[发明专利]发动机等离子体凹腔稳燃器

说明书

技术领域

本发明属于航空航天动力系统应用技术领域，涉及一种基于凹腔火焰稳定器的发动机燃烧室等离子体稳燃技术。

背景技术

航空航天领域的迅猛发展，需要飞行器能以更经济的代价飞得更快、更远，这对飞行器的推进装置提出了更高的要求，尤其是对于超燃冲压发动机、组合发动机来说，燃烧室中的气流速度往往可达每秒上千米，而燃烧室的长度受重量、尺寸、防热等因素的影响又不可能很长，导致燃料在超声速燃烧室中的驻留时间很短，因此如何在超声速燃烧室中实现高效混合和稳定燃烧是研制超燃冲压发动机、组合发动机最重要关键技术之一。^[1]

一般火焰稳定可通过提高火焰传播速度和降低来流气流速度两种方式来实现。前者可以由引入激光、高温物质/壁面和催化物质/壁面等途径来实现，但这些途径大都需要巨大的外部能量而实际应用价值不高。目前高速气流中普遍应用的稳定火焰措施是利用主动或被动的方式，在流场中形成环流和低速流区，常见方法有利用气流绕流在钝体(不良流线体)后形成环流和低速流区、利用引燃火焰形成的速度剪切层、利用旋转气流、逆向喷流等等。^[2]其中，凹腔火焰稳定是目前研究和应用较多的一种超声速燃烧室火焰稳定装置，在航空发动机、冲压发动机和组合发动机上均有应用^[3]。凹腔火焰稳定器在结构上包括有上游ab、凹腔体bcde和下游ef，图1给出了常规凹腔火焰稳定器的结构示意图，常规凹腔火焰稳定器由ab-bc-cd的后向台阶和cd-de-ef的前向台阶组成，前壁bc、底壁cd和后壁de构成凹腔体bcde，后壁de与底壁cd下游方向的夹角为后壁倾角θ，L为凹腔体长度，D为凹腔体深度。气流流过凹腔会在凹腔内形成回流区，能够使火焰始终驻留在其中，并作为新的火源持续点燃上游来的燃料，从而实现火焰稳定。根据凹腔的长深比L/D，可将凹腔流动分为3类基本的流动形式：开式凹腔、过渡型凹腔、闭式凹腔。现阶段尽管已经取得了许多有价值的研究成果，但还不是一种成熟技术，还存在下述不足。

由于是一种不良流线体，凹腔不可避免的产生阻力，主要为凹腔前后壁压力差造成的压差阻力，该阻力与凹腔的深度呈正比关系，在同一凹腔深度下该阻力随着长深比的增大而增大，且与来流条件和燃烧条件密切相关，剪切层的发展变化是影响凹腔阻力的主要因素，凹腔自激振荡会严重增大凹腔阻力。使凹腔后壁倾斜是一种常用的减阻方法，但凹腔后壁的最佳倾角随来流条件和燃烧条件发生变化。^[4]

凹腔的稳焰性能与凹腔深度、长深比以及来流条件有密切关系，凹腔太长会产生脱落涡从而引起火焰不稳定，凹腔太短又不能带入足够的空气以稳住火焰。更关键的是，由于实际燃烧室入口条件随飞行速度、攻角、转向角等因素变化很大，对于固定结构的凹腔而言，它仅能对来流条件下的燃烧进行控制，非流条件下则难以发挥稳焰作用；^[5]

凹腔超声速可压缩剪切层增长率低，使得超声速流场中的混合比较困难，剪切层撞击在凹腔后壁诱发自激振荡，造成凹腔内质量脉动，并增大阻力、产生噪声。使凹腔后壁倾斜是一种常用的自激振荡被动控制方法，但是现有研究得到了一些矛盾甚至完全相反的结论，有人认为后壁倾角作用不大，有人认为后壁倾角对超燃流场结构影响较大；有研究认为随着凹腔后壁倾角的减小，流场变得更加稳定，凹腔阻力系数变大，凹腔内流动的驻留时间缩短，但有的研究认为减小凹腔后壁倾角会导致凹腔内流动驻留时间增加。出现上述情况的原因在于，凹腔后壁的最佳倾角随来流速度、温度、边界层厚度等条件变化，倾角结构抑制自激振荡的能力发生变化甚至产生反作用，自适应能力差^[5]。

引用文献：

[1].超声速燃烧室中凹腔上游横向喷注燃料的流动、混合与燃烧特性研究，国防科技大学博士学位论文，2007，耿辉；

[2].基于凹腔的超声速燃烧火焰稳定技术研究，国防科技大学博士学位论文，2005，丁猛；

[3].带凹腔支板的数值模拟，燃气涡轮试验与研究，2010年11月，刘雯佳，金捷，季鹤鸣；

[4].超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器阻力分析，推进技术，2009年10月，潘余，丁猛，梁剑寒，刘卫东，王振国；

[5].超声速来流稳焰凹腔的流动及火焰稳定机制研究，国防科技大学博士学位论文，2008，孙明波；

发明内容

本发明的目的是解决常规凹腔火焰稳定器存在自激振荡、凹腔阻力大、适应应用范围窄的问题，提出一种新型的发动机等离子体凹腔稳燃器。