CN116085827A - 一种火箭支板凹腔稳焰器 - Google Patents

Abstract

本发明属于宽域工作冲压发动机稳焰器技术领域，特别涉及一种火箭支板凹腔稳焰器，解决了现有宽域工作冲压发动机在切换工作模式时容易造成燃烧不稳定甚至熄火现象的问题。该稳焰器的特殊在于：包括由前到后沿轴向依次连通的隔离段、等截面燃烧室、第一段燃烧室及第二段燃烧室；隔离段腔体内沿轴向设有中心支板，中心支板与隔离段内壁之间形成有沿轴向的空气来流通道；在中心支板的腔体后段内设有支板火箭；第一段燃烧室的腔体前段内沿轴向设有燃料支板；燃料支板与第一段燃烧室内壁之间形成有沿轴向的气流通道；燃料支板后段的侧壁上设有燃料支板喷注孔；在第一段燃烧室的内壁上位于燃料支板后方的位置，设有沿径向向外凹陷的凹腔。

Description

一种火箭支板凹腔稳焰器

技术领域

本发明属于宽域工作冲压发动机稳焰器技术领域，特别涉及一种火箭支板凹腔稳焰器。

背景技术

双模态超燃冲压发动机在较低马赫数飞行时，处于亚燃工作模态，燃料在燃烧室某一截面喷注并组织亚声速燃烧，在燃烧室出口形成热力喉道；当飞行速度提升至高超声速时，发动机处于超燃模态，通常在亚燃模态之前喷注燃料或通过其他手段延长流动时间尺度和减小燃烧反应时间尺度，并组织超声速燃烧。目前的双模态冲压发动机的工作马赫数范围不会太宽，采取碳氢燃料的双模态冲压发动机一般工作在4Ma～8Ma。

目前的研究仍然无法真实的反映燃烧室内的高温燃气点火及火焰稳定过程，对熄火过程的研究还不够深入。宽域工作冲压发动机在切换工作模式时容易造成燃烧不稳定甚至熄火现象。因此，研究一种有效的稳焰方式，实现燃料在冲压发动机各个工作模式下稳定燃烧尤为重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭支板凹腔稳焰器，以解决现有宽域工作冲压发动机在切换工作模式时容易造成燃烧不稳定甚至熄火现象的技术问题。

本发明所采用的技术方案是，一种火箭支板凹腔稳焰器，其特殊之处在于：

包括由前到后沿轴向依次连通且均为中空壳体的隔离段、等截面燃烧室、第一段燃烧室以及第二段燃烧室；

在所述隔离段的腔体内沿轴向设置有中心支板，且所述中心支板与隔离段的内壁之间形成有沿轴向的空气来流通道；在所述中心支板的腔体内设置有燃料及氧化剂供应管路，并且在中心支板的腔体后段内，设置有支板火箭；所述燃料及氧化剂供应管路的输入端用于与燃料及氧化剂供应系统连通，所述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭连通；所述支板火箭用于使燃料在其内部燃烧，向后方喷射高温富燃燃气，然后在后方与空气来流混合，进行点火；

在所述第一段燃烧室的腔体前段内，沿轴向设置有燃料支板；所述燃料支板与第一段燃烧室的内壁之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；所述燃料支板为中空体，在燃料支板的腔体内设置有燃料供应管路；在所述燃料支板后段的侧壁上，设置有燃料支板喷注孔；所述燃料供应管路的输入端用于与燃料供应系统连通，所述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔连通；所述燃料支板喷注孔用于向第一段燃烧室的内壁方向喷注燃料，在支板火箭与燃料支板之间形成亚音速的反应混合区；

在所述第一段燃烧室的内壁上位于燃料支板后方的位置，设置有沿径向向外凹陷的凹腔，用于产生回流区，加强燃料与高温燃气的掺混，促进预混燃烧。

进一步地，为了减小支板火箭向后方喷射高温富燃燃气的阻力，提高燃烧效率，所述中心支板的前端面与隔离段的前端入口平齐，所述中心支板沿轴向的长度等于隔离段沿轴向的长度。

进一步地，为了便于加工及组装时好定位，所述中心支板的外形为长方体。

进一步地，为了使燃料与空气掺混的更加均匀，提高燃烧效率，所述燃料支板的数量大于等于2；

多个燃料支板沿径向方向线性阵列排布，相邻的燃料支板之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；

所述燃料支板喷注孔的轴线与多个燃料支板线性阵列排布的方向相同。

进一步地，为了使燃料支板的强度能够满足实际使用中高速气流给予的冲击，所述燃料支板的外形为由燃料支板的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；所述燃料支板的横截面与所述轴向和多个燃料支板线性阵列排布的方向均平行；所述燃料支板的横截面形状为由前端为三角形，后端为长方形，且三角形和长方形共用两顶点二者组合而成的形状。

进一步地，为了使空气与支板火箭产生的高温富燃燃气掺混的更加均匀，所述支板火箭的外形为由支板火箭的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；所述支板火箭的横截面与所述轴向和多个燃料支板线性阵列排布的方向均平行，且支板火箭的横截面相对于中心支板的轴线对称；所述支板火箭的横截面形状为由前端向中间径向尺寸逐渐收缩，中间为等直段，从中间向后端径向尺寸逐渐扩大的形状；所述支板火箭的后端出口与中心支板的后端出口平齐；

所述支板火箭有两个，两个支板火箭沿垂直于多个燃料支板线性阵列排布方向的径向方向间隔阵列排布。

进一步地，为了掺混的更均匀，稳焰效果更好，定义所述凹腔的前端面与燃料支板的后端面之间间隔的距离，比上第一段燃烧室在该处沿与多个燃料支板线性阵列排布的方向垂直的径向方向上的高度的比值，为相对距离，则该相对距离为0.1～0.9。

进一步地，为了使燃料与空气掺混的更加均匀，所述凹腔凹陷的方向与多个燃料支板线性阵列排布的方向垂直。

进一步地，为了稳焰效果更好，并且为了平衡稳焰效果和阻力特性，在保证稳焰效果好的前提下，使阻力又不至于过大，所述凹腔沿轴向的长度与凹腔沿凹陷方向上的高度的比值为1～5；

所述凹腔的后端台阶面向后方倾斜，且该后端台阶面与轴向的夹角为22.5°～90°。

进一步地，所述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭6连通，向支板火箭6输送的燃料为煤油，输送的氧化剂为气氧；

所述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔8连通，向燃料支板喷注孔8输送的燃料为航空煤油。

本发明的有益效果是：

(1)本发明在隔离段的腔体内沿轴向设置中心支板、在中心支板的腔体后段内设置支板火箭、在第一段燃烧室的腔体前段内沿轴向设置有燃料支板且在燃料支板后段的侧壁上设置有燃料支板喷注孔、在第一段燃烧室的内壁上位于燃料支板后方的位置设置有沿径向向外凹陷的凹腔；本发明通过这种间隔排布的支板与其后的凹腔，实现了在发动机处于火箭冲压模式和纯冲压模式时，均能稳定燃烧，实现发动机在多模式下的稳定工作；这种间隔排布的支板与其后的凹腔设置之所以能实现稳定燃烧，其作用机理为：当支板火箭工作时，支板火箭喷射高温富燃燃气，与来流空气混合形成高温燃气燃烧区，起点火作用；同时燃料支板喷注孔喷注燃料，在燃料支板的作用下，促进燃料与来流掺混；凹腔增强了燃料与高温燃气的动量能量交换，在凹腔前端的剪切层内形成高温燃气点火区，减小了化学反应时间尺度，使化学反应时间尺度小于流动时间尺度，保证了火焰的稳定，此时发动机处于火箭冲压模式，对应的稳焰模式为高温燃气-凹腔剪切层点火稳焰模式；当支板火箭关闭时，燃料支板喷注孔喷注燃料，在燃料支板的作用下，促进燃料与来流掺混，同时燃料支板和凹腔产生的回流区依靠其动力学特性，形成火焰传播区，使由空气、支板火箭之前产生的高温富燃燃气以及燃料支板喷注孔喷注出的常温燃料所组成的新鲜混合物在凹腔发生剧烈的化学反应，延长了该新鲜混合物的滞留时间，使新鲜混合物的滞留时间大于化学反应时间尺度达到火焰稳定，此时发动机处于纯冲压模式，对应的稳焰模式为支板-凹腔回流区火焰传播稳焰模式；从上述作用机理可以看出，本发明的火箭支板凹腔稳焰器，能使火焰在切换工作模式时稳定燃烧；因此，本发明解决了现有宽域工作冲压发动机在切换工作模式时容易造成燃烧不稳定甚至熄火现象的技术问题。

(2)本发明的火箭支板凹腔稳焰器，可以通过调节支板火箭的开关和燃料支板喷注孔的喷注流量实现冲压发动机在宽域范围内的稳定工作，调节方式简单、易于实现。

(3)本发明的火箭支板凹腔稳焰器，可以适应宽域冲压发动机在火箭冲压模式和纯冲压模式下的稳定燃烧，实现发动机在宽域的高效稳定工作。

附图说明

图1是本发明实施例的主视图；

图2是图1的俯视图；

图3是高温燃气-凹腔剪切层点火稳焰模式下支板/凹腔附近的OH分布云图；

图4是高温燃气-凹腔剪切层点火稳焰模式的示意图；

图5是支板-凹腔回流区火焰传播稳焰模式下的支板/凹腔附近OH分布云图；

图6是支板-凹腔回流区火焰传播稳焰模式的示意图。

图中各标号的说明如下：

1-隔离段，2-等截面燃烧室，3-第一段燃烧室，4-第二段燃烧室，5-中心支板，6-支板火箭，7-燃料支板，8-燃料支板喷注孔，9-凹腔。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

参见图1和图2，本发明一种火箭支板凹腔稳焰器，包括由前到后沿轴向依次连通且均为中空壳体的隔离段1、等截面燃烧室2、第一段燃烧室3以及第二段燃烧室4。

参见图1和图2，在上述隔离段1的腔体内沿轴向设置有中心支板5，且中心支板5与隔离段1的内壁之间形成有沿轴向的空气来流通道；在中心支板5的腔体内设置有燃料及氧化剂供应管路，并且在中心支板5的腔体后段内，设置有支板火箭6；上述燃料及氧化剂供应管路的输入端用于与燃料及氧化剂供应系统连通，上述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭6连通；上述支板火箭6用于使燃料在其内部燃烧，向后方喷射高温富燃燃气，然后在后方与空气来流混合，进行点火；在上述第一段燃烧室3的腔体前段内，沿轴向设置有燃料支板7；上述燃料支板7与第一段燃烧室3的内壁之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；上述燃料支板7为中空体，在燃料支板7的腔体内设置有燃料供应管路；在上述燃料支板7后段的侧壁上，设置有燃料支板喷注孔8；上述燃料供应管路的输入端用于与燃料供应系统连通，上述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔8连通；燃料支板喷注孔8用于向第一段燃烧室3的内壁方向喷注燃料，在支板火箭6与燃料支板7之间形成亚音速的反应混合区；在上述第一段燃烧室3的内壁上位于燃料支板7后方的位置，设置有沿径向向外凹陷的凹腔9，用于产生回流区，加强燃料与高温燃气的掺混，促进预混燃烧。

参见图2，为了减小支板火箭向后方喷射高温富燃燃气的阻力，提高燃烧效率，本实施例优选地上述中心支板5的前端面与隔离段1的前端入口平齐，中心支板5沿轴向的长度等于隔离段1沿轴向的长度。为了便于加工及组装时好定位，本实施例的中心支板5的外形为长方体；中心支板5的外形除了为本实施例的长方体外，也可以为其它形状。

参见图1和图2，为了使燃料与空气掺混的更加均匀，提高燃烧效率，优选地上述燃料支板7的数量大于等于2，本实施例为2个；多个燃料支板7沿径向方向线性阵列排布，相邻的燃料支板7之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；上述燃料支板喷注孔8的轴线与多个燃料支板7线性阵列排布的方向相同。上述燃料支板7的外形为由燃料支板7的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；燃料支板7的横截面与上述轴向和多个燃料支板7线性阵列排布的方向均平行；本实施例优选地上述燃料支板7的横截面形状为由前端为三角形，后端为长方形，且三角形和长方形共用两顶点二者组合而成的形状；这样设置，可以使燃料支板7的强度能够满足实际使用中高速气流给予的冲击。

参见图2，本实施例中，上述支板火箭6的外形为由支板火箭6的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；上述支板火箭6的横截面与上述轴向和多个燃料支板7线性阵列排布的方向均平行，且支板火箭6的横截面相对于中心支板5的轴线对称；上述支板火箭6的横截面形状为由前端向中间径向尺寸逐渐收缩，中间为等直段，从中间向后端径向尺寸逐渐扩大的形状；上述支板火箭6的后端出口与中心支板5的后端出口平齐；上述支板火箭6有两个，两个支板火箭6沿垂直于多个燃料支板7线性阵列排布方向的径向方向间隔阵列排布。这样设置，能使空气与支板火箭产生的高温富燃燃气掺混的更加均匀。

参见图1和图2，定义上述凹腔9的前端面与燃料支板7的后端面之间间隔的距离，比上第一段燃烧室3在该处沿与多个燃料支板7线性阵列排布的方向垂直的径向方向上的高度的比值，为相对距离，则该相对距离为0.1～0.9。这样掺混的更均匀，稳焰效果更好。本实施例中该相对距离取为0.5，上述凹腔9的前端面与燃料支板7的后端面之间间隔的距离取25mm。之所以这样设置是因为当燃料支板7和凹腔9之间的距离较小时，虽然能形成整体回流区，但是该动掺混方式未形成横向旋涡，燃料支板7两侧燃气没有卷入凹腔9后端尾部，因此对于燃料支板7两侧喷注的航空煤油掺混作用较弱，不利于燃料支板7喷注航空煤油的掺混；当燃料支板7和凹腔9之间的距离较大时，燃料支板7回流区未能有效与凹腔9回流区连接，对燃料支板7中部的燃气掺混较弱，同样不利于燃料支板7喷注的航空煤油的掺混。

参见图1和图2，为了使燃料与空气掺混的更加均匀，本实施例优选地上述凹腔9凹陷的方向与多个燃料支板7线性阵列排布的方向垂直。

参见图1和图2，上述凹腔9沿轴向的长度与凹腔9沿凹陷方向上的高度的比值优选地为1～5。凹腔9沿轴向的长度与凹腔9沿凹陷方向上的高度的比值之所以取为1～5，这是因为当该长高比大于等于5后，凹腔9后端倾斜的台阶面对应的凹腔内不存在火焰，其不具备稳焰能力，且凹腔9后端下游的火焰长度变短；而当该长高比小于1时，凹腔9内缺乏支持燃烧所需的足够空气量，也会产生燃烧不稳定的现象。为了平衡稳焰效果和阻力特性，在保证稳焰效果好的前提下，使阻力又不至于过大，上述凹腔9的后端台阶面向后方倾斜，且该后端台阶面与轴向的夹角优选地为22.5°～90°。本实施例中，后端台阶面与轴向的夹角为45°。

参见图1，微扩的燃烧室是产生正推力的必要条件，但扩张角过大时，会使得燃烧室内无法实现亚燃模态，降低发动机的工作下限，因此，本实施例优选地上述第一段燃烧室3上凹腔9以后的后段壳体，在凹腔9凹陷方向的两个方向中的一个方向上的侧面，向外扩张2°；上述第二段燃烧室4上，与第一段燃烧室3上凹腔9以后的后段壳体扩张侧面同侧的一面，向外扩张1.5°。

上述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭6连通，向支板火箭6输送的燃料为煤油，输送的氧化剂为气氧，并且其喷注流量在0.08kg/s～0.20kg/s之间，喷注总压范围在1MPa～2.6MPa之间，氧燃比为1.06。气氧和煤油在支板火箭6中燃烧后，燃烧产生的富燃燃气由支板火箭6向后喷出，富燃燃气组分大致为6％H₂，94％CO。上述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔8连通，向燃料支板喷注孔8输送的燃料为航空煤油。

本发明的火箭支板凹腔稳焰器之所以在发动机处于火箭冲压模式和纯冲压模式时，均能稳定燃烧，实现发动机在多模式下的稳定工作，其作用机理为：参见图3和图4，当支板火箭工作时，支板火箭喷射高温富燃燃气，与来流空气混合形成高温燃气燃烧区，起点火作用；同时燃料支板喷注孔喷注燃料，在燃料支板的作用下，促进燃料与来流掺混；凹腔增强了燃料与高温燃气的动量能量交换，在凹腔前端的剪切层内形成高温燃气点火区，减小了化学反应时间尺度，使化学反应时间尺度小于流动时间尺度，保证了火焰的稳定，此时发动机处于火箭冲压模式，对应的稳焰模式为高温燃气-凹腔剪切层点火稳焰模式；参见图5和图6，当支板火箭关闭时，燃料支板喷注孔喷注燃料，在燃料支板的作用下，促进燃料与来流掺混，同时燃料支板和凹腔产生的回流区依靠其动力学特性，形成火焰传播区，使由空气、支板火箭之前产生的高温富燃燃气以及燃料支板喷注孔喷注出的常温燃料所组成的新鲜混合物在凹腔发生剧烈的化学反应，延长了该新鲜混合物的滞留时间，使新鲜混合物的滞留时间大于化学反应时间尺度达到火焰稳定，此时发动机处于纯冲压模式，对应的稳焰模式为支板-凹腔回流区火焰传播稳焰模式；从上述作用机理可以看出，本发明的火箭支板凹腔稳焰器，能使火焰在切换工作模式时稳定燃烧。

下面是将本发明的火箭支板凹腔稳焰器应用于具体发动机时，支板火箭和燃料支板喷注孔对应的喷注参数情况。该发动机构型模拟的飞行马赫数为5.5Ma，来流总压1.47MPa，来流总温1320K，来流空气流量3.93kg/s，隔离段入口马赫数为2.3Ma，支板火箭、燃料支板喷注孔喷注参数如下表1：

表1

喷注部位	支板火箭	燃料支板喷注孔
			喷注流量(g/s)	120	200
喷注组分	<![CDATA[0.06H<sub>2</sub>，0.94CO]]>	航空煤油

在不同的稳焰构型下，宽域冲压发动机工作情况统计如下表2所示：

表2

从上表可以看出，当发动机构型内有凹腔时，在支板火箭射流开或关时都能实现稳焰，此时对应宽域冲压发动机的火箭冲压模式或纯冲压模式可以实现。

本发明的支板/凹腔的稳焰构型可以有效适应宽域冲压发动机的两种工作模式，在两种工作模式下均能达到较好的稳焰效果，可以有效的拓宽冲压发动机的工作下线。

Claims (10)

1.一种火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

包括由前到后沿轴向依次连通且均为中空壳体的隔离段(1)、等截面燃烧室(2)、第一段燃烧室(3)以及第二段燃烧室(4)；

在所述隔离段(1)的腔体内沿轴向设置有中心支板(5)，且所述中心支板(5)与隔离段(1)的内壁之间形成有沿轴向的空气来流通道；在所述中心支板(5)的腔体内设置有燃料及氧化剂供应管路，并且在中心支板(5)的腔体后段内，设置有支板火箭(6)；所述燃料及氧化剂供应管路的输入端用于与燃料及氧化剂供应系统连通，所述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭(6)连通；所述支板火箭(6)用于使燃料在其内部燃烧，向后方喷射高温富燃燃气，然后在后方与空气来流混合，进行点火；

在所述第一段燃烧室(3)的腔体前段内，沿轴向设置有燃料支板(7)；所述燃料支板(7)与第一段燃烧室(3)的内壁之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；所述燃料支板(7)为中空体，在燃料支板(7)的腔体内设置有燃料供应管路；在所述燃料支板(7)后段的侧壁上，设置有燃料支板喷注孔(8)；所述燃料供应管路的输入端用于与燃料供应系统连通，所述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔(8)连通；所述燃料支板喷注孔(8)用于向第一段燃烧室(3)的内壁方向喷注燃料，在支板火箭(6)与燃料支板(7)之间形成亚音速的反应混合区；

在所述第一段燃烧室(3)的内壁上位于燃料支板(7)后方的位置，设置有沿径向向外凹陷的凹腔(9)，用于产生回流区，加强燃料与高温燃气的掺混，促进预混燃烧。

2.根据权利要求1所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：所述中心支板(5)的前端面与隔离段(1)的前端入口平齐，所述中心支板(5)沿轴向的长度等于隔离段(1)沿轴向的长度。

3.根据权利要求1所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：所述中心支板(5)的外形为长方体。

4.根据权利要求1所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

所述燃料支板(7)的数量大于等于2；

多个燃料支板(7)沿径向方向线性阵列排布，相邻的燃料支板(7)之间形成有沿轴向的气流通道，用于燃料与空气掺混并通过；

所述燃料支板喷注孔(8)的轴线与多个燃料支板(7)线性阵列排布的方向相同。

5.根据权利要求4所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

所述燃料支板(7)的外形为由燃料支板(7)的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；所述燃料支板(7)的横截面与所述轴向和多个燃料支板(7)线性阵列排布的方向均平行；所述燃料支板(7)的横截面形状为由前端为三角形，后端为长方形，且三角形和长方形共用两顶点二者组合而成的形状。

6.根据权利要求4所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

所述支板火箭(6)的外形为由支板火箭(6)的横截面形状沿垂直于该横截面的轴线拉伸而成的形状；所述支板火箭(6)的横截面与所述轴向和多个燃料支板(7)线性阵列排布的方向均平行，且支板火箭(6)的横截面相对于中心支板(5)的轴线对称；所述支板火箭(6)的横截面形状为由前端向中间径向尺寸逐渐收缩，中间为等直段，从中间向后端径向尺寸逐渐扩大的形状；所述支板火箭(6)的后端出口与中心支板(5)的后端出口平齐；

所述支板火箭(6)有两个，两个支板火箭(6)沿垂直于多个燃料支板(7)线性阵列排布方向的径向方向间隔阵列排布。

7.根据权利要求4所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

定义所述凹腔(9)的前端面与燃料支板(7)的后端面之间间隔的距离，比上第一段燃烧室(3)在该处沿与多个燃料支板(7)线性阵列排布的方向垂直的径向方向上的高度的比值，为相对距离，则该相对距离为0.1～0.9。

8.根据权利要求4所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：所述凹腔(9)凹陷的方向与多个燃料支板(7)线性阵列排布的方向垂直。

9.根据权利要求8所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

所述凹腔(9)沿轴向的长度与凹腔(9)沿凹陷方向上的高度的比值为1～5；

所述凹腔(9)的后端台阶面向后方倾斜，且该后端台阶面与轴向的夹角为22.5°～90°。

10.根据权利要求1至9任一所述的火箭支板凹腔稳焰器，其特征在于：

所述燃料及氧化剂供应管路的输出端与支板火箭6连通，向支板火箭6输送的燃料为煤油，输送的氧化剂为气氧；

所述燃料供应管路的输出端与燃料支板喷注孔8连通，向燃料支板喷注孔8输送的燃料为航空煤油。

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