CN114934861A - 一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机 - Google Patents

一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机 Download PDF

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冉锐
杨一言
田照阳
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Abstract

本发明公开了一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；所述尾喷管沿气流流向扩张。本发明提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。

Description

一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机
技术领域
本发明涉及冲压发动机领域，特别涉及一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机。
背景技术
冲压发动机是一种利用物理型面将高速来流空气进行减速增压，并在燃烧室中组织燃烧的空气喷气发动机。相较于涡轮喷气发动机，冲压发动机结构简单，无转动部件，不存在涡轮叶片的耐热性限制，所以燃烧室可以允许更高的燃烧温度，可以加入更多的能量而获得更大的推力。相比于火箭发动机，冲压发动机大量利用空气中的氧气作为氧化剂，减少了自身所需携带的氧化剂，比冲大大提高，具有更高的性价比。因此，冲压发动机以其特有的性能优越性来满足在大气层内飞行的飞行器的要求，特别是在军事上对飞行器高速远航程巡航的要求。
为使超燃冲压发动机在飞行过程中具有更优的加速性能，需要尽可能提高推阻比，低动压飞行将是一种降低飞行阻力提高推阻比的可行方式。然而，随着超燃冲压发动机高度-速度飞行包线的不断拓宽，环境压力和空气密度不断下降，也将面临低动压飞行可行性的问题。因此，综合减阻要求和高空飞行需求，低动压飞行将成为必然趋势。然而，飞行动压降低定会引起燃烧室压力下降，减缓化学反应速率，且燃烧室内为超声速流动，燃料与空气混合物的驻留时间极短，严重影响燃料与空气的掺混，燃烧组织愈发困难，恶化超燃冲压发动机的工作性能，为超声速燃烧的稳定性和高效性带来了巨大的挑战。
图1用于示出一种常规纯冲压发动机的示意图。如图1所示，常规纯冲压发动机包括进气道21、隔离段22、燃烧室23、凹腔24、燃料喷注孔25和尾喷管26。鉴于上述困难，在30km以上的飞行高度，图1所示的常规纯冲压发动机会出现燃烧效率不佳、燃烧不稳定乃至点火失败的情况。针对这种情况，现有的研究试图增加自身燃料携带量，牺牲部分比冲，以提高质量流率，从而提高推力，但增加燃料不能确保推力一直增加，反而可能影响发动机的正常工作，并不能改变发动机的工作范围。为了拓宽冲压发动机的工作范围及提高其工作性能，急需一种技术方案改善冲压发动机的低动压飞行的工作特性。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的上述缺陷，提供一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机内流道技术方案，采用高焓射流，为燃烧室组织燃烧提供能量和高温高压环境，可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；
所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；
所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；
所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；
所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；
所述尾喷管沿气流流向扩张。
可选地，所述进气道和所述隔离段之间由法兰连接或焊接。
可选地，所述隔离段和所述燃烧室之间由法兰连接或焊接。
可选地，所述燃烧室和所述尾喷管之间由法兰连接或焊接。
可选地，所述燃烧室采用两级式结构，沿气流流向在每级燃烧室的相同位置均设有一对所述凹腔。
可选地，所述进气道为固定几何结构的二元混压式进气道。
可选地，所述燃料喷注孔为所述燃烧室提供的燃料为煤油，且当量比为1。
可选地，所述内置火箭为液体燃料火箭。
可选地，所述液体燃料火箭采用的液体燃料为酒精、液氧或煤油。
可选地，所述内置火箭的质量流率为0.5kg/s。
可选地，所述尾喷管为单侧膨胀喷管。
可选地，所述尾喷管的扩张角为12°。
可选地，所述尾喷管的长度为42cm。
本发明的积极进步效果在于：在本发明提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机中，通过设置用于向燃烧室提供富燃羽流的内置火箭，使得火箭增强型冲压发动机在低动压飞行时，通过开启内置火箭可以为燃烧室组织燃烧提供能量和高温高压环境，相较于常规纯冲压发动机，具有更大的推力和更优的加速性能，可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。
附图说明
图1为一种常规纯冲压发动机的示意图。
图2为本发明实施例提供的一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机的示意图。
图3为本发明实施例提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机和常规纯冲压发动机的燃烧室压强曲线示意图。
具体实施方式
下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
如图2所示，本实施例提供一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道11、隔离段12、燃烧室13、内置火箭14、凹腔15、燃料喷注孔16和尾喷管17。
进气道11、隔离段12、所述燃烧室13和尾喷管17沿轴线方向依序连接。在具体实施中，所述进气道和所述隔离段之间可以由法兰连接，也可以焊接。所述隔离段和所述燃烧室之间可以由法兰连接，也可以焊接。所述燃烧室和所述尾喷管之间可以由法兰连接，也可以焊接。
气流由进气道11进入，经由隔离段12和燃烧室13后由尾喷管17排放。在一个具体的例子中，所述进气道的喉部宽度Dt为42mm，进气道的高度H为365mm。
在具体实施中，所述隔离段可以采用等直结构，长高比可以为5。
在可选的一种实施方式中，所述进气道可以为固定几何结构的二元混压式进气道。其中，进气道总收缩比H/Dt为6.35，进气道的总长度为4.6mm。
凹腔15设置于燃烧室13的中部。
在可选的一种实施方式中，所述燃烧室采用两级式结构，沿气流流向在每级燃烧室的相同位置均设有一对所述凹腔，可以增强燃料掺混和燃烧效率。在具体实施中，所述燃烧室的总长度可以为12Dt，第一级燃烧室的长度可以为8Dt，第二级燃烧室的长度可以为4Dt，两级燃烧室的扩张角度分别可以为2°和4°。
与第一级燃烧室对应的凹腔为第一级凹腔，与第二级燃烧室对应的凹腔为第二级凹腔。具体地，第一级凹腔到燃烧室入口的距离可以为3Dt，第一级凹腔和第二级凹腔的间距可以为4Dt，第一级凹腔的长深比可以为5，第二级凹腔的长深比可以为3。
在具体实施中，本实施例提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机的燃烧室总扩张比可以与常规纯冲压发动机的燃烧室总扩张比保持相同，例如总扩张比可以为2.2。但受火箭集成部位台阶的影响，其燃烧室的扩张角度相对更小。为了尽量完整地保留常规纯冲压发动机模型的燃烧室设计信息，选择将火箭增强型冲压发动机中两级燃烧室的扩张角度与常规纯冲压发动机中两级燃烧室的扩张角度保持相同，例如两级燃烧室的扩张角度可以分别为2°和4°。
内置火箭14设置于隔离段12和燃烧室13的连接处，用于向燃烧室13提供富燃羽流。其中，内置火箭具体可以侧置集成在进气道和隔离段的上方，集成结构的流道占比可以为30％。在可选的一种实施方式中，所述内置火箭的喷管方向与隔离段的气流方向平行，内置火箭的喷管扩展比可以选择为10。
在具体实施中，所述内置火箭可以为液体燃料火箭。其中，所述液体燃料火箭可以采用酒精、液氧或煤油作为液体燃料。具体地，所述内置火箭的质量流率可以为0.5kg/s。
在具体实施中，可以配置内置火箭的燃烧室的初始室压为6MPa，以及配置内置火箭的燃烧室的出口反压为0.1MPa。
燃料喷注孔16设置于凹腔15的前部，用于为燃烧室13提供燃料。在具体实施中，所述燃料喷注孔为所述燃烧室提供的燃料可以为煤油，当量比为1。
尾喷管17沿气流流向扩张，用于提高气流的流出速度。在具体实施中，所述尾喷管可以为单侧膨胀喷管，所述尾喷管的扩张角可以为12°，所述尾喷管的长度为42cm。
本实施例中，内置火箭与燃烧室相连通，液体燃料在内置火箭的燃烧室内燃烧，向内置火箭提供能量。进气道用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压。隔离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，可以使得使进入燃烧室的空气更加适合与内置火箭提供的富燃羽流进行燃烧，提高了进气道与火箭机组单元的匹配稳定性。尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由尾喷管提高所流出的气流流速。火箭增强型发动机在低动压飞行时，通过开启内置火箭可以为燃烧室组织燃烧提供能量和高温高压环境，从而有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。
在一个具体的例子中，本实施例提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机和常规纯冲压发动机的性能指标如表1所示。
表1
Figure BDA0003694736370000061
通过数值仿真对上述火箭增强型冲压发动机和常规纯冲压发动机在高空环境下的飞行状况进行模拟，来流空气作为氧化剂，液态煤油作为燃料，使用CFD(ComputationalFluid Dynamics，计算流体动力学)方法对该过程进行研究，采用有限体积法对N-S方程(Navier-Stokes equations，纳维-斯托克斯方程)进行求解。连续相(气相)控制方程和离散相(液相)控制方程，气、液两相的耦合关系由相互作用的源相表征。液相控制方程的描述则是基于拉格朗日坐标系，采用欧拉坐标系描述气相控制方程。采用两方程的SST(ShearStress Transport，剪切应力输运)k-ω模型。SSTk-ω模型在边界层边缘和自由剪切面采用k-ω模型，在近壁面处采用Wilcox k-ω模型。为了实现合理的一体化研究，所有发动机均采用了全流道一体化的模型，其计算区域包括进气道入口及发动机出口外大包络的流场。为了准确模拟边界层的分离流动，采用结构化网格，壁面、进气道入口、内置火箭喷管出口、凹腔等流动较复杂区域均进行了局部网格加密，计算网格总数约为70000。设置两发动机的飞行高度为32km，来流马赫数为6，此时的发动机飞行动压为20kPa，根据来流空气的质量流率设置煤油喷注量，当量比为1，火箭增强型冲压发动机中的内置火箭为液体燃料火箭，内置火箭的质量流率为0.5kg/s。
图3用于示出本实施例提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机和常规纯冲压发动机的燃烧室压强曲线示意图。经过上述仿真模拟可以得到火箭增强型冲压发动机与常规纯冲压发动机在高空环境下的飞行状况，从图2中可以看出，与适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机相比，常规纯冲压发动机在20kPa动压下，在燃烧室段的压力没有抬升，说明点火失败。而火箭增强型冲压发动机的燃烧室中压力有明显的抬升，说明火箭增强型冲压发动机点火成功。从上述表1火箭增强型冲压发动机和常规纯冲压发动机的性能指标可以看到，在飞行动压为20kPa下的工作状态，常规纯冲压发动机点火失败，推力为-30.61N，不能正常工作。而火箭增强型冲压发动机则在内置火箭的辅助作用下成功点火，能够正常工作，推力为2815.62N。
通过上述仿真结果可以看出，常规纯冲压发动机在高空飞行中，燃烧室的压力降低，化学反应速率减缓，而且燃烧室内为超声速流动，燃料与空气混合物的驻留时间极短，严重影响了燃料与空气的掺混，燃烧组织愈发困难，恶化了超燃冲压发动机的工作性能，使得常规纯冲压发动机在低飞行动压下的工况下难以点火。而本实施例提供的火箭增强型冲压发动机在低动压下飞行时，通过开启内置火箭可以为燃烧室组织燃烧提供能量和高温高压环境，相较于常规纯冲压发动机，具有更大的推力和更优的加速性能，可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能，从而使得在常规纯冲压发动机无法工作的场景中得以顺利工作。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；
所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；
所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；
所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；
所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；
所述尾喷管沿气流流向扩张。
2.如权利要求1所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述进气道和所述隔离段之间由法兰连接或焊接；和/或，
所述隔离段和所述燃烧室之间由法兰连接或焊接；和/或，
所述燃烧室和所述尾喷管之间由法兰连接或焊接。
3.如权利要求1所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述燃烧室采用两级式结构，沿气流流向在每级燃烧室的相同位置均设有一对所述凹腔。
4.如权利要求1所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述进气道为固定几何结构的二元混压式进气道。
5.如权利要求1所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述燃料喷注孔为所述燃烧室提供的燃料为煤油，且当量比为1。
6.如权利要求1所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述内置火箭为液体燃料火箭。
7.如权利要求6所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述液体燃料火箭采用的液体燃料为酒精、液氧或煤油。
8.如权利要求1-7中任一项所述的火箭增强型冲压发动机，其特征在于，所述尾喷管为单侧膨胀喷管。
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