CN1385686A - 实验脉冲爆震发动机及演化冲压发动机进气道 - Google Patents

Abstract

一种脉冲爆震发动机,属于高超声速航空动力装置,其特征为:当混合燃气充满内置空气动力阀的整个管道后,点火器6引燃爆燃室7,通过喷管2、3加速使燃气从爆燃燃烧发展到爆震燃烧,高速膨胀后从尾喷管10喷出,由于空气动力阀的单向阻力特性,使其受到反作用力而向前运动,从而形成进汽、混合、点火、膨胀、排汽的爆震循环;该设计使其由实验室研制阶段进步到实际机载实验,其空气动力阀还可演化设计成冲压发动机进气道。

Description

实验脉冲爆震发动机及演化冲压发动机进气道

本发明涉及一种实验用高速航空发动机及由其演化的冲压发动机进气道。

目前的实验脉冲爆震发动机主要由爆震燃烧室、供气系统、供油系统、爆震起爆及频率控制系统、压力测量系统以及数据采集系统等组成，其主要部件爆震燃烧室是由一端封闭，另一端为敞口的无缝钢管(直径约3厘米，长1-3米)制成，在封闭端输入空气和燃料，当混合气充满整个管道后，由距封闭端一定距离的点火器(通常为汽车火花塞)点燃混合气，之后形成由爆燃发展为爆震的燃烧过程，如此反复进入下一循环。航空动力学报2001年第16卷第3期212页(脉冲爆震发动机的研究与发展)介绍了其基本工作原理、主要特点、应用前景及国外发展趋势。西北工业大学从94年至今一直从事脉冲爆震发动机课题的研究，并成功进行了原理性实验，但大部分结果是在静止气体中得到的，仅适合在实验室实验，且为头部封闭、尾部敞口，使得脉冲爆震式发动机离实际需求仍有一段距离。

本发明的目的在于提供一种两端均为敞口，且由前部进风，尾部排气的吸气式爆震发动机，使其与实际工况更进一步接近，同时提供一种由其部件演化的冲压发动机进气道。

本发明是通过提供具有如下结构的爆震管实现的：见图1，空气动力阀1与阀2之间的管道空间构成混合室4和爆燃室7，爆燃室前部为混合室4，混合室4前部可装有空气动力格珊5，爆燃室7侧壁装有高压点火器6(1-3个)，空气动力阀2与阀3之间的管道空间构成一级爆震室8，阀3之后的管道空间为二级爆震室9及尾喷管10，各空气动力阀喷管由(8-16个)口径各不相同的阀喷嘴11叠加组成，空气动力阀1总体构型呈倒拉瓦尔管，其构思与冲压发动机原理相同，目的是减速增压，其喉部装有燃料喷环12及喷嘴13，阀2与阀3呈拉瓦尔喷管(即缩放喷管，阀2、阀3也可用普通拉瓦尔管)，以下简称喷管，《燃气脉冲燃烧技术》ISBN7-5608-1863-3/TB.36第12页曾介绍过空气动力阀式脉动燃烧器，空气动力阀有多种多样，本发明是根据具有拉瓦尔喷管构形的空气动力阀而设计的。

其工作原理是：当向入口处喷入高速空气时，燃料供应系统14经喷嘴环12及喷嘴(若干个)13切向喷射燃料与空气混合，经空气动力格栅5稳流并继续混合，至整个管内充满混合燃汽后，点火及频率控制系统15启动火花塞6使爆燃室7的混合汽爆燃并迅速膨胀，经喷管2加速后冲入一级爆震室8，由于燃汽速度很高，从而导致一级爆震室8内的混合汽产生爆震燃烧，继续膨胀后经喷管3以更高的速度引燃二级爆震室9，从而导致二级爆震室更高一级的爆震燃烧，并产生更高的燃速和更大的压力从尾喷管10喷出(尾喷管10可以采用矢量推力喷管)，由于空气动力阀的单向阻力特性，受到反作用力的爆震管随之向前运动；当燃汽从尾喷管10喷出后，新的混合汽又充入整个管道，之后便进入下一次的爆震循环；由于空气动力阀的单向阻力特性，使得燃汽在向前膨胀时只有少量冲出喉道，当冲出喉道的燃汽与来流相撞时，迅速膨胀增压使喉道前部的空气动力阀喷嘴受力，进一步产生部分推力，喉道前部仍使用阀喷嘴构型主要是为了吸除附面层干扰及产生推力；压力测量系统16及数据采集系统17通过若干传感器18获得数据，点火频率与管内充满混合汽的时间相同，充汽速度越高，燃烧频率越高，推力越大，图7为该爆震发动机的缩小示意图。

该爆震管还可根据需要取消空气动力阀3，使一、二级爆震室合成为一个爆震室，该种构型可以缩短进气时间。

该爆震管还可做为其它爆震发动机的点火器，见图2，做为点火器的爆震管在一级爆震室7通过丫型管中的喷管P1、P2将能量分配给其它爆震管并以此类推；可以采取点火器用易爆燃料如乙炔做为点火燃料，其它爆震管用普通燃料或高能量密度燃料。

这种空气动力阀式爆震发动机在做低速实验时可直接装于汽车上，高速实验时可挂于飞行器上，加上机翼后可由弹射器进行发射试验，或进行风洞实验，因此可以在各种条件下进行模拟实验，如：燃料组成、点火能量的调整及频率控制、最短爆震室长度、燃料喷嘴选择、空气与燃料的混合办法及演化其他实验动力，由于该机结构简单，易于操作，燃料易选，并可微型化设计，因此是现代高速航空器材的理想实验动力。

图1中的空气动力阀1可演化设计成固定几何形状的四壁压缩形矩形进气道，图3-1为计算机辅助设计软件AutoCAD绘制的该进气道的三维正视线框示意图，图3-2为俯视线框图，其喉道部位装有1-3个燃料喷射支柱z，图3-3为燃料喷射支柱z的侧视示意图，图3-4为进汽口三维正视线框示意图，该型进气道主要应用于高超声速冲压发动机。

图1中的空气动力阀1还可采用一种带有中心体的空气动力阀见图4，该型空气动力阀总体构形与带中心体的冲压发动机进气道相同，因其在减速增压方面优于目前的冲压发动机进气道，因此这种构型可用于冲压发动机，图4中喉道前部的锥体部分仍使用部分空气动力伐阀喷嘴构型是为了吸除附面层干扰，既所谓的开缝，《飞航导弹动力装置》(上)ISBN7-80034-548-3/V.127第100页曾介绍在中心锥锥面设置吸除槽缝来吸除附面层干扰，其槽缝宽为当地附面层厚度的4倍。

当我们把图4中的空气动力阀管道的上半部分去掉，再将中心体上半部分各阀喷嘴间的缝隙(即开缝)表面全部封闭(见图5)，然后将中心体部分延长和扩大数倍，整形后该中心体便形成了航空器的机身(见图6-1)1及机身下面的发动机进气道2，发动机采用图3-1中的固定几何形状的矩形进气道，《高超声速飞行器空气动力学》ISBN7-118-01510-5第340页曾介绍了NASA兰利研究中心的固定几何形状的侧壁压缩的进气道；本发明可采用从机身下表面到进气道的连续开缝，可较好吸除附面层干扰及解决拐角绕流问题，因而可采用图3-1中的空气动力阀式四壁压缩的进气道，并与航空器进行一体化模块设计，机身下表面开缝目的有五：其一是为了吸除附面层干扰；其二是为了产生升力，流体实验表明，光滑对称物体的下表面开缝时压力高于上表面，因此可以使本身不产生升力的机身同样得到升力；其三为了减少由于机身下表面开缝带来的阻力，将机身下部的各缝隙设计成沙丘驻涡之形状，即阶梯式抛物线型(见图6-2)，从而减少阻力并提高航空器的稳定性；其四，由于机身与发动机为一体化模块设计，因此，开缝的机身下表面可成为进气道的预压缩面，也即发动机进气道的一部分；其五，由于机身下表面采用阶梯式抛物线开缝设计，在设计Ma数下第一开缝的顶端设置在由层流边界层转向湍流的起始转捩点B(见图6-1)，因此，在层流即将发展至湍流之前，即被下表面的第一道槽缝吸除并沿抛物线排出于机身两侧，之后边界层进入第二个层流，当第二个层流即将发展至湍流之前又被第二道槽缝C吸除，以此类推，直至机身尾部，从而使整个飞行器下表面始终处于层流状态下飞行，增强了飞行器稳定性；在高速飞行时槽缝可部分吸除附面层激波干扰，使机身下表面的部分激波改变状态而附着于机身下表面，从某种意义上说它具有乘波的含意，即航空器乘在激波上飞行；实际上，湍流在被第一道槽缝B点吸除后已被大大消弱，即构不成对航空器大的干扰，因此第一道槽缝B点之后的槽缝数量也可根据需要减少或取消。

Claims (8)

1、一种实验脉冲爆震发动机，其特征在于：空气动力阀1与阀2之间的管道空间构成混合室4和爆燃室7，混合室4前部可装有空气动力格珊5，爆燃室7侧壁装有高压点火器6，空气动力阀2与阀3之间构成一级爆震室8，阀3之后为二级爆震室9及尾喷管10，各空气动力阀喷管由(8-16个)口径各不相同的阀喷嘴11叠加组成，空气动力阀1总体构型呈倒拉瓦尔管，其喉部装有燃料喷环12及喷嘴13，阀2与阀3呈拉瓦尔喷管(缩放喷管)。

2、根据权力要求1所述的空气动力阀1，其特征在于：该阀可采用带有中心体的空气动力阀。

3、根据权力要求1所述的空气动力阀2、阀3，其特征在于：阀2、阀3可使用普通拉瓦尔构型的喷管。

4、根据权力要求1所述的脉冲爆震发动机，其特征在于：可根据需要取消空气动力阀3，使一级爆震室8与二级爆震室9合成为一个爆震室。

5、根据权力要求1所述的脉冲爆震发动机，其特征在于：该爆震发动机可做为其它爆震发动机的点火器。

6、根据权力要求1所述的空气动力阀1，其特征在于：该阀可演化设计成固定几何形状的四壁压缩的矩形进气道，并可应用于冲压发动机。

7、根据权力要求2所述的带有中心体的空气动力阀，其特征在于：该空气动力阀可演化设计成带有中心体的冲压发动机进气道。

8、根据权力要求7所述的带有中心体的冲压发动机进气道，其特征在于：带有中心体的冲压发动机进气道可演化设计成航空器的机身及机身下表面的发动机进气道，因此可采用将机身下表面设计成具有阶梯式的连续开缝，该缝隙成抛物线形(即沙丘驻涡式)，使其成为发动机进气道的一部份。

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