喷注状态下进气道等值段内掺混效率沿流向的变化曲线。
具体实施方式
下面，结合附图对本发明做进一步详细说明。
如图1及图2所示，本发明提供一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道。如图2(a)所示，该二元高超声速进气道包括唇罩1、内壁面2、自内壁面向前延伸的压缩面3、设置在压缩面3上的悬臂结构4、以及置于压缩面3中的高压燃料腔7。所述唇罩1、内壁面2形成内通道5以及自内通道向后延伸的等直段6。如果该进气道具体应用在飞行器上时，内壁面2即为进气道贴近飞行器机身外表面设置的面。
为了不影响进气道捕获流量以及进气道前体波系结构，利用进气道较长的流向长度实现燃料和来流空气的充分掺混，在进气道第四级压缩面设置悬臂结构，且悬臂结构的直径与进气道宽度呈一定比例。如图2(b)所示，悬臂结构包括悬臂外壁面41、与高压燃料腔7相连的燃料通道42以及燃料喷注口43。
进气道压缩面3一共四级，按各级产生的斜激波交汇于进气道唇罩1前缘进行设计。为保证悬臂结构对进气道压缩面激波系的影响较小，将悬臂结构布置于进气道最后一级压缩面。为保证悬臂结构对进气道总压恢复系数的影响较小，设计悬臂结构的截面形状为圆形、悬臂结构与进气道最后一级压缩面呈特定的角度。为保证悬臂结构所喷注的燃料与进气道捕获来流充分掺混，且不被近壁面高温气体提前点燃，燃料喷注口43的中心距进气道最后一级压缩面的高度取特定值、燃料喷注口43的中心距进气道唇罩1前缘的流向距离(平行于最后一级压缩面的距离)取特定值。
下面根据上述技术方案，对带有悬臂结构的二元高超声速进气道单元设计验证实验，通过比较不带悬臂结构的进气道、带悬臂结构但未喷注的进气道以及带悬臂结构并实施喷注的进气道之间的流场以及性能差异，并评估预喷注燃料在进气道内的分布情况，说明本发明的可行性。实验中，二元高超声速进气道采用设计工作状态Ma10的五波系(四个前体激波以及一个唇口激波)高超声速进气道。该进气道的前体压缩面3设置依次向后延伸排布的四级压缩面，各压缩面对应楔角分别为3.4°、3.8°、4.3°和4.9°，此时各级压缩面发出的激波刚好汇聚于进气道唇罩1前缘。在进气道第四级压缩面设置悬臂结构，悬臂结构外径4mm、燃料喷注口直径3mm，由此可得进气道单元宽度为16mm。悬臂结构的位置和尺寸按下述条件确定：悬臂结构中心线在进气道中心对称面上、悬臂结构与进气道第四级压缩面之间的夹角为12°、燃料喷注口中心距进气道第四级压缩面的高度为24mm、燃料喷注口中心距进气道唇罩前缘的流向距离为60mm。
图3(a)至图3(e)给出了设置悬臂结构以及进一步实施预喷注后进气道流场的波系结构变化。从图中可以看出，未喷注状态及喷注状态下，悬臂结构会诱导产生新的激波在进气道内通道对来流进一步压缩，但对进气道前体波系几乎没有影响，这也说明悬臂结构对进气道捕获来流的能力没有负面影响。表一给出了上述三种状态下的进气道出口性能对比，从表中可以看出，悬臂结构的设置以及燃料的预喷注会使得进气道出口气流受到进一步压缩，马赫数下降，总压恢复系数下降，但由于对进气道前体激波系未受影响，进气道流量系数没有发生变化。在使用本发明所述方案实施预喷注时，进气道出口平均总压恢复系数仍有0.2左右。而从图4可以看出，悬臂结构的设置以及使用该结构进行燃料预喷注对进气道总压恢复系数的影响集中在进气道近下壁面处(距壁面高度0.01m内)，进气道内通道中部的主流受本发明所述的喷注方案影响较小。在实施燃料预喷注时，进气道出口处最大的总压恢复系数仍有0.5左右。
表一 进气道性能对比
图5给出了喷注的氢气燃料在进气道内通道不同流向位置处的分布情况。从图中可以看出，燃料核心区通过进气道唇口截面后在流向涡作用下逐渐与进气道捕获来流掺混。当发展至进气道喉道截面时，氢气在展向上呈条带状均匀分布，可认为氢气与主流在条带内掺混均匀。图6和图7分别给出了进气道喉道截面中心线(z＝0D)以及两侧对称线(sym)上的氢气分布以及静温分布情况，同样可以看出流场在展向上差异较小，分布较为均匀。并且可以进一步看出，在进气道喉道截面氢气浓度较高区域与静温较低区域重合，这说明使用本发明实施燃料预喷注可以有效防止燃料和主流的混合气在进气道内提前点燃。
图8给出了进气道等直段内氢气燃料与主流之间掺混效率的沿流向分布，图中横坐标中L为等直段长度，而纵坐标为Rogers掺混效率。从图中可以看出，本发明所述实施燃料预喷注后的进气道在喉道截面燃料与主流空气的掺混效率已经达到0.56。在等直段内，燃料与主流空气进一步掺混，掺混效率进一步提高。在进气道出口截面，燃料与主流的掺混效率为0.64，掺混较为均匀。
综上可知，使用本发明所述带有悬臂结构的二元高超声速进气道，可以在保证进气道性能的同时实现预喷注氢气与捕获空气之间的掺混。带有悬臂结构的进气道可以为之后连接的高超声速冲压发动机燃烧室提供掺混较为均匀且具有一定动压头的可燃混合气。
Claims (7)
1.一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道，包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、自内壁面向前延伸的前体压缩面；所述进气道内壁面与唇罩共同围成进气道内通道；其特征在于，所述前体压缩面上设有自前体压缩面斜向上并向进气道内通道延伸的悬臂结构，所述前体压缩面内部设有高压燃料腔；所述悬臂结构面对进气道内通道的一端设有燃料喷注口；悬臂结构内部设有连通燃料喷注口与高压燃料腔的燃料通道。
2.根据权利要求1所述的二元高超声速进气道，其特征在于，前体压缩面包括依次向后延伸排布的四级压缩面，各压缩面所产生激波汇聚于进气道唇罩前缘。
3.根据权利要求2所述的二元高超声速进气道，其特征在于，悬臂结构设置在进气道前体最后一级压缩面。
4.根据权利要求3所述的二元高超声速进气道，其特征在于，悬臂结构截面形状为圆形；悬臂结构外径和进气道宽度呈一定比例用以满足喷注燃料流量和进气道捕获流量在横向方向上的混合。
5.根据权利要求4所述的二元高超声速进气道，其特征在于，燃料喷注口所在端面中心点与进气道最后一级压缩面之间保持特定的距离。
6.根据权利要求5所述的二元高超声速进气道，其特征在于，燃料喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间保持特定的流向距离。
7.根据权利要求6所述的二元高超声速进气道，其特征在于，燃料喷注口所在端面中心点与进气道最后一级压缩面之间的距离为24mm；燃料喷注口所在端面中心点与进气道唇罩前缘之间的流向距离为60mm；悬臂结构轴线与进气道最后一级压缩面呈20°夹角。
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