[发明专利]大尺度超燃冲压发动机和三维花瓣形截面燃烧室

说明书

技术领域

本发明涉及一种大尺度超燃冲压发动机及其所使用的燃烧室。

背景技术

大型的高超声速飞机、甚至于大型空天飞机，需要采用大尺度的超燃冲压发动机。

通常在飞行6Ma左右的圆截面燃烧室超燃冲压发动机中，燃气温度高(～2650K)，压力高(3～5atm)，热流大，而冷却用燃料流量少，使得燃烧室热防护难度极大，热防护的要求对燃烧室的设计提出了强烈的约束。

常见的采用壁面直接喷射燃料可以照顾到热防护的要求，但是难以解决穿透与混合矛盾的问题，因为采用高喷注压降、大孔喷射可以取得相对较高的穿透度，但是在横向截面上的雾化以及均匀混合受限。在大尺度的超燃冲压发动机上，一般入口直径在400mm量级以上，这一矛盾难以协调。

在核心流区插入式的喷注方式中，常见的形式有支板、斜坡、悬臂梁、三角翼等。这种类型的喷射直接将燃料喷入超声速来流的主流当中，能提供良好的燃料空间分布和混合效果，而且喷射装置的底部形成的回流区能起到一定的稳定火焰的效果。论文《Pylon Fuel Injector Design for a Scramjet Combustor》(AIAA paper 2007-5404)介绍了一种应用于大尺度燃烧室的支板构型，支板垂直于来流方向并且采用交错尾缘以实现燃料与空气的混合。

然而，虽然采用燃烧室内的插入式支板、三角翼或者斜坡燃料喷射，可以解决燃料射流穿透和混合的问题，但是因为这些插入式的装置直接暴露在高总温的超声速气流中，产生很高的热负荷，目前难以较好解决热防护问题。

因此，有必要提供一种大尺度超燃冲压发动机用燃烧室，以解决燃料喷射的穿透与混合的矛盾、同时兼顾热防护。

发明内容

本发明的目的在于提供一种超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，以解决燃料喷射的穿透深度和混合均匀问题，同时兼顾燃烧室的热防护。本发明的目的还在于提供一种使用该三维花瓣形截面燃烧室的大尺度超燃冲压发动机。

为此，本发明一方面提供了一种超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室，包括：燃料喷注段、火焰稳定段和扩张段，燃料喷注段的壁面为凸起和凹进在圆周方向上交替形成的波瓣结构，波瓣结构的凸起沿流向逐渐向中心轴线靠近，波瓣结构沿流向延续至燃料喷注段的末端形成花瓣状结构，燃烧喷注段末端的各凸起的顶点位置设有第二组喷孔，在第二组喷孔上游的各凹进的顶点位置设有第一组喷孔。

进一步地，上述第一组喷孔位于凸起的起始位置所在截面上。

进一步地，上述燃料喷注段末端位置设有用于形成背压回流区的凹腔火焰稳定器。

进一步地，上述凹腔火焰稳定器包括圆筒体和用于封闭圆筒体和燃烧喷注段末端的凸起之间空隙的端壁。

进一步地，上述凹腔火焰稳定器后端的火焰稳定段的截面为与燃烧喷注段末端衔接的花瓣状结构。

进一步地，上述燃料喷注段末端的花瓣状结构沿流向在火焰稳定段的整个长度上延伸。

进一步地，上述波瓣结构为中心对称的四波瓣结构。

进一步地，上述燃料喷注段的流道壁面为运动激波消除方法设计的消波壁面。

进一步地，上述消波壁面通过双向流线追踪和流线融合法获得。

根据本发明的另一方面，提供了一种大尺度超燃冲压发动机，包括燃烧室，其特征在于，燃烧室为根据上面所描述的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室。

根据本发明的三维花瓣形截面燃烧室，波瓣结构可以将来流空气分成数股气流，有利于燃料的喷注混合，在燃料喷注段1的花瓣凸起处设置喷孔b，增加喷注燃料穿透深度，花瓣燃烧室凸起喷注与凹进喷注组合，解决燃料均匀混合。另外，三维花瓣形截面燃烧室中无支板，热防护约束(无论是主动冷却还是被动热防护)在燃烧室壁的设计即可实现。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明的超燃冲压发动机的三维花瓣形截面燃烧室的第一实施例的立体结构图；

图2是图1所示燃烧室的平面结构简图；

图3是图2所示燃烧室的左视图；

图4是图3所示燃烧室的A-A剖视图；

图5是图3所示燃烧室的B-B剖视图；

图6是图4所示燃烧室的局部C放大示意图；