[发明专利]涡轮基组合循环发动机超级燃烧室

说明书

技术领域

本发明属于吸气式发动机技术领域，特别涉及一种涡轮基组合循环发动机。 

背景技术

涡轮基组合循环发动机（简称TBCC）作为一种吸气式发动机具有飞行范围广、常规起降和可重复使用等性能优势被认为是现阶段最有希望的高超声速飞行器动力装置。自世界上最早的TBCC原型机J58成功应用于SR-71黑鸟侦察机后，世界各国都开始投入大量的人力、财力开展组合式高超声速动力装置的研发，尤其以美国NASA的RTA计划和日本的HYPR计划成果显著。 

目前国内对涡轮基组合循环发动机的研发还处于起步阶段，与美国和日本之间存在很大技术差距。对其工作模态、工作原理、模态转换过程等作了一些初步的概念研究，并没有深入分析研究涡轮基组合循环发动机的设计方法、不同工作模态之间的工作配合过程以及不同设计参数、调节规律对发动机性能的影响等具体问题。尤其是对既作为TBCC涡扇模式下的加力燃烧室，又作为冲压模式下冲压燃烧室的超级燃烧室的设计和具体实现还没有公开发表的文献。 

相比于传统的加力燃烧室和冲压燃烧室，超级燃烧室的设计主要存在以下技术难点： 

（1）内外涵两股气流的掺混：从结构上，以前的波瓣混合器都是直接与分流环相接，当两者之间存在一定的轴向距离时，具有较大扩张角的波瓣混合器容易在波瓣内部出现流动分离，影响流向涡的形成；从流动条件上，前人研究的大多数都是在加力燃烧室的流动状态下，该流动条件与TBCC的涡扇模式相近，而TBCC整个工作范围内涵道比变化特别大，所以较大涵道比的冲压模式下抑制发动机的倒流变得尤为重要。因此，兼顾涵道比变化大的超级燃烧室各工作模式下的低阻高效混合成为其燃烧组织的首要任务。

（2）可靠点火及火焰稳定：超级燃烧室相比于传统的航空发动机燃烧室的一个显著特点是气流参数变化范围大，它的低温、高速、低压范围更广，在整个飞行包线范围内发动机实现低阻下的可靠点火、传焰及火焰稳定更困难。 

（3）喷油结构与掺混器、火焰稳定器之间的匹配设计：为了实现超级燃烧室各工作模式下的高效燃烧，需要有革新的燃油喷嘴布局与火焰稳定器和掺混器之间匹配，使火焰稳定器后方燃烧区混气具有适合燃烧和传焰的油气比。 

因此，超级燃烧室的设计在技术上有其自身的难点。在现有的航空发动机燃烧室技术基础上，设计一种能很好解决上述3个技术难点的超级燃烧室的燃烧组织方案是非常必要的。 

发明内容

本发明要解决的问题是提供一种涡轮基组合循环发动机超级燃烧室，该燃烧室具有冷态流动阻力小、燃烧效率高、温度分布合理等特点，能够满足整个飞行包线内各工作模态下TBCC的稳定工作及推进性能要求。 

本发明所述的一种涡轮基组合循环发动机超级燃烧室，包括分流环、后可变面积放气阀、导流舌片、方形波瓣混合器、中心锥、安装在中心锥上的供油装置和火焰稳定器、隔热屏，超级燃烧室筒体罩在最外层；所述方形波瓣混合器与分流环之间分开，存在轴距离；导流舌片固定在流道中，并紧接于后可变面积放气阀之后，以离散状正对于方形波瓣混合器波谷上方。 

作为上述技术方案的进一步改进，所述火焰稳定器主要由蒸发管式火焰稳定器、安装在蒸发管式火焰稳定器外缘的外伸变槽宽径向火焰稳定器和安装在蒸发管式火焰稳定器内侧的内伸径向火焰稳定器组成，其堵塞比为43.6%；蒸发管式火焰稳定器包括值班喷油杆、溅油板、引气管、预燃气进气口、富燃混气出气孔、蒸发管和V型槽；若干外伸变槽宽径向火焰稳定器与超级燃烧室轴线存在45°~60°的后掠角，均匀固定在V型槽上，且靠近超级燃烧室筒体处的槽宽较大，靠近V型槽处的槽宽较小；内伸径向稳定器固定连接在中心锥尾端。 

作为上述技术方案的更进一步改进，所述供油装置包括Ⅰ区喷油杆、Ⅱ区喷油环和所述值班喷油杆；Ⅰ区喷油杆位于方形波瓣混合器出口，并与于方形波瓣混合器隔板正对。 

作为上述技术方案的再进一步改进，所述方形波瓣混合器采用上下不等扩张角的波瓣。 

作为上述技术方案的再进一步改进，所述导流舌片的数目与方形波瓣混合器的波瓣数目相同，其气流偏转角与波瓣混合器波谷处扩张角相等。 

作为上述技术方案的再进一步改进，所述中心锥表面为椭球型，并与导流舌片和方形波瓣混合器共同完成超级燃烧室的掺混任务。 

作为上述技术方案的再进一步改进，所述Ⅰ区喷油杆采用周向侧喷，Ⅱ区喷油环采用径向侧喷，值班喷油杆采用径向喷射方式。 

本发明提供的涡轮基组合循环发动机超级燃烧室具有以下优点：