高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法与流程

本发明属于吸气式高超声速飞行器技术领域，尤其是一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法。

背景技术：

超燃冲压发动机是目前吸气式高超声速飞行器的主要动力产生方案，适用于飞行马赫数大于4的飞行条件。在高速气流中，燃料混合和火焰稳定都相对比较困难，在高马赫数下这种情况更加严峻。因此，传统的超燃冲压发动机都采用了支杆、支板、斜坡喷注、凹腔等混合增强及火焰稳定装置。这些装置虽然能够在一定工况范围内起到良好的效果，但是在高马赫数飞行条件下(ma≥6)，这些装置相对于现有的发动机构型来说，性能有限，并会带来显著的阻力。这使得超燃冲压发动机突破更高飞行马赫数的能力受到限制。因此，亟需寻找一种可行的替代方案使得超燃冲压发动机在高马赫数飞行中仍然能够稳定工作。目前，斜爆震发动机是理论上可行的一种方案。

该方案是在超燃冲压发动机燃烧室中，通过激波发生装置产生激波与燃烧波相耦合的斜爆震燃烧，产生推力，其方案示意图如图1所示，为基于斜爆震燃烧方案的超燃冲压发动机构型示意图。这种燃烧方案在理论上对高马赫数具有很好的适应性，是高马赫数条件下天然的火焰稳定器，且爆震燃烧具有比缓燃燃烧更高的理论热力循环效率，爆震的快速释热也使得燃烧室长度显著缩短，从而减小飞行器结构重量并减轻发动机冷却负担。然而，针对现有的斜爆震燃烧方案，仍存在严峻的挑战，这导致斜爆震发动机至今仍停留在概念阶段。这些挑战主要包括三方面：

(1)基于斜爆震预混的燃烧方案，产生了高马赫数下燃料与空气的混合问题：在高马赫数下，燃料射流穿透深度及混合层增长速率都受到极大的抑制，导致燃料与空气混合不充分。

(2)斜爆震的可控性问题。目前，初步的试验及数值研究表明，斜爆震在燃烧室的驻定稳定性较差的原因是斜爆震在受限空间内产生马赫反射造成流动壅塞，进而导致斜爆震驻定失稳并向上游传播。且如果采用通过激波多次反射产生斜爆震的方案更加难以控制。

(3)激波发生装置带来了对飞行器的阻力：通过激波发生装置产生足够强度的激波诱导产生斜爆震，且激波发生装置需要具备足够的迎风面积才能实现斜爆震的起爆，这导致在现有的构型中激波发生装置的迎风面积相对于流道横截面积较大，即堵塞比较大，在产生激波的同时带来额外较大的阻力，削弱了发动机的性能。

针对以上问题，本发明技术方案采用了一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法，能够有效改善上述三方面问题，显著提高采用斜爆震燃烧方案时发动机的性能。

技术实现要素：

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法。

为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：

一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室，包括：内柱、外壳和激波发生装置，外壳以一定的间距环绕于内柱外侧，外壳的内壁与内柱的外壁之间形成环形燃烧室，超声速可燃气沿环形燃烧室轴向流动，激波发生装置位于环形燃烧室中，其放置方向迎着气流流动方向以产生激波，激波发生装置的迎风面积能实现斜爆震的起爆，超声速可燃气流经作为障碍物的激波发生装置时产生激波，激波将可燃气点燃并诱导产生斜爆震波，斜爆震波在环形燃烧室中呈螺旋状发展，最终将整个环形燃烧室的可燃气点燃，激波发生装置采用单向型或双向型，单向型在激波发生装置的一侧产生激波，双向型在激波发生装置的双侧同时产生激波。

作为优选方式，内柱的截面为圆形、或椭圆形、或跑道形，内柱为实心或空心柱体，或者为实心或空心椎体。

作为优选方式，环形燃烧室在外壳内壁与内柱外壁之间的环缝宽度不超过100mm，以利于壁面喷注的燃料与来流空气掺混。

作为优选方式，激波发生装置为斜劈、凸台、球体或钝头体其中的一种或多种。

作为优选方式，激波发生装置的横向宽度从内柱外壁延伸至外壳内壁，或者激波发生装置悬挂固定在内柱外壁和外壳内壁之间，且不与内柱外壁和外壳内壁接触。

作为优选方式，激波发生装置不超过4个，以减小激波发生装置的总阻力，且在环形燃烧室中等距设置，以使发动机的推力均匀。

作为优选方式，所述高马赫数飞行是指：飞行马赫数大于或等于6时的飞行条件。此时，空气即使经过高超声速飞行器进气道的减速压缩作用后，速度仍然很快，这使得传统的超声速燃烧方法(例如借助凹腔、支板等混合增强和火焰稳定装置)在燃料混合、发动机减阻以及火焰稳定方面面临很大困难，且随着飞行马赫数的增大，这种困难愈加严重。

作为优选方式，激波发生装置的材料为耐高温合金，或者为陶瓷复合材料。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种上述高马赫数飞行中发动机环形燃烧室的螺旋斜爆震燃烧方法，该方法为：超声速可燃气沿环形燃烧室轴向流动，当气流经过激波发生装置时产生激波，激波诱导产生斜爆震波，可燃气经过斜爆震波面后，完全燃烧，且气流方向发生偏转，斜爆震波沿着环形燃烧室呈螺旋状发展，最终将整个环形燃烧室的可燃气点燃。

本发明的有益效果为：本发明提出一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及基于环形燃烧室的螺旋斜爆震燃烧方法，能够显著改善高马赫数条件下的燃料混合，抑制斜爆震的马赫反射并降低斜爆震燃烧带来的总压损失，增强斜爆震的可控性，减小激波发生装置的相对阻力。由于环形燃烧室的环缝宽度较小，在高马赫数下采用在环形燃烧室的壁面喷注燃料的方案时，燃料可在较短的距离内实现和空气的完全掺混，从而无需像大尺寸燃烧室中那样采用支板、支杆等阻力部件来增强混合。另一方面，按照本发明所述的激波发生装置的放置方案，激波发生装置的迎风面积相对于环形燃烧室的环缝横截面积较小(即堵塞比较小)，因此激波发生装置的相对阻力也较小，并使得螺旋斜爆震在受限空间内的马赫反射被有效抑制，不易造成流动壅塞，增强了斜爆震的可控性。

附图说明

图1是现有的斜爆震发动机原理示意图。

图2是本发明的高马赫数飞行条件下发动机环形燃烧室结构示意图。

图3是图2中用于显示激波发生装置的剖视图。

图4是图2中用于显示内柱和外壳的剖视图。

图5是环形燃烧室内螺旋斜爆震波的计算机数值模拟结果图。图中环形燃烧室采用跑道形，激波发生装置采用单向斜劈，数量为两个，且采用反向对称布置。

1为环形燃烧室，2为外壳，3为内柱，4为激波发生装置，5为螺旋斜爆震波。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室，包括：内柱3、外壳2和激波发生装置4，外壳2以一定的间距环绕于内柱3外侧，外壳2的内壁与内柱3的外壁之间形成环形燃烧室1，环形燃烧室在外壳内壁与内柱外壁之间的环型缝隙宽度不超过100mm，超声速可燃气沿环形燃烧室的轴向流动，激波发生装置位于环形燃烧室中，其放置方向迎着气流流动方向以产生激波，激波发生装置的迎风面积能实现斜爆震的起爆，超声速可燃气流经作为障碍物的激波发生装置时产生激波，激波将可燃气点燃并诱导产生斜爆震波，斜爆震波在环形燃烧室内呈螺旋状发展，最终将整个环形燃烧室的可燃气点燃，激波发生装置采用单向型或双向型，单向型在激波发生装置的一侧产生激波，双向型在激波发生装置的双侧同时产生激波。

内柱的截面为圆形、或椭圆形、或跑道形、或其它轴对称形状。内柱为实心或空心柱体，或者为实心或空心椎体。

环形燃烧室在外壳内壁与内柱外壁之间的环缝宽度不超过100mm。

激波发生装置为斜劈、凸台、球体或钝头体其中的一种或多种。

激波发生装置的横向宽度从内柱外壁延伸至外壳内壁，或者激波发生装置悬挂固定在内柱外壁和外壳内壁之间，且不与内柱外壁和外壳内壁接触。

激波发生装置不超过4个，且在环形燃烧室中等距设置。

所述高马赫数飞行是指：飞行马赫数大于或等于6时的飞行条件。此时，空气即使经过高超声速飞行器进气道的减速压缩作用后，速度仍然很快，这使得传统的超声速燃烧方法(例如借助凹腔、支板等混合增强和火焰稳定装置)在燃料混合、发动机减阻以及火焰稳定方面面临很大困难，且随着飞行马赫数的增大，这种困难愈加严重。

激波发生装置的材料为耐高温合金，或为陶瓷复合材料。

本实施例还提供一种上述高马赫数飞行中发动机环形燃烧室的螺旋斜爆震燃烧方法，该方法为：超声速可燃气沿环形燃烧室轴向流动，当气流经过作为障碍物的激波发生装置时产生激波，激波诱导产生斜爆震波，可燃气经过斜爆震波面后，完全燃烧，且气流方向发生偏转，斜爆震波沿着环形燃烧室呈螺旋状发展，最终将整个环形燃烧室的可燃气点燃。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。