一种基于RDE燃烧室的环腔旋流对喷结构的制作方法

本发明涉及旋转爆轰发动机技术领域，特别涉及一种基于大尺度rde燃烧室的环腔旋流对喷结构。

背景技术：

目前的航空航天推进系统主要是基于等压燃烧的火箭发动机、冲压发动机和涡轮喷气发动机等，此种燃烧模态往往需要额外的机械部件如增压泵、压气机等来提高可燃混合气的压力，结构复杂。而爆轰燃烧模态具有自增压、燃烧速率快、热循环效率高的特点，特别适合于高速的航空航天推进系统，研究人员提出了基于爆轰燃烧的三种爆轰发动机概念：斜爆轰发动机、脉冲爆轰发动机和旋转爆轰发动机。此三种爆轰发动机目前都在研究探索阶段，仍需要大量试验和理论计算等方面的工作。

rde是一种利用爆轰波在环形燃烧室内连续旋转传播的发动机，具有一次点火、持续传播且推力稳定的特点。燃烧室通常为同轴圆环腔结构，一个或多个爆轰波在燃烧室头部沿圆周方向旋转传播，燃烧后的高温高压产物经膨胀沿轴向方向迅速喷出，产生推力。目前关于rde的研究主要有两种手段：实验和数值研究。实验过程中为防止回火(燃烧逆向传播，发动机尾喷管方向为正向)，燃料和氧化剂分别进入燃烧室，边掺混边燃烧。而目前大部分数值研究采用预混的进气方式，忽略了掺混对爆轰波的影响。

由于爆轰波的传播速度快、周期短，燃料和氧化剂在短时间内达到分子量级的掺混比较困难，更为重要的是掺混效果会影响爆轰波的燃烧效率和rde的推进性能，因此对燃烧室燃料/氧化剂射流掺混效果的研究非常必要。本发明从提高燃料/空气掺混效果的角度出发，提出了一种用于大尺度rde燃烧室的燃料喷注结构。

掺混效果的评估标准主要有燃料在主流(空气射流)中的穿透深度、总压损失和燃料/空气的掺混效率。对于非预混来说，小孔/环缝是rde燃烧室最常用的燃料/空气喷注方式。目前常见的有以下三种喷注结构。

现有技术一的技术方案

燃料和空气的喷注方向夹角为90°，即初始横向射流和初始主射流相互垂直，如图1。燃料采用小孔喷注，空气采用环缝喷注。燃料沿轴向喷入燃烧室，空气沿径向喷入燃烧室，燃料和空气在燃烧室头部混合。

现有技术一的缺点

采用小孔喷注，压力波容易上传，导致集气腔内的气体周期性的振荡，影响喷注效果。同时空气沿径向进行喷注，喷注压力需要维持在一个较小的范围内，压力过大空气射流会冲击到壁面造成比较大的动能损失；压力过小，空气射流的穿透深度不够，轴向的燃料射流容易穿透空气层，影响局部的掺混效果。尤其是大尺寸的燃烧室，燃料分布的不均匀性会更加显著，影响燃烧效率，严重制约发动机的推进性能。

现有技术二的技术方案

依然采用空气环缝喷注，燃料小孔喷注。其特点是空气环缝采用收缩-扩张构型。燃料喷孔设置在环缝扩张段紧邻喉部的位置，方向为顺气流方向，与主射流方向呈锐角夹角。小孔绕环腔燃烧室内壁均匀分布，其结构如图2所示。

现有技术二的缺点

燃料侧向喷注进入燃烧室从内壁面流向外壁面，由于内壁面燃料射流的阻碍，很容易在小孔下游内壁面附近形成低压回流区。回流区的卷吸作用使得大量的燃料进入该区域，回流区以外靠近外壁面的区域燃料较少。这造成燃料分布很大的不均匀性，会造成爆轰波严重的不稳定燃烧。顺着空气射流方向来喷注燃料的小夹角设计，容易削弱燃料射流的穿透能力，同时由于来流速度较大，燃料和氧化剂还未来得及掺混便流向下游，造成燃料的浪费。

现有技术三的技术方案

该方案是现有技术二的改进结构。图3(a)在二维方向上改变了燃料喷孔的角度，提高了燃料穿透性。(注：现有技术三称这种方式为逆喷，与本发明所指的逆向喷注不同。现有技术三中的逆向是以环缝的扩张段斜面为参照，空气来流方向为负方向。图3(a)虚线所示为扩张段法线，纵向箭头是燃料喷注方向，横向箭头是空气射流方向。文献以法线为基准，位于法线左侧的就称作逆方向，法线右侧的是顺。图示为逆喷情况。本专利所指逆向是以燃烧室水平内壁为参照。相同点是：都是以法线为判断基准。区别是：参照面不同。)图3(b)将单侧喷注改为双侧对撞喷注，可以改进大尺度下的径向掺混不均匀问题。对撞喷注使流场更紊乱，利于燃料和氧化剂的掺混。图3(c)双侧交错喷注，短时间内燃料扩散更快，比对撞喷注效果更好。

现有技术三的缺点

这种设计结构是基于冷流流场提出的，没有考虑到燃烧室内旋转爆轰波的影响。受掺混效果的影响，直线扩张斜面容易诱导爆轰波沿轴向移动，不利于爆轰波在燃烧室内的稳定。且爆轰波向上游移动，会增加壁面受热，不利于热防护；图3(a)增大横向射流的角度确实提高了燃料的穿透性，但是同时总压损失和掺混效果会下降。对于小尺度rde来说，有限的空间和良好的穿透性足以弥补这种负面效应带来的影响，因此这种方案在小尺度时是适用的；方案提出的对撞喷注图3(b)和交错喷注图3(c)，燃料喷孔轴心都指向燃烧室环腔的轴心，单个燃料喷孔覆盖区域小，对掺混的提升效果有限。

技术实现要素：

本发明针对现有技术的缺陷，提供了一种基于rde燃烧室的环腔旋流对喷结构，能有效的解决上述现有技术存在的问题。

为了实现以上发明目的，本发明采取的技术方案如下：

一种基于rde燃烧室的环腔旋流对喷结构，

所述rde的环缝采用轴对称曲面环缝，设计成laval构型的型面，将来流逐渐加速到超声速。且收缩段和扩张段均为光滑曲面，同时扩张段下游设计了后台阶3，一方面可以通过改变后台阶3的高度来灵活的设计燃烧室的径向尺寸而无需改变空气喷注环缝的大小，另一方面为稳定爆轰波沿着周向传播提供一定的支撑。

进一步地，所述rde的横向射流与主射流流向呈钝角夹角，角度范围90°～135°，即将燃料逆主射流方向喷注。横向射流方向对准主射流出口位置，利于两股横向射流和一股主射流在燃烧室头部对撞，产生强烈湍流流场，促进掺混。

进一步地，所述rde的燃烧室头部内外壁面，均匀分布单排环腔阵列圆柱形燃料喷孔2。所述燃料喷孔2在二维偏转的基础上，增加了一个周向偏转。

进一步地，所述曲面的计算公式如下：

其中，ae、a^*、γ、mae分别表示环缝出口截面面积、喉部截面面积、比热比和出口气流马赫数。

后台阶3高度计算公式如下：

其中，h、和h分别表示燃烧室宽度、环缝出口截面宽度和后台阶高度。

与现有技术相比本发明的优点在于：

1.轴对称曲面环缝

(1)轴对称曲面收缩-扩张环缝。通常来讲，掺混过程会带来一定的总压损失，从而造成推力损失。因此，在提高掺混效率的同时也要考虑总压损失的影响。在喉部附近，很小的截面面积变化会引起很大的速度增量。但是远离声速处，同样的截面面积变化只能引起很小的速度变化。采用非线性的环缝构形，可以减少压力损失，还能使出口流场更稳定。

(2)环缝扩张段设置后台阶。后台阶有两个作用：对横向射流的上游区域减速，从而可达到充分的燃料穿透与混合；后台阶还可以支持燃料的点火和持续燃烧，提高燃烧室内的爆轰波稳定性，有效防止其向上游传播。

2.逆向燃料喷注。

(1)横向射流和主射流在更早的时刻掺混。这种逆向(燃烧室出口方向为正向)喷注延长了燃料/空气的掺混时间，使气流向下游传播时已经具有一定的混合程度，表现出更好的掺混效率。

(2)横向射流逆向对撞主射流。燃料顺着空气流动方向喷注，形成的射流深度较短。逆喷时，燃料首先逆着空气方向运动直至轴向速度减小为0，然后再在空气流的带动下顺着空气流动。研究发现逆喷和顺喷相比，掺混效率最大提升了40％。随着流场向下游传播，这种提升效果逐渐减小，甚至发现顺喷比逆喷的掺混均匀度更好。但是对于rde来说，爆轰波在燃烧室头部传播，因此我们更关注初始阶段的掺混效率。

3.环腔旋流对喷。

(1)旋流结构的优点。燃料喷孔沿周向偏转后横向射流与主射流之间的距离增大，有利于燃料/空气掺混较好的区域与壁面保持一定的距离，可以减小壁面受热；偏转后还能增大燃料与空气的接触面积，提高掺混效率。

(2)增加燃料喷孔长径比。研究发现增加燃料喷射孔长径比有利于减小爆轰波的低频不稳定性。这种旋流结构可以实现在给定的孔径下，使燃料喷孔拥有更大的长径比。

(3)与单侧喷注相比，对喷的优点。对于大尺度rde来说，单侧孔喷注，不论如何改变其构型，在径向平面内都很难获得良好的掺混效果，都需要较长的掺混距离才能达到均匀掺混。对于双侧孔喷注，一方面其在径向平面掺混比较均匀；另一方面，当侧面射流动量较大时，两股测射流会发生碰撞汇聚，此时会形成更加强烈的湍流流场，有利于掺混均匀。研究发现单侧喷注结构与环腔对喷结构相比，轴向沿程掺混均匀度相差约10％～30％。错位喷注比对撞喷注掺混效率可提升5％-10％。

附图说明

图1为现有技术一的结构示意图；

图2为现有技术二的喷注结构示意图；

图3为现有技术三喷注结构示意图；

图3a为逆喷；

图3b为对撞喷注；

图3c为交错喷注；

图4为本发明rde立体图；

图5为本发明rde整体剖视图；

图6为本发明环缝轴向截面示意图；

图7为现有技术横向射流角度示意图；

图8为本发明横向射流角度示意图；

图8a为本发明rde整体a-a剖面图；

图8b为图8a的虚线框放大图；

图9为图5的b-b剖面图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下列结合附图并举实施例，对本发明做进一步详细说明。

rde的整体设计构形如图4至5所示。

rde的同轴环腔燃烧室结构是公知技术。

发动机提供动力的过程可理解为：燃料与空气掺混，混合后在燃烧室内燃烧，燃烧产物通过尾喷管喷出，产生推力。本发明重点关注的是燃料/空气的掺混。

本发明主要作出的改进是：

(1)轴对称曲面环缝。

现有技术采用的是线性收缩扩张环缝，本发明方案是曲面(如图5所示)收缩扩张环缝。

现有技术的线性环缝，在轴向截面上显示为一条直线。这表示，无论在环缝的收缩段还是扩张段，截面面积的变化率是不变的。根据气体动力学理论可知，喉部1附近(喉部1的起点是收缩段气体到达声速时，对应的截面位置。终点是扩张段气体开始突破声速时，对应的截面位置。设计时，喉部1就是临界截面，可以理解为环缝最细的那个截面。喉部1的尺寸取决于飞行器工作状态和设计飞行高度；然后根据喉部1宽度设计收缩段和扩张段，其中主要是扩张段的设计)，很小的截面积变化会引起很大的速度变化量。但是远离临界截面的截面面积变化只能引起较小的速度变化。截面面积变化率固定，会有更大的总压损失，且不利于出口射流的稳定。

如图6所示，本发明采用轴对称曲面环缝，根据气体动力学知识将其设计成laval构型的型面，可将来流逐渐加速到超声速。且收缩段和扩张段均为光滑曲面。

该曲面的计算公式为

其中，ae、a^*、γ、mae分别表示环缝出口截面面积、喉部截面面积、比热比和出口气流马赫数。

根据上述公式的计算参数，得出了图6所示的曲面形状。所涉及一维等熵流动理论和特征线理论都是公知的。

空气射流速度变化均匀、总压损失小，能保证气流出口速度分布均匀。同时扩张段下游设计了后台阶3，一方面可以通过改变后台阶3的高度来灵活的设计燃烧室的径向尺寸而无需改变空气喷注环缝的大小，另一方面为稳定爆轰波沿着周向传播提供一定的支撑。

后台阶3没有固定高度。后台阶3可以改变环缝出口的截面积。后台阶3离喉部1越远，台阶高度越小，环缝出口处截面积越大；反之，后台阶3高度越高，环缝出口截面积越小。

后台阶3高度计算公式如下：

其中，h、和h分别表示燃烧室宽度、环缝出口截面宽度和后台阶高度。

环缝出口截面积与喉部1截面积之比，影响到气流马赫数。二者的关系根据公式1计算得出。

根据不同的燃烧室尺度，我们需要获得不同的气流出口速度。在不改变喉部1截面积的情况下，我们通过调整后台阶3的位置，改变出口截面积的大小，从而获得我们想要的气流马赫数。后台阶3位置改变，高度自然也就变了。

(2)燃料逆向喷注

如图7所示，现有技术的横向射流与主射流方向的夹角多为锐角或直角夹角。夹角越大，横向射流穿透性越强，更利于促进燃料与空气的掺混效果。

如图8所示，本发明采取的方案是横向射流与主射流流向呈钝角夹角(角度范围设定在90°-135°之间。小于90°为锐角；大于135°时横向射流穿透性会大打折扣，不利于掺混。)，即将燃料逆主射流方向喷注。横向射流方向对准主射流出口位置，利于三股射流(两股横向射流和一股主射流)在燃烧室头部对撞，产生强烈湍流流场，促进掺混。因燃料喷注口与主射流出口在轴向上有一段距离，逆向喷注还有利于横向射流和主射流在更早位置相遇，增加共同向下游流动的时间。

(3)环腔旋流对喷。

1).环腔对喷。

在燃烧室头部内外壁面，均匀分布单排环腔阵列圆柱形燃料喷孔2。为保证燃料喷注的均匀性，保证内外孔射流的对撞效果，设置的外圈的燃料喷孔2数量多于内圈的燃料喷孔2。与内孔相对的外孔利于完成射流对撞，与内孔交错的外孔用于填充环形腔体间隙。内外燃料喷孔2与燃烧室头部的轴向距离是相等的。

2).旋流喷注

如图9所示，旋流喷注可理解为燃料喷孔2在二维偏转的基础上，增加了一个周向偏转。

(解释“二维偏转”和“三维偏转”：燃料喷孔2有内外两个截面。这里把燃料喷孔2与集气腔相交的面统称为外截面，与燃烧室壁面相交的面统称为内截面。

以内燃料喷孔为例，把截面视为一个点。以外截面为原点建立平面直角坐标系，x轴平行于发动机轴心，y轴垂直于发动机轴心，指向外集气腔。

若燃料喷孔2轴心与y轴重合，表明燃料喷孔2是无偏转的；若小孔轴心与y轴存在夹角，表明燃料喷孔2有x方向的偏转，即所谓“二维偏转”；此时再增加坐标轴z，成空间直角坐标系。给燃料喷孔2一个z轴方向的移动(圆周方向)，即所谓“三维偏转”)。

这使燃料喷孔2具有了空间角度。空间角度赋予燃料周向的初始速度，增大横向射流与主射流接触面的同时，也增加了射流上的剪切力。剪切流作用在液体上，有利于射流雾化。

图8中两个黑色标识的同轴环即为燃烧室的内外固壁，之间的部分为燃烧室。燃烧室中的四层圆环，分别是后台阶3(最内和最外)和喉部1(中间两条)在截面的投影。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的实施方法，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。