CN115556945A - 带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器，该飞行器包括飞行器上机壳和飞行器下机壳，飞行器上机壳的底面与飞行器下机壳的顶面之间固定设置有一对燃烧室侧板，飞行器上机壳的底面与飞行器下机壳的顶面和一对燃烧室侧板所围成的空间为燃烧室，燃烧室内设置有稳焰支板。飞行器上机壳内设置有燃料供应器、燃气发生器和溢流流化管道；飞行器上机壳的底面和侧面上设置有上燃料喷注孔和侧燃料喷注孔。本发明的带有超燃冲压发动机的飞行器，通过燃料供应器、燃料喷注孔、侧燃料喷注孔、燃气发生器、稳焰支板和稳焰台肩板以及溢流流化管道之间的相互配合，能够实现多硼烷化合物燃料的高效燃烧。

Description

带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器
技术领域
本发明属于发动机设计技术领域，涉及超燃冲压发动机，具体涉及一种带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器。
背景技术
超燃冲压发动机是高超声速武器装备的主要动力形式之一，能够利用环境空气作为氧化剂，并与燃料快速掺混燃烧，实现高超声速飞行，具有高比冲、强突防、宽空域、宽速域的性能优势。目前，超燃冲压发动机的燃料主要采用液态碳氢燃料和气态氢/甲烷等，气态和液态燃料能够快速雾化，并与冲压空气掺混燃烧释能；但在较高来流马赫数(Ma≥8)情况下，由于冲压气流来流总温较高，导致碳、氢元素高温下的离解复合反应增强，燃烧产物呈现等离子状态并大量吸热，碳元素及氢元素的氧化率不断降低，燃烧释能的能力显著下降，严重制约发动机的性能。
国内外学者提出了固态燃料能量高且燃烧产物更加稳定不易离解，密度显著高于碳氢燃料与液氢燃料，采用固态燃料作为超燃冲压发动机的能量源，能够兼顾高能量、高释能效率与使用维护便利性。硼元素的质量热值为58.9kJ/g，体积热值为137.8kJ/cm3，明显高出铝和镁元素的热值，能够与冲压空气发生燃烧释能反应，且理论比冲较大，因此，含硼燃料受到研究学者的广泛关注。
多硼烷化合物(MBxHy，x≥3)是一类新型的高能量密度燃料，该多硼烷化合物中氢硼含量>50wt％，因此具有高燃烧热(质量燃烧热可达AlH3的1.5倍)、低点火能量、高燃速、燃烧释放较多小分子等诸多优点，是一类能够应用于超燃冲压发动机技术的高能燃料。
目前，尚未公开报道以多硼烷化合物作为燃料的超燃冲压发动机技术研究。由于多硼烷化合物为粉末燃料，在设计发动机时，如何实现粉末燃料与冲压空气流的快速掺混，以及降低进气道的总压损失，进而实现多硼烷化合物燃料的高效燃烧是关键的技术点。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供了一种带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器，解决现有技术中以多硼烷化合物作为超燃冲压发动机的燃料时，如何实现高效燃烧的技术问题。
为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：
一种带有超燃冲压发动机的飞行器，包括飞行器上机壳，飞行器上机壳的下方设置有飞行器下机壳，所述的飞行器上机壳的底面与飞行器下机壳的顶面的纵向两侧之间分别固定设置有一块燃烧室侧板，一对燃烧室侧板均沿着竖向设置且相互平行；所述的飞行器上机壳的底面与飞行器下机壳的顶面和一对燃烧室侧板所围成的空间为燃烧室，燃烧室内设置有稳焰支板，稳焰支板的纵向两端分别固定设置在两块燃烧室侧板的内壁上。
所述的飞行器上机壳包括上机壳顶板和上机壳底板，上机壳顶板和上机壳底板相互平行且均沿着横向方向设置；所述的上机壳顶板和上机壳底板的横向一侧之间固定设置有上机壳左侧板，上机壳顶板和上机壳底板的横向另一侧之间固定设置有上机壳右侧板，上机壳右侧板为倾斜设置；所述的上机壳顶板和上机壳底板的纵向前侧之间固定设置有上机壳前侧板，上机壳顶板和上机壳底板的纵向后侧之间固定设置有上机壳后侧板，上机壳前侧板和上机壳后侧板相互平行且均沿着竖向方向设置。
所述的上机壳底板包括上机壳左底板，上机壳左底板的横向一侧与上机壳左侧板固定相连，上机壳左底板的横向另一侧与稳焰台肩板的底端一体化相连，稳焰台肩板的顶端与上机壳右底板固定相连；上机壳左底板和上机壳右底板均沿着横向方向设置，稳焰台肩板为倾斜设置。
所述的上机壳右底板上开设有多个上燃料喷注孔，多个上燃料喷注孔沿着横向方向布设；所述的一对燃烧室侧板上均设置有多个侧燃料喷注孔，多个侧燃料喷注孔沿着竖向方向布设。
所述的上机壳顶板、上机壳底板、上机壳左侧板、上机壳右侧板、上机壳前侧板和上机壳后侧板所围成的空间为飞行器上腔体；飞行器上腔体内设置有燃料供应器、燃气发生器和溢流流化管道。
所述的燃料供应器固定设置在上机壳后侧板的内壁上，燃料供应器通过上燃料喷注孔和侧燃料喷注孔与燃烧室相连通。
所述的燃气发生器固定设置在上机壳左底板的内壁上，燃气发生器的横向一侧靠近上机壳左侧板，燃气发生器的横向另一侧为出燃料端，燃气发生器的横向另一侧设置在稳焰台肩板上且与燃烧室相连通。
所述的溢流流化管道的一端设置在上机壳左底板上，溢流流化管道的一端位于燃气发生器的横向一侧，溢流流化管道的另一端设置在上机壳右底板上，溢流流化管道的另一端位于稳焰台肩板和上燃料喷注孔之间；溢流流化管道的两端均与燃烧室相连通。
所述的燃料供应器和燃气发生器内填充有燃料，所述的燃料为多硼烷化合物燃料。
所述的飞行器下机壳包括下壳体顶板和下机壳底板，下机壳顶板和下机壳底板相互平行且均沿着横向方向设置；所述的下机壳顶板和下机壳底板的横向一侧之间固定设置有下机壳左侧板，下机壳顶板和下机壳底板的横向另一侧之间固定设置有下机壳右侧板，下机壳左侧板和下机壳右侧板均为倾斜设置，下机壳左侧板和下机壳右侧板相互平行。
所述的下机壳顶板和下机壳底板的纵向前侧之间固定设置有下机壳前侧板，下机壳顶板和下机壳底板的纵向后侧之间固定设置有下机壳后侧板，下机壳前侧板和下机壳后侧板的横向两端均分别固定设置在下机壳左侧板和下机壳右侧板上，下机壳前侧板和下机壳后侧板相互平行且沿着竖向方向设置。
所述的下壳体顶板位于上机壳底板的下方，下壳体顶板的横向一侧超过上机壳底板横向一侧所在的竖直面内，且不超过上机壳顶板横向一侧所在的竖直面内；下壳体顶板与上机壳底板的横向另一侧位于同一竖直面内；所述的上机壳右侧板和下机壳右侧板的横向一侧位于竖直面内，上机壳右侧板和下机壳右侧板的横向另一侧位于竖直面内。
所述的上机壳左侧板、燃烧室的横向一侧与下壳体顶板之间的空间为进气通道；所述的上机壳右侧板、燃烧室的横向另一侧与下机壳右侧板之间的空间为喷气通道；所述的燃烧室、进气通道和喷气通道相连通。
所述的下壳体顶板、下机壳底板、下机壳左侧板、下机壳右侧板、下机壳前侧板和下机壳后侧板所围成的空间为发动机下腔体。
所述的上机壳左侧板包括一体化设置的第一上机壳左侧板和第二上机壳左侧板，第一上机壳左侧板和第二上机壳左侧板均为倾斜设置；所述的第一上机壳左侧板的顶端固定设置在上机壳顶板上，第一上机壳左侧板的底端与第二上机壳左侧板的顶端一体化连接，第二上机壳左侧板的底端固定设置在上机壳底板上。
所述的燃烧室的横向一端为燃烧室进气口，燃烧室的横向另一端为燃烧室出气口，燃烧室从左到右依次为燃烧室隔离段和燃料供应段，燃烧室隔离段位于燃烧室进气口和稳焰台肩板所在的倾斜面之间；燃料供应段位于稳焰台肩板所在的倾斜面与燃烧室出气口之间。
所述的稳焰支板包括稳焰支板顶面、稳焰支板底面和稳焰支板侧面，稳焰支板顶面和稳焰支板底面的横向一侧靠近稳焰台肩板；稳焰支板顶面和稳焰支板底面的横向一侧固定相连，稳焰支板顶面和稳焰支板底面的横向另一侧分别固定连接在稳焰支板侧面的顶端和底端上。
所述的稳焰支板侧面沿着竖向方向设置，稳焰支板顶面和稳焰支板底面均为倾斜设置；所述的稳焰支板顶面与横向方向的夹角α1为10°～30°，稳焰支板底面与横向方向的夹角α2为10°～30°。
所述的上燃料喷注孔包括中心上燃料喷注孔，中心上燃料喷注孔的横向两侧均布设有至少一个旁侧上燃料喷注孔。
所述的中心上燃料喷注孔与下机壳顶板之间的距离为H；所述的中心上燃料喷注孔与稳焰台肩板顶端之间的距离为L，L的取值范围为：0.5*H≤L≤1.5*H。
所述的中心上燃料喷注孔的孔径为d0；所述的中心上燃料喷注孔和与其相邻的旁侧上燃料喷注孔之间的距离为L0，L0的取值范围为：1.5*d0≤L0≤5*d0。
所述的燃料供应器的出燃料端与主燃料输送管道的进燃料端相连通，所述的主燃料输送管道的出燃料端与多个分支燃料输送管道的进燃料端相连通，分支燃料输送管道的出燃料端与上燃料喷注孔和侧燃料喷注孔相连通；多个分支燃料输送管道与上燃料喷注孔和侧燃料喷注孔一一对应。
所述的主燃料输送管道上设置有气动球阀。
所述的燃气发生器包括固定设置在上机壳底板内壁上的燃气发生器气罐，燃气发生器气罐的横向另一侧固定设置有燃气发生器斜喷管的顶端，燃气发生器斜喷管的底端固定设置在稳焰台肩板上；
所述的燃气发生器斜喷管的进燃料端与燃气发生器气罐的进气端相连通，燃气发生器斜喷管的出气端与燃烧室相连通。
所述的燃气发生器斜喷管为中空且横向两端均开放的圆台体结构，燃气发生器斜喷管为倾斜设置；燃气发生器斜喷管的中心轴线与横向方向之间的夹角β为5°～25°。
本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：
(Ⅰ)本发明的带有超燃冲压发动机的飞行器，采用燃料供应器配合上燃料喷注孔和侧燃料喷注孔，能够促进多硼烷化合物燃料与冲压空气流快速掺混及高效燃烧。采用燃气发生器实现对多硼烷化合物燃料的点火燃烧过程。采用稳焰支板和稳焰台肩板，保证了多硼烷化合物燃料能够持续稳定燃烧，高效释放能量。采用溢流流化管道，能够降低进气道的总压损失，提高进气道的流量系数，增强进气道的启动特性，同时能够促进多硼烷化合物燃料在燃烧室内的燃烧增强。本发明通过上述结构，能够实现多硼烷化合物燃料的高效燃烧。
(Ⅱ)本发明的带有超燃冲压发动机的飞行器，采用多硼烷化合物作为燃料，能够提高发动机的理论比冲，促进发动机在更宽马赫数范围及更高马赫数条件下高效工作。
(Ⅲ)本发明的带有超燃冲压发动机的飞行器，采用倾斜设置的燃气发生器斜喷管，能够有效促进多硼烷化合物燃料的燃烧过程，且相对于常规喷管结构，斜喷管结构能够促进燃气发生器与台阶稳焰结构紧凑连接，提高发动机结构的集成度。
附图说明
图1为带有超燃冲压发动机的飞行器的整体结构示意图。
图2为飞行器上机壳的结构示意图。
图3为带有超燃冲压发动机的飞行器的参数示意图。
图4为侧燃料喷注孔的结构示意图。
图中各标号的含义为：1-飞行器上机壳，2-飞行器下机壳，3-燃烧室侧板，4-燃烧室，5-稳焰支板，6-进气通道，7-喷气通道，8-上燃料喷注孔，9-侧燃料喷注孔，10-飞行器上腔体，11-燃料供应器，12-燃气发生器，13-溢流流化管道，14-主燃料输送管道，15-分支燃料输送管道，16-气动球阀，17-发动机下腔体，18-高温燃气，19-燃料；
101-上机壳顶板，102-上机壳底板，103-上机壳左侧板，104-上机壳右侧板，105-上机壳前侧板，106-上机壳后侧板，107-第一溢流流化管路通气口，108-第二溢流流化管路通气口，109-高温燃气出气口；
201-下壳体顶板，202-下机壳底板，203-下机壳左侧板，204-下机壳右侧板，205-下机壳前侧板，206-下机壳后侧板；
401-燃烧室进气口，402-燃烧室出气口，403-燃烧室隔离段，404-燃料供应段；
501-稳焰支板顶面，502-稳焰支板底面，503-稳焰支板侧面；
801-中心上燃料喷注孔，802-旁侧上燃料喷注孔；
1201-燃气发生器气罐，1202-燃气发生器斜喷管；
10201-上机壳左底板，10202-稳焰台肩板，10203-上机壳右底板；
10301-第一上机壳左侧板，10302-第二上机壳左侧板。
1020301-第一上机壳右底板，1020302-第二上机壳右底板。
以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
需要说明的是，本发明中的所有零部件，在没有特殊说明的情况下，均采用本领域已知的零部件。例如：燃气发生器气罐1201内部的结构采用现有技术中已知的燃气发生器气罐内部的结构。
以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。
实施例：
本实施例给出一种带有超燃冲压发动机的飞行器，如图1至图4所示，包括飞行器上机壳1，飞行器上机壳1的下方设置有飞行器下机壳2，飞行器上机壳1的底面与飞行器下机壳2的顶面的纵向两侧之间分别固定设置有一块燃烧室侧板3，一对燃烧室侧板3均沿着竖向设置且相互平行；飞行器上机壳1的底面与飞行器下机壳2的顶面和一对燃烧室侧板3所围成的空间为燃烧室4，燃烧室4内设置有稳焰支板5，稳焰支板5的纵向两端分别固定设置在两块燃烧室侧板3的内壁上。
飞行器上机壳1包括上机壳顶板101和上机壳底板102，上机壳顶板101和上机壳底板102相互平行且均沿着横向方向设置；上机壳顶板101和上机壳底板102的横向一侧之间固定设置有上机壳左侧板103，上机壳顶板101和上机壳底板102的横向另一侧之间固定设置有上机壳右侧板104，上机壳右侧板104为倾斜设置；上机壳顶板101和上机壳底板102的纵向前侧之间固定设置有上机壳前侧板105，上机壳顶板101和上机壳底板102的纵向后侧之间固定设置有上机壳后侧板106，上机壳前侧板105和上机壳后侧板106相互平行且均沿着竖向方向设置。
上机壳底板102包括上机壳左底板10201，上机壳左底板10201的横向一侧与上机壳左侧板103固定相连，上机壳左底板10201的横向另一侧与稳焰台肩板10202的底端一体化相连，稳焰台肩板10202的顶端与上机壳右底板10203固定相连；上机壳左底板10201沿着横向方向设置，稳焰台肩板10202为倾斜设置。
上机壳右底板10203上开设有多个上燃料喷注孔8，多个上燃料喷注孔8沿着横向方向布设；一对燃烧室侧板3上均设置有多个侧燃料喷注孔9，多个侧燃料喷注孔9沿着竖向方向布设。
上机壳顶板101、上机壳底板102、上机壳左侧板103、上机壳右侧板104、上机壳前侧板105和上机壳后侧板106所围成的空间为飞行器上腔体10；飞行器上腔体10内设置有燃料供应器11、燃气发生器12和溢流流化管道13。
燃料供应器11固定设置在上机壳后侧板106的内壁上，燃料供应器11通过上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9与燃烧室4相连通。
燃气发生器12固定设置在上机壳左底板10201的内壁上，燃气发生器12的横向一侧靠近上机壳左侧板103，燃气发生器12的横向另一侧为出燃料端，燃气发生器12的横向另一侧设置在稳焰台肩板10202上且与燃烧室4相连通。
溢流流化管道13的一端设置在上机壳左底板10201上，溢流流化管道13的一端位于燃气发生器12的横向一侧，溢流流化管道13的另一端设置在上机壳右底板10203上，溢流流化管道13的另一端位于稳焰台肩板10202和上燃料喷注孔8之间；溢流流化管道13的两端均与燃烧室4相连通。
本实施例中，下壳体顶板201、下机壳底板202、下机壳左侧板203、下机壳右侧板204、下机壳前侧板205和下机壳后侧板206所围成的空间为发动机下腔体17。
本实施例中，燃烧室侧板3为一定厚度不锈钢壁面，飞行器上机壳1，飞行器下机壳2和燃烧室侧板3集成为固定一体结构，既保证发动机正常工作，又保证飞行器的气动外形。
本实施例中，上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9内均固定安装有喷管，喷管垂直于壁面，能够保证多硼烷化合物粉末燃料垂直喷入燃烧室4中。
本实施例中，燃料供应器11采用卡环固定的方式固定在上机壳后侧板106的内壁上，由于多硼烷化合物粉末燃料的粘度比铝粉、镁粉等燃料的粘度较大，因此可以在燃料供应器11的筒身段增加旋流流化孔，以促进多硼烷化合物粉末燃料更好的流化供给。
本实施例中，溢流流化管道13能够消除燃烧室隔离段403的入口附近，由于进气道反射激波引起的附面层分离区，同时能够将气流溢流到燃料供应段404附近，促进燃料的燃烧。
本实施例中，稳焰台肩板10202上开设有高温燃气出气口109；燃气发生器12的出气端通过高温燃气出气口109与燃烧室4相连通。
本实施例中，上机壳左底板10201上开设有第一溢流流化管路通气口107，上机壳右底板10203上开设有第二溢流流化管路通气口108，第二溢流流化管路通气口108位于稳焰台肩板10202和上燃料喷注孔8之间；溢流流化管道13通过第一溢流流化管路通气口107和第二溢流流化管路通气口108与燃烧室4相连通。
本实施例中，上机壳右底板10203包括第一上机壳右底板1020301，第一上机壳右底板1020301的横向一侧与稳焰台肩板10202一体化连接，第一上机壳右底板1020301的横向另一侧与第二上机壳右底板1020302的横向一侧一体化连接，第二上机壳右底板1020302的横向另一侧与上机壳右侧板固定连接；第一上机壳右底板1020301沿着横向方向设置，第二上机壳右底板1020302为倾斜设置。
作为本实施例的一种具体方案，燃料供应器11和燃气发生器12内填充有燃料19，燃料19为多硼烷化合物燃料。
作为本实施例的一种具体方案，上机壳左侧板103包括一体化设置的第一上机壳左侧板10301和第二上机壳左侧板10302，第一上机壳左侧板10301和第二上机壳左侧板10302均为倾斜设置；第一上机壳左侧板10301的顶端固定设置在上机壳顶板101上，第一上机壳左侧板10301的底端与第二上机壳左侧板10302的顶端一体化连接，第二上机壳左侧板10302的底端固定设置在上机壳底板102上。
作为本实施例的一种具体方案，飞行器下机壳2包括下壳体顶板201和下机壳底板202，下机壳顶板201和下机壳底板202相互平行且均沿着横向方向设置；下机壳顶板201和下机壳底板202的横向一侧之间固定设置有下机壳左侧板203，下机壳顶板201和下机壳底板202的横向另一侧之间固定设置有下机壳右侧板204，下机壳左侧板203和下机壳右侧板204均为倾斜设置，下机壳左侧板203和下机壳右侧板204相互平行。
下机壳顶板201和下机壳底板202的纵向前侧之间固定设置有下机壳前侧板205，下机壳顶板201和下机壳底板202的纵向后侧之间固定设置有下机壳后侧板206，下机壳前侧板205和下机壳后侧板206的横向两端均分别固定设置在下机壳左侧板203和下机壳右侧板204上，下机壳前侧板205和下机壳后侧板206相互平行且沿着竖向方向设置。
下壳体顶板201位于上机壳底板102的下方，下壳体顶板201的横向一侧超过上机壳底板102横向一侧所在的竖直面内，且不超过上机壳顶板101横向一侧所在的竖直面内；下壳体顶板201与上机壳底板102的横向另一侧位于同一竖直面内；上机壳右侧板104和下机壳右侧板204的横向一侧位于竖直面内，上机壳右侧板104和下机壳右侧板204的横向另一侧位于竖直面内。
上机壳左侧板103、燃烧室4的横向一侧与下壳体顶板201之间的空间为进气通道6；上机壳右侧板104、燃烧室4的横向另一侧与下机壳右侧板204之间的空间为喷气通道7；燃烧室4、进气通道6和喷气通道7相连通。
本实施例中，下壳体顶板201、下机壳底板202、下机壳左侧板203、下机壳右侧板204、下机壳前侧板205和下机壳后侧板206所围成的空间为发动机下腔体17。
作为本实施例的一种具体方案，燃烧室4的横向一端为燃烧室进气口401，燃烧室4的横向另一端为燃烧室出气口402，燃烧室4从左到右依次为燃烧室隔离段403和燃料供应段404，燃烧室隔离段403位于燃烧室进气口401和稳焰台肩板10202所在的倾斜面之间；燃料供应段404位于稳焰台肩板10202所在的倾斜面与燃烧室出气口402之间。
作为本实施例的一种具体方案，稳焰支板5包括稳焰支板顶面501、稳焰支板底面502和稳焰支板侧面503，稳焰支板顶面501和稳焰支板底面502的横向一侧靠近稳焰台肩板10202；稳焰支板顶面501和稳焰支板底面502的横向一侧固定相连，稳焰支板顶面501和稳焰支板底面502的横向另一侧分别固定连接在稳焰支板侧面503的顶端和底端上。
稳焰支板侧面503沿着竖向方向设置，稳焰支板顶面501和稳焰支板底面502均为倾斜设置；稳焰支板顶面501与横向方向的夹角α1为10°～30°，稳焰支板底面502与横向方向的夹角α2为10°～30°。
本实施例中，稳焰台肩板10202和稳焰支板5能够保证多硼烷化合物燃料能够持续稳定燃烧。稳焰支板5采用卡槽结构将其固定在燃烧室侧板3的中间位置，根据燃料的燃烧特性调整夹角α1和α2，能够促进燃料充分燃烧。
作为本实施例的一种具体方案，上燃料喷注孔8包括中心上燃料喷注孔801，中心上燃料喷注孔801的横向两侧均布设有至少一个旁侧上燃料喷注孔802。
中心上燃料喷注孔801与下机壳顶板201之间的距离为H；中心上燃料喷注孔801与稳焰台肩板10202顶端之间的距离为L，L的取值范围为：0.5*H≤L≤1.5*H。
中心上燃料喷注孔801的孔径为d0；中心上燃料喷注孔801和与其相邻的旁侧上燃料喷注孔802之间的距离为L0，L0的取值范围为：1.5*d0≤L0≤5*d0。
本实施例中，中心上燃料喷注孔801为一个，中心上燃料喷注孔801的横向两侧各布设有一个旁侧上燃料喷注孔802。靠近稳焰台肩板10202的旁侧上燃料喷注孔802，在高温燃气的作用下，能够促进多硼烷化合物粉末与高温燃气18快速掺混燃烧，保证稳定点火源的建立，中心上燃料喷注孔801和另一个旁侧上燃料喷注孔802能够促进燃料进一步高效燃烧释能。
本实施例中，每块燃烧室侧板3上设置三个侧燃料喷注孔9，中间的侧燃料喷注孔9位于燃料供应段404的高度中心位置，两块燃烧室侧板3上的侧燃料喷注孔9一一对应。侧燃料喷注孔9与稳焰台肩板10202之间的相对位置可以根据燃料的燃烧特性进行调整，以促进燃料充分燃烧。
作为本实施例的一种具体方案，燃料供应器11的出燃料端与主燃料输送管道14的进燃料端相连通，主燃料输送管道14的出燃料端与多个分支燃料输送管道15的进燃料端相连通，分支燃料输送管道15的出燃料端与上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9相连通；多个分支燃料输送管道15与上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9一一对应。
本实施例中，燃料依次通过主燃料输送管道14、分支燃料输送管道15、上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9将燃料供给到燃烧室4内。主燃料输送管道14和分支燃料输送管道15均采用金属材质，主燃料输送管道14和分支燃料输送管道15之间采用卡爪式接头进行连接，能够避免常规四通结构易引起的粉末燃料堵塞现象。
作为本实施例的一种具体方案，主燃料输送管道14上设置有气动球阀16。
本实施例中，气动球阀16用于控制燃料供应器11的启动和关闭，以及燃料的流量调节。燃料供应器11利用气罐内的高压气将多硼烷化合物粉末燃料进行流化和挤压，然后通过气动球阀16进行燃料供应流量的调节，流量调节范围为100g/s～500g/s，通过燃料供应流量的调节，能够增强飞行器的机动性和突防性。
作为本实施例的一种具体方案，燃气发生器12包括固定设置在上机壳底板102内壁上的燃气发生器气罐1201，燃气发生器气罐1201的横向另一侧固定设置有燃气发生器斜喷管1202的顶端，燃气发生器斜喷管1202的底端固定设置在稳焰台肩板10202上；
燃气发生器斜喷管1202的进燃料端与燃气发生器气罐1201的进气端相连通，燃气发生器斜喷管1202的出气端与燃烧室4相连通。
燃气发生器斜喷管1202为中空且横向两端均开放的圆台体结构，燃气发生器斜喷管1202为倾斜设置；燃气发生器斜喷管1202的中心轴线与横向方向之间的夹角β为5°～25°。
本实施例中，采用卡环固定的方式，将燃气发生器气罐1201固定设置在上机壳底板102内壁上；采用螺栓固定的方式，将燃气发生器斜喷管1202固定在稳焰台肩板10202上，且燃气发生器斜喷管1202的中心轴线垂直于稳焰台肩板10202所在的倾斜面内。
本实施例中，根据多硼烷化合物粉末燃料的燃烧特性，通过调整燃气发生器斜喷管1202的中心轴线与横向方向之间的夹角β，能够促进燃料充分燃烧。
本发明的工作过程如下：
在工作状态下，超声速冲压空气首先进入进气通道6，在进气通道6形成的激波的压缩作用下，超声速冲压空气被压缩，压力升高，速度降低，冲压气流进入到燃烧室隔离段403，同时进气道内产生的激波经过下壳体顶板201反射后，作用在燃烧室隔离段403上壁面的溢流流化管道13附近，一小部分气流经过溢流流化管道13流到上燃料喷注孔8附近，促进燃料燃烧，同时能够避免反射激波作用在燃烧室隔离段403上壁面而引起的附面层分离现象发生。
多硼烷化合物燃料通过燃料供应器11、上燃料喷注孔8和侧燃料喷注孔9进入燃烧室4中，在燃气发生器12产生的高温燃气18的点火作用下，多硼烷化合物燃料与超声速冲压空气发生燃烧反应，产生的火焰组织经过稳焰支板5的稳定作用，能够实现多硼烷化合物燃料在超燃冲压发动机燃烧室内稳定燃烧释能。进一步的，燃烧火焰经过喷气通道7的扩张加速作用，产生正推力，实现飞行器的超声速飞行。

Claims (10)

1.一种带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，包括飞行器上机壳(1)，飞行器上机壳(1)的下方设置有飞行器下机壳(2)，所述的飞行器上机壳(1)的底面与飞行器下机壳(2)的顶面的纵向两侧之间分别固定设置有一块燃烧室侧板(3)，一对燃烧室侧板(3)均沿着竖向设置且相互平行；所述的飞行器上机壳(1)的底面与飞行器下机壳(2)的顶面和一对燃烧室侧板(3)所围成的空间为燃烧室(4)，燃烧室(4)内设置有稳焰支板(5)，稳焰支板(5)的纵向两端分别固定设置在两块燃烧室侧板(3)的内壁上；
所述的飞行器上机壳(1)包括上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)，上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)相互平行且均沿着横向方向设置；所述的上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)的横向一侧之间固定设置有上机壳左侧板(103)，上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)的横向另一侧之间固定设置有上机壳右侧板(104)，上机壳右侧板(104)为倾斜设置；所述的上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)的纵向前侧之间固定设置有上机壳前侧板(105)，上机壳顶板(101)和上机壳底板(102)的纵向后侧之间固定设置有上机壳后侧板(106)，上机壳前侧板(105)和上机壳后侧板(106)相互平行且均沿着竖向方向设置；
所述的上机壳底板(102)包括上机壳左底板(10201)，上机壳左底板(10201)的横向一侧与上机壳左侧板(103)固定相连，上机壳左底板(10201)的横向另一侧与稳焰台肩板(10202)的底端一体化相连，稳焰台肩板(10202)的顶端与上机壳右底板(10203)固定相连；上机壳左底板(10201)沿着横向方向设置，稳焰台肩板(10202)为倾斜设置；
所述的上机壳右底板(10203)上开设有多个上燃料喷注孔(8)，多个上燃料喷注孔(8)沿着横向方向布设；所述的一对燃烧室侧板(3)上均设置有多个侧燃料喷注孔(9)，多个侧燃料喷注孔(9)沿着竖向方向布设；
所述的上机壳顶板(101)、上机壳底板(102)、上机壳左侧板(103)、上机壳右侧板(104)、上机壳前侧板(105)和上机壳后侧板(106)所围成的空间为飞行器上腔体(10)，飞行器上腔体(10)内设置有燃料供应器(11)、燃气发生器(12)和溢流流化管道(13)；
所述的燃料供应器(11)固定设置在上机壳后侧板(106)的内壁上，燃料供应器(11)通过上燃料喷注孔(8)和侧燃料喷注孔(9)与燃烧室(4)相连通；
所述的燃气发生器(12)固定设置在上机壳左底板(10201)的内壁上，燃气发生器(12)的横向一侧靠近上机壳左侧板(103)，燃气发生器(12)的横向另一侧为出燃料端，燃气发生器(12)的横向另一侧设置在稳焰台肩板(10202)上且与燃烧室(4)相连通；
所述的溢流流化管道(13)的一端设置在上机壳左底板(10201)上，溢流流化管道(13)的一端位于燃气发生器(12)的横向一侧，溢流流化管道(13)的另一端设置在上机壳右底板(10203)上，溢流流化管道(13)的另一端位于稳焰台肩板(10202)和上燃料喷注孔(8)之间；溢流流化管道(13)的两端均与燃烧室(4)相连通。
2.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的燃料供应器(11)和燃气发生器(12)内填充有燃料(19)，所述的燃料(19)为多硼烷化合物燃料。
3.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，上机壳左侧板(103)包括一体化设置的第一上机壳左侧板(10301)和第二上机壳左侧板(10302)，第一上机壳左侧板(10301)和第二上机壳左侧板(10302)均为倾斜设置；第一上机壳左侧板(10301)的顶端固定设置在上机壳顶板(101)上，第一上机壳左侧板(10301)的底端与第二上机壳左侧板(10302)的顶端一体化连接，第二上机壳左侧板(10302)的底端固定设置在上机壳底板(102)上。
4.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的飞行器下机壳(2)包括下壳体顶板(201)和下机壳底板(202)，下机壳顶板(201)和下机壳底板(202)相互平行且均沿着横向方向设置；所述的下机壳顶板(201)和下机壳底板(202)的横向一侧之间固定设置有下机壳左侧板(203)，下机壳顶板(201)和下机壳底板(202)的横向另一侧之间固定设置有下机壳右侧板(204)，下机壳左侧板(203)和下机壳右侧板(204)均为倾斜设置，下机壳左侧板(203)和下机壳右侧板(204)相互平行；
所述的下机壳顶板(201)和下机壳底板(202)的纵向前侧之间固定设置有下机壳前侧板(205)，下机壳顶板(201)和下机壳底板(202)的纵向后侧之间固定设置有下机壳后侧板(206)，下机壳前侧板(205)和下机壳后侧板(206)的横向两端均分别固定设置在下机壳左侧板(203)和下机壳右侧板(204)上，下机壳前侧板(205)和下机壳后侧板(206)相互平行且沿着竖向方向设置；
所述的下壳体顶板(201)位于上机壳底板(102)的下方，下壳体顶板(201)的横向一侧超过上机壳底板(102)横向一侧所在的竖直面内，且不超过上机壳顶板(101)横向一侧所在的竖直面内；下壳体顶板(201)与上机壳底板(102)的横向另一侧位于同一竖直面内；所述的上机壳右侧板(104)和下机壳右侧板(204)的横向一侧位于竖直面内，上机壳右侧板(104)和下机壳右侧板(204)的横向另一侧位于竖直面内；
所述的上机壳左侧板(103)、燃烧室(4)的横向一侧与下壳体顶板(201)之间的空间为进气通道(6)；所述的上机壳右侧板(104)、燃烧室(4)的横向另一侧与下机壳右侧板(204)之间的空间为喷气通道(7)；所述的燃烧室(4)、进气通道(6)和喷气通道(7)相连通。
5.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的燃烧室(4)的横向一端为燃烧室进气口(401)，燃烧室(4)的横向另一端为燃烧室出气口(402)，燃烧室(4)从左到右依次为燃烧室隔离段(403)和燃料供应段(404)，燃烧室隔离段(403)位于燃烧室进气口(401)和稳焰台肩板(10202)所在的倾斜面之间；燃料供应段(404)位于稳焰台肩板(10202)所在的倾斜面与燃烧室出气口(402)之间。
6.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的稳焰支板(5)包括稳焰支板顶面(501)、稳焰支板底面(502)和稳焰支板侧面(503)，稳焰支板顶面(501)和稳焰支板底面(502)的横向一侧靠近稳焰台肩板(10202)；稳焰支板顶面(501)和稳焰支板底面(502)的横向一侧固定相连，稳焰支板顶面(501)和稳焰支板底面(502)的横向另一侧分别固定连接在稳焰支板侧面(503)的顶端和底端上；
所述的稳焰支板侧面(503)沿着竖向方向设置，稳焰支板顶面(501)和稳焰支板底面(502)均为倾斜设置；所述的稳焰支板顶面(501)与横向方向的夹角α1为10°～30°，稳焰支板底面(502)与横向方向的夹角α2为10°～30°。
7.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的上燃料喷注孔(8)包括中心上燃料喷注孔(801)，中心上燃料喷注孔(801)的横向两侧均布设有至少一个旁侧上燃料喷注孔(802)；
所述的中心上燃料喷注孔(801)与下机壳顶板(201)之间的距离为H；所述的中心上燃料喷注孔(801)与稳焰台肩板(10202)顶端之间的距离为L，L的取值范围为：0.5*H≤L≤1.5*H；
所述的中心上燃料喷注孔(801)的孔径为d0；所述的中心上燃料喷注孔(801)和与其相邻的旁侧上燃料喷注孔(802)之间的距离为L0，L0的取值范围为：1.5*d0≤L0≤5*d0。
8.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的燃料供应器(11)的出燃料端与主燃料输送管道(14)的进燃料端相连通，所述的主燃料输送管道(14)的出燃料端与多个分支燃料输送管道(15)的进燃料端相连通，分支燃料输送管道(15)的出燃料端与上燃料喷注孔(8)和侧燃料喷注孔(9)相连通；多个分支燃料输送管道(15)与上燃料喷注孔(8)和侧燃料喷注孔(9)一一对应。
9.如权利要求8所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的主燃料输送管道(14)上设置有气动球阀(16)。
10.如权利要求1所述的带有超燃冲压发动机的飞行器，其特征在于，所述的燃气发生器(12)包括固定设置在上机壳底板(102)内壁上的燃气发生器气罐(1201)，燃气发生器气罐(1201)的横向另一侧固定设置有燃气发生器斜喷管(1202)的顶端，燃气发生器斜喷管(1202)的底端固定设置在稳焰台肩板(10202)上；
所述的燃气发生器斜喷管(1202)的进燃料端与燃气发生器气罐(1201)的进气端相连通，燃气发生器斜喷管(1202)的出气端与燃烧室(4)相连通；
所述的燃气发生器斜喷管(1202)为中空且横向两端均开放的圆台体结构，燃气发生器斜喷管(1202)为倾斜设置；燃气发生器斜喷管(1202)的中心轴线与横向方向之间的夹角β为5°～25°。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN116733633A (zh) * 2023-07-13 2023-09-12 南昌航空大学 一种水-铝粉末火箭超燃冲压发动机

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