CN114962008A - 一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法 - Google Patents

一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法 Download PDF

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张蒙正
李光熙
蔡锋娟
张留欢
郭显伟
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Abstract

本发明涉及发动机点火系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置(贮箱、阀门等)，系统简单。同时，本发明公开一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法。

Description

一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法
技术领域
本发明涉及发动机点火系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法。
背景技术
点火及火焰稳定方式对宽范围组合发动机的飞行任务实现具有重要影响。针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机，燃烧室入口气流参数变化范围大，，燃烧时存在激波、膨胀波、流动分离、激波/附面层干扰、超声速射流剪切等复杂流动现象，气流速度从亚声速到跨声速再到超声速，要在燃烧室有限空间内实现燃料化学能的高效释放，实现发动机在冲压、火箭/冲压等多个模态下可靠点火、火焰稳定、高效燃烧，十分困难。
在复杂的飞行过程中，有可能出现熄火或弱燃烧，需要多次点火或助燃、强化燃烧，实现持续的推力稳定输出。电点火可以实现多次重复点火，但点火能量输出时间仅为毫秒级，且无法实现助燃、强化燃烧。氢气或乙烯诱导点火可以实现点火、助燃、强化燃烧，但需要携带额外的电点火系统(点燃常温氢气或乙烯与空气的混合气)、氢气或乙烯供应与调节系统，系统复杂，工作可靠性不高，结构质量大。
发明内容
本发明的目的是解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处，而提供一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法。
为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：
一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特殊之处在于：包括沿气流流动方向依次设置的进气道、冲压燃烧室和喷管，以及沿气流流动方向依次设置在冲压燃烧室内的点火及稳焰装置、火箭推力室；
所述点火及稳焰装置设置在冲压燃烧室的凹腔处，点火及稳焰装置包括设置的氧化剂导管、燃料导管、推进剂喷注盘和身部，所述身部包括依次连接的圆柱段、收缩段和扩张段，身部内部设置有燃气流道，燃气流道与凹腔流道连通；
所述氧化剂导管内设置有氧化剂，所述燃料导管内设置有燃料，氧化剂导管、燃料导管的一端分别与推进剂喷注盘前端面的氧化剂入口、燃料入口连接，所述推进剂喷注盘内设置有多个喷注器，推进剂喷注盘的后端与身部圆柱段的前端连接。
进一步地，所述燃气流道输出的燃气方向垂直于凹腔流道中的气流方向，使得点火及稳焰装置出口的高温富氢燃气更容易穿透主流，实现宽范围点火及火焰稳定。
进一步地，所述氧化剂采用硝基，所述燃料采用肼类。
进一步地，所述氧化剂采用四氧化二氮，所述燃料采用无水肼，通过四氧化二氮/无水肼自燃燃烧产生高温富氢燃气，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用。
进一步地，所述四氧化二氮与无水肼之间的质量比为0.2～0.6：1。
进一步地，所述点火及稳焰装置位于凹腔中心，所述扩张段通过法兰与凹腔连接。
同时，本发明提供一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，其特殊之处在于，采用上述宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，包括如下步骤：
步骤1、依据冲压燃烧室的入口气流参数要求，确定点火及稳焰装置的燃气总温、点火能量、凹腔的气流压力；所述冲压燃烧室的入口为进气道与冲压燃烧室交界处；所述入口气流参数包括流量、压力、温度、速度；
步骤2、依据点火及稳焰装置的燃气总温，确定点火及稳焰装置的推进剂及其混合比；
步骤3、依据凹腔的气流压力，确定点火及稳焰装置的室压；
步骤4、依据点火能量，确定点火及稳焰装置推进剂的燃气总流量；
步骤5、依据步骤2所得的推进剂的混合比、步骤3所得的室压、步骤4所得的燃气总流量，确定点火及稳焰装置的结构参数，所述结构参数包括圆柱段的直径和长度、收缩段的长度和出口面积、扩张段的长度和出口面积、推进剂喷注盘的喷注器数量和孔径；
步骤6、依据步骤5确定的结构参数制备点火及稳焰装置，并将其设置于冲压燃烧室的凹腔处，点火及稳焰装置工作时产生的高温富氢燃气射流作用于冲压燃烧室的空气和煤油混合气，进行点火、助燃和强化燃烧。
进一步地，步骤2中，所述推进剂采用四氧化二氮/无水肼推进剂组合，点火及稳焰装置推进剂的四氧化二氮与无水肼的质量比为0.2～0.6：1。
进一步地，步骤3中，所述点火及稳焰装置的室压为0.5MPa～1.0MPa，对空气/煤油混合气流穿透性强，容易实现可靠点火和火焰稳定。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
(1)本发明一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，包括进气道、冲压燃烧室和喷管，以及设置在冲压燃烧室内的点火及稳焰装置、火箭推力室；本发明通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置(贮箱、阀门等)，系统简单。
(2)本发明一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统中点火及稳焰装置采用四氧化二氮/无水肼组合作为推进剂，四氧化二氮与无水肼一经接触即自燃，工作可靠，工作时长可调，可多次重复起动，满足宽范围多次机动复杂弹道下组合发动机多次起动点火、长时间火焰维持、燃烧增强的需求。
(3)本发明一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，根据冲压燃烧室的入口气流参数及混合比要求确定点火及稳焰装置的燃气总温、点火能量、凹腔的气流压力，并据此得出稳焰装置推进剂的混合比、室压和燃气总流量，最终确定宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统的结构参数，使得点火及稳焰装置产生的高温富氢燃气射流对冲压燃烧室的空气/煤油混合气起到点火、助燃、强化燃烧的作用。
附图说明
图1为本发明一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统一个实施例的结构示意图；
图2为本发明实施例中点火及稳焰装置的结构示意图。
附图标记说明如下：1-点火及稳焰装置，11-氧化剂导管，12-燃料导管，13-推进剂喷注盘，14-身部，141-圆柱段，142-收缩段，143-扩张段；2-进气道；3-冲压燃烧室，31-凹腔；4-喷管；5-火箭推力室。
具体实施方式
下面结合附图和示例性实施例对本发明作进一步地说明。
参照图1和图2，一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，包括沿气流流动方向依次设置的进气道2、冲压燃烧室3和喷管4，以及沿气流流动方向依次设置在冲压燃烧室3内的点火及稳焰装置1、火箭推力室5。
点火及稳焰装置1设置在冲压燃烧室3的凹腔31表面中心，点火及稳焰装置1包括设置的氧化剂导管11、燃料导管12、推进剂喷注盘13和身部14，所述身部14包括依次连接的圆柱段141、收缩段142和扩张段143，身部14内部设置有燃气流道，燃气流道与凹腔31流道连通；氧化剂导管11内设置有氧化剂，所述燃料导管12内设置有燃料，氧化剂导管11、燃料导管12的一端分别与推进剂喷注盘13前端面的氧化剂入口、燃料入口连接，所述推进剂喷注盘13内设置有多个喷注器，推进剂喷注盘13的后端与身部14圆柱段141的前端连接；点火及稳焰装置1的推进剂采用四氧化二氮/无水肼组合，四氧化二氮为氧化剂，无水肼为燃料，四氧化二氮与无水肼之间的质量比选取为0.2～0.6：1。；通过四氧化二氮/无水肼自燃燃烧产生高温富氢燃气，高温富氢燃气通过凹腔31垂直注入冲压燃烧室3，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用。
基于上述宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，本发明提供一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，包括如下步骤：
步骤1、依据据冲压燃烧室3的入口气流参数及混合比要求，确定点火及稳焰装置1的燃气总温≥1800K、点火能量≥0.1MW、凹腔31的气流压力≤0.5MPa；所述冲压燃烧室3的入口为进气道2与冲压燃烧室3交界处；
步骤2、选择点火及稳焰装置1的推进剂为四氧化二氮/无水肼组合；依据点火及稳焰装置1的燃气总温，确定四氧化二氮与无水肼之间的质量比为0.3:1；
步骤3、依据凹腔31的气流压力，确定点火及稳焰装置1的室压为0.5MPa；
步骤4、依据点火能量，确定点火及稳焰装置1推进剂的燃气总流量为0.025kg/s；
步骤5、依据步骤2所得的推进剂的混合比、步骤3所得的室压、步骤4所得的燃气总流量，确定点火及稳焰装置1的结构参数，所述结构参数包括圆柱段141的直径和长度、收缩段142的长度和出口面积、扩张段143的长度和出口面积、推进剂喷注盘13的喷注器数量和孔径；
步骤6、依据步骤5确定的结构参数制备点火及稳焰装置1，并将其设置于冲压燃烧室3的凹腔31处，点火及稳焰装置1工作时产生的高温富氢燃气射流作用于冲压燃烧室3的空气和煤油混合气，进行点火、助燃和强化燃烧。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (9)

1.一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：包括沿气流流动方向依次设置的进气道(2)、冲压燃烧室(3)和喷管(4)，以及沿气流流动方向依次设置在冲压燃烧室(3)内的点火及稳焰装置(1)、火箭推力室(5)；
所述点火及稳焰装置(1)设置在冲压燃烧室(3)的凹腔(31)处，点火及稳焰装置(1)包括设置的氧化剂导管(11)、燃料导管(12)、推进剂喷注盘(13)和身部(14)，所述身部(14)包括依次连接的圆柱段(141)、收缩段(142)和扩张段(143)，身部(14)内部设置有燃气流道，燃气流道与凹腔(31)流道连通；
所述氧化剂导管(11)内设置有氧化剂，所述燃料导管(12)内设置有燃料，氧化剂导管(11)、燃料导管(12)的一端分别与推进剂喷注盘(13)前端面的氧化剂入口、燃料入口连接，所述推进剂喷注盘(13)内设置有多个喷注器，推进剂喷注盘(13)的后端与身部(14)圆柱段(141)的前端连接。
2.根据权利要求1所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：所述燃气流道输出的燃气方向垂直于凹腔(31)流道中的气流方向。
3.根据权利要求2所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：所述氧化剂采用硝基，所述燃料采用肼类。
4.根据权利要求3所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：所述氧化剂采用四氧化二氮，所述燃料采用无水肼。
5.根据权利要求4所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：所述四氧化二氮与无水肼之间的质量比为0.2～0.6:1。
6.根据权利要求1至5任一所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，其特征在于：所述点火及稳焰装置(1)位于凹腔(31)中心，所述扩张段(413)通过法兰与凹腔(31)连接。
7.一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，其特征在于，采用权利要求1所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统，包括如下步骤：
步骤1、依据冲压燃烧室(3)的入口气流参数要求，确定点火及稳焰装置(1)的燃气总温、点火能量、凹腔(31)的气流压力；所述冲压燃烧室(3)的入口为进气道(2)与冲压燃烧室(3)交界处；所述入口气流参数包括流量、压力、温度、速度；
步骤2、依据点火及稳焰装置(1)的燃气总温，确定点火及稳焰装置(1)的推进剂及其混合比；
步骤3、依据凹腔(31)的气流压力，确定点火及稳焰装置(1)的室压；
步骤4、依据点火能量，确定点火及稳焰装置(1)推进剂的燃气总流量；
步骤5、依据步骤2所得的推进剂的混合比、步骤3所得的室压、步骤4所得的燃气总流量，确定点火及稳焰装置(1)的结构参数，所述结构参数包括圆柱段(141)的直径和长度、收缩段(142)的长度和出口面积、扩张段(143)的长度和出口面积、推进剂喷注盘(13)的喷注器数量和孔径；
步骤6、依据步骤5确定的结构参数制备点火及稳焰装置(1)，并将其设置于冲压燃烧室(3)的凹腔(31)处，点火及稳焰装置(1)工作时产生的高温富氢燃气射流作用于冲压燃烧室(3)的空气和煤油混合气，进行点火、助燃和强化燃烧。
8.根据权利要求7所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，其特征在于：步骤2中，所述推进剂采用四氧化二氮/无水肼推进剂组合，点火及稳焰装置(1)推进剂的四氧化二氮与无水肼的质量比为0.2～0.6:1。
9.根据权利要求8所述的一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，其特征在于：步骤3中，所述点火及稳焰装置(1)的室压为0.5MPa～1.0MPa。
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CN116447042A (zh) * 2023-06-09 2023-07-18 西安航天动力研究所 一种火箭基组合发动机
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