CN108488004B - 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，包括：进气道，使来流产生斜激波从而增压升温；斜爆震燃烧室，容纳来流和燃料混合，并通过后部的斜楔面诱发一道斜激波从而点燃混气产生斜爆震波；尾喷管，燃烧室中产生的燃烧产物在尾喷管流道内进一步膨胀加速；燃油喷射及雾化系统，在燃烧室前部喷射燃料，促进燃料与来流混合，同时防止来流发生预先燃烧；斜楔角控制系统，根据燃烧室混气的气动状态实时调整斜楔面角度等形态，使斜爆震波正好驻定于尾喷管的入口。本发明通过燃烧室后部的斜楔面控制装置控制混气的燃烧稳定在斜爆震形态，从而使得燃烧基本处于最优状态，以优化发动机的推力性能，达到发动机在变工况情况下能够连续工作的效果。

Description

一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机

技术领域

本发明涉及一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，属于超声速发动机技术领域。

背景技术

当前高超声速飞行器的动力解决方案一直是一个困扰在多国研究人员心中的难题，目前得到较为广泛认可的方案之一是超声速燃烧冲压式发动机，其工作原理是超声速气流本身总压很高的特点，引入超声速气流进入发动机燃烧室与燃料混合燃烧，燃烧产物再以超声速经尾喷管排出，从而产生推力。

这种利用气流本身性质来简化发动机结构的构想是好的，但也存在极大的局限性。实验结果表明，飞行器在发动机启动工作之后所获得的加速度非常有限，也就是说超燃冲压发动机能够提供的推力的富余程度不高，这一方面是因为当飞行马赫数大到一定程度时，来流动能基本等于甚至超过了燃料完全燃烧所能释放的能量，由热力学分析可知，此时发动机的热力学效率过低，另一方面，在高超声速来流的冲压过程中，来流动能到压力能的转化过程中又存在相当一部分的不可逆耗散，这些缺点极大地限制了超燃冲压发动机的研究进程。因此探寻更优的动力解决方案成为了必然。

近年来激波诱燃冲压推进(shock-induced combustion ramjet，简称schramjet)技术由于其更高的热循环效率和更宽的飞行马赫数等优点，逐渐引起了人们的广泛注意和研究。这种技术以爆震波为主要的燃烧形式，爆震波的传播速度可达每秒千米级，由于没有时间使压力平衡，燃烧过程接近为等容过程，这就使其燃烧热效率高于超燃等压过程，成为目前已知的超声速燃烧模式中的最优方式。基于此种概念，一些学者提出了驻定斜爆震发动机(oblique detonation wave engine，简称ODWE)的构想。与超燃冲压发动机相比，在飞行速度较高的情况下，ODWE拥有更高的推进效率，且结构更简单，体积也更小，因此逐渐成为了高超声速推进的主要研究方案。

在ODWE的结构设计中，针对变工况、变循环等复杂工况，国内外对变形边界技术做了大量研究，以便使其适应各种飞行条件的变化。对于shcramjet非设计点工况，为了能够得到足够强的激波诱燃爆震波，传统的做法是采用加钝体生成激波保证诱燃爆震波，钝体二次激波诱燃作为稳焰手段。这种做法增大了燃烧损失，技术上也更不可控，对系统的整体性能产生了较大的影响。因此，必须探索一种在保证燃烧损失较低的前提下能够适应变工况工作条件并且诱发足够强的爆震波的可变形燃烧室。本发明正是基于此种想法提出。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，通过燃烧室后部的斜楔面控制装置激发并且控制混气的燃烧稳定在斜爆震形态，从而使得燃烧基本处于最优状态，以优化发动机的推力性能，达到发动机在变工况情况下能够连续工作的效果，为工程应用提供一种可行的解决方案。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，包括：

进气道，用以和来流作用产生激波，进而压缩空气，提升斜爆震燃烧室入口的来流温度和压力；

斜爆震燃烧室，分为前半部段和后半部段，其前半部段与进气道出口相连通，来流在前半部段和燃料发生掺混，其后半部段有一个斜楔面控制装置，混气经前半部段到这里形成斜激波，并经斜激波诱导引发斜爆震燃烧；

尾喷管，与燃烧室出口相连通，燃烧产物燃烧室中产生的燃烧产物在尾喷管流道内进一步膨胀加速，为飞行器提供动力；

燃料喷射及雾化系统，包括燃料喷射及雾化装置，且燃料喷射及雾化装置预先测得燃烧室进口的来流状态，而后控制器根据来流状态计算得到增强混合效果与避免预先燃烧这两个前提下所需的最佳燃料喷射速度和角度，进而通过燃料喷射及雾化装置实现燃料的喷放；

斜楔面控制系统，包括斜楔面控制装置、气体状态探测器和控制器，且气体状态探测器预先测得燃烧室的混气状态，而后控制器根据混气状态计算出该条件下能够诱发斜爆震波，并使斜爆震波驻定于燃烧室出口的斜楔面角度等形态，进而通过斜楔面控制装置实时调整斜楔面；

斜爆震波反馈系统，包括斜爆震波探测器，通过斜爆震波探测器测得斜爆震波射到斜爆震燃烧室上壁面的位置，并将该位置信号传至控制器，从而形成斜爆震波的状态反馈。

本发明的基于可变斜楔角的驻定爆震发动机的主要技术特点在于，根据来流与混气参数变化，调节斜楔面形态，实现可变工况下斜爆震波的稳定自持，大大简化燃烧室结构，降低损失。发动机内流通道取垂直于其轴线的截面看可为任意封闭或非封闭形状，且具有入口和出口。

进一步的，所述进气道内具有倾斜或者弯曲的通道。

进一步的，所述燃料喷射及雾化装置可为单个或者多个，且布置于斜爆震燃烧室靠近燃烧室进口处的内壁上。

进一步的，所述斜楔面控制装置包括两个斜楔面以及位于两个斜楔面下部的可伸缩支撑杆，且两个斜楔面之间、可伸缩支撑杆与相对应的斜楔面之间、可伸缩支撑杆与下部控制器之间均通过铰链方式链接；所述控制器通过可伸缩支撑杆的伸缩和旋转来控制实现斜楔面角度等形态的调整，且斜楔面在改变形态的同时保持与通道下壁面的封闭连接。

进一步的，所述斜爆轰波探测器布置于斜爆震燃烧室上壁面靠近燃烧室出口一侧。

进一步的，所述气体状态探测器布置于斜楔面控制装置前部的斜爆震燃烧室内壁上，其主要探测斜楔面上游混气的物性参数。

进一步的，所述尾喷管形成扩张型的通道，燃烧室产生的高温高压燃气经过尾喷管膨胀加速，从而产生推力。

有益效果：本发明提供的一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，相对于现有技术，具有以下优点：1、采用基于斜楔角可变的控制系统，可以实现根据来流参数的变化实施斜楔面的实时动态变化，从而实现斜爆震波的驻定调节；

2、采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离很短，因此燃烧室长度可大大缩短，有效减轻发动机本身的结构重量，同时也减少了壁面摩擦带来的各种损失；

3、采用斜激波诱发斜爆震波的方式点火，省却了传统发动机的点火装置，减少了斜爆震发动机的重量和结构复杂性；

4、采用爆震燃烧可拓宽飞行马赫数范围，大大突破传统发动机和超燃冲压发动机目前的马赫数上限；

5、通过斜爆震方式组织燃烧，熵增与总压损失都可大大下降，从而进一步优化发动机的推力性能。

附图说明

图1为本发明实施例的结构示意图；

图2为本发明实施例中斜楔角控制系统的结构示意图；

图中包括：A、进气道，B、斜爆震燃烧室，B1、燃烧室进口，B2、燃烧室出口，C、尾喷管，1、燃料喷射及雾化装置，2、气体状态探测器，3、控制器，4、斜爆震波探测器，5、斜楔面控制装置，6、可伸缩支撑杆。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，包括：进气道A、爆震燃烧室B、尾喷管C，其中进气道A设计成倾斜或弯曲的通道结构，从而能够使进入进气道A的来流空气产生斜激波，根据设计指标不同可选择不同的结构，如两激波、三激波结构等乘波体结构。爆震燃烧室B有燃烧室进口B1和燃烧室出口B2，其燃烧室进口B1与进气道A出口连通，而燃烧室出口B2与尾喷管C进口连通。

本实施例中，其结构进一步包括燃料喷射及雾化装置1、气体状态探测器2、控制器3、斜爆震波探测器4、斜楔面控制装置5和可伸缩支撑杆6。其中，所述燃料喷射及雾化装置1设置于爆震燃烧室B前段壁面，通过此装置，燃料迅速被喷出并被雾化，与来流高速气体均匀混合，其装置数量和各装置相对位置关系及具体实施方式根据功用而异。斜楔面控制装置5位于爆震燃烧室B后端，即燃烧室出口B2处，其后缘与尾喷管C进口下缘连接，高速混气在斜楔角处形成驻定的斜爆震波，混气通过斜爆震波以爆震燃烧的方式释放能量，燃烧产物在斜楔角后缘提前膨胀，之后进入尾喷管C。

下面参考图1描述根据本发明实施例的基于可变斜楔角的驻定爆震发动机的工作过程。

高超声速来流进入进气道A，在进气道A内形成多道斜激波，经过斜激波的压缩，气流减速增压，同时静温上升。气流随后进入燃烧室B，燃料喷射及雾化系统根据来流具体参数喷出燃料。研究表明，来流混气的化学当量比过高和过低都会引起发动机的性能损失，理想的工作条件是来流混气的化学当量比在1附近。与此同时，由于气流在到达燃烧室入口时已有较高的温度和压力，需要设置合适的燃油喷射速度和角度避免混气的预先燃烧。因此，燃料喷射及雾化系统首先测得燃烧室进口的气流状态，由控制器3算得增强混合效果与避免预先燃烧这两个前提下的最佳燃油喷射速度和角度，再实施燃油的喷放。

在燃烧室B的前段，来流和燃料充分混合。在后段，高速混气在燃烧室B内斜楔面处引发驻定于斜楔面的斜激波，气流经过斜激波后，进一步减速增压，同时静温也进一步上升，由于短时间内燃料混气活化能骤增，引发混气的爆震燃烧，在激波后发生激波诱导的燃烧波。随着混气能量的进一步释放，燃烧波不断向上游抬升，并和激波在极小尺度的范围内耦合，从而生成驻定于斜楔面上的斜爆震波。来流混气经过爆震燃烧后产生的高温、高压燃气通过尾喷管C进一步膨胀加速，从而产生飞行器所需推力。

本发明实施例的基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，其关键技术在于，将斜爆震波的角度稳定在一定的适当范围内，避免其过大导致斜爆震波撞击上壁面产生气动损失，或者过小导致未燃混气进入尾喷管产生化学能量损失，这对斜楔面角度的控制提出了较高的要求。下面结合图2描述斜楔面控制系统的工作原理。

当燃烧室B入口来流状态发生变化时，斜爆震波的状态必然发生改变，为了抑止这种变化需要灵敏的气流状态探测器2、控制器3和斜爆震波探测器4。图2给出了一种基于可伸缩支撑杆的斜楔面控制系统。两个斜楔面之间、斜楔面与可伸缩支撑杆6之间均可以通过铰链方式链接，这样组成的结构能够实现斜楔面的二维形态变化，即：当来流参数变化，设于斜楔面前端的气体状态探测器2预先测得来流气体的各项参数，斜楔面下端的控制器3通过这些参数计算出该条件下能够诱发斜爆震波，并且使斜爆震波正好射向燃烧室与尾喷管的连接点所需的斜楔面角度等形态，之后控制器操作支撑杆组件使斜楔面达到所需形态，此后斜爆震波探测器4测出所得斜爆震波射向上壁面的位置，并将位置信号反馈给控制器3，如果形成的斜爆震位置与计算不符，则继续操纵支撑杆组件调节斜楔面形态，进而改变斜爆震波的形态，如此循环往复，直到斜爆震波近似满足计算要求。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，其特征在于，包括：

进气道，使来流产生斜激波从而增压升温；

斜爆震燃烧室，与进气道出口连通，容纳来流和燃料混合，而后通过后部的斜楔面诱发一道斜激波从而点燃混气产生斜爆震波；

尾喷管，与燃烧室出口连通，燃烧室中产生的燃烧产物在尾喷管流道内进一步膨胀加速，为飞行器提供动力；

燃料喷射及雾化系统，包括燃料喷射及雾化装置(1)，且燃料喷射及雾化装置(1)预先测得燃烧室进口的来流状态，而后控制器(3)根据来流状态计算得到增强混合效果与避免预先燃烧这两个前提下所需的最佳燃料喷射速度和角度，进而通过燃料喷射及雾化装置(1)实现燃料的喷放；

斜楔面控制系统，包括气体状态探测器(2)、控制器(3)和斜楔面控制装置(5)，且气体状态探测器(2)预先测得燃烧室的混气状态，而后控制器(3)根据混气状态计算出能够诱发斜爆震波，并使斜爆震波驻定于燃烧室出口的斜楔面形态，进而通过斜楔面控制装置(5)实时调整斜楔面形态；

斜爆震波反馈系统，包括斜爆震波探测器(4)，通过斜爆震波探测器(4)测得斜爆震波射到斜爆震燃烧室上壁面的位置，并将该位置信号传至控制器(3)，从而形成斜爆震波的状态反馈；

所述斜楔面控制装置(5)包括两个斜楔面以及位于两个斜楔面下部的可伸缩支撑杆(6)，且两个斜楔面之间、可伸缩支撑杆(6)与相对应的斜楔面之间、可伸缩支撑杆(6)与下部控制器(3)之间均通过铰链方式链接；所述控制器(3)通过可伸缩支撑杆(6)的伸缩控制实现斜楔面形态的调整，且斜楔面在改变形态的同时保持与通道下壁面的封闭连接；

所述斜爆震波探测器(4)布置于斜爆震燃烧室上壁面靠近燃烧室出口一侧；

所述气体状态探测器(2)布置于斜楔面控制装置(5)前部的斜爆震燃烧室内壁上。

2.根据权利要求1所述的一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，其特征在于，所述进气道内具有倾斜或者弯曲的通道。

3.根据权利要求1所述的一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，其特征在于，所述燃料喷射及雾化装置(1)可为单个或者多个，且布置于斜爆震燃烧室靠近燃烧室进口一侧的内壁上。

4.根据权利要求1所述的一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，其特征在于，所述尾喷管形成扩张型的通道。

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