[实用新型]一种旋转爆震发动机的微通道冷却装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及旋转爆震发动机，尤其是涉及一种旋转爆震发动机的微通道冷却装。

背景技术

各航空航天技术发达国家基于快速打击超远距离目标以及全球范围的高速运输等应用目标，开展了数目繁多的高超声速飞行器发展计划。而对于吸气式高超声速飞行器而言，推进技术始终是核心技术，传统发动机所采用等压燃烧形式的推进系统性能已达理论极限。与传统等压燃烧相比，爆震燃烧放热过程更接近于等容燃烧，能提高燃烧的热循环效率。旋转爆震以连续旋转爆震波的形式组织燃烧，无脉冲间隔，更加稳定可靠。因此在推进系统中采用旋转爆震发动机是提升系统性能的一大途径。

旋转爆震燃烧室内燃气温度随来流马赫数的增加而上升，当飞行马赫数大于6时，燃烧室内气体温度可达2700℃，在此情况下，火焰筒很可能会发生裂纹、失稳和烧蚀等恶劣现象。因此爆震发动机燃烧室的热防护至关重要。通常燃烧室的热防护主要分主动和被动两种方式，被动热防护是采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护。但是随着马赫数的增加，燃气温度将会高出燃烧室壁面结构材料和重要部件所能承受温度的极限，这时必须对发动机实施主动冷却。微通道冷却作为一种新型主动热防护方式，能使结构承受长时间的较高热载荷并能保持外形不变，其原理是利用液体在燃烧室壁内的冷却通道中流动吸热从而把燃烧室壁面的温度降低至材料的允许温度。微通道冷却以其结构紧凑、重量轻、换热效率高等特点成为旋转爆震发动机燃烧室的可靠冷却技术。

发明内容

本实用新型的目的是提供结构简单轻巧、冷却效率高，可有效克服旋转爆震发动机燃烧室壁面温度高等困难，提高燃烧室材料的热稳定性，改善高温工作环境，有效利用燃料热沉提高燃烧效率的一种旋转爆震发动机的微通道冷却装置。

本实用新型设有内筒、外筒盖板、前侧引流腔、冷却工质入口管、后侧引流腔、冷却工质出口管、循环泵和换热器；所述内筒与外筒盖板组成换热通道，所述换热通道沿内筒的表面周向均布，换热通道从前至后依次设有前段微通道、中段微通道和后段微通道，中段微通道的槽道宽道小于前段微通道的槽道宽度，中段微通道的槽道宽道大于后段微通道的槽道宽度，循环泵的冷却工质进口用于接入冷却工质，循环泵的冷却工质出口接冷却工质入口管的入口，冷却工质入口管的出口经入液口接前侧引流腔，前侧引流腔的出口接前段微通道的入口，后段微通道的出口接后侧引流腔，后侧引流腔的出口通过出液口接冷却工质出口管的入口，冷却工质出口管的出口接换热器的入口，燃料入口接入燃料，换热器的出口接循环泵的冷却工质进口，换热器的预热燃料出口通过燃料喷嘴喷入燃烧室参与组织燃烧。

所述燃烧室最好采用环形燃烧室。

所述换热器的深度可为0.5～0.7mm，相邻换热通道的间距可为0.4～0.6mm。

所述冷却工质在换热通道内沿轴向流动，所述换热通道的周向截面形状可为矩形。

所述换热器沿轴向位置等分为前中后三段，在燃烧室头部区域即前段微通道的槽道最宽，在燃烧室尾部区域即后段微通道的槽道最窄。

所述前段微通道的槽道宽度可为0.9～1.2mm，中段微通道的槽道宽度可为0.4～0.5mm，后段微通道的槽道宽度可为0.1～0.2mm，前段微通道、中段微通道和后段微通道的槽道间距可为0.1～0.2mm。

所述冷却工质进液口位于燃烧室头部，出液口位于燃烧室尾部，进液口和出液口沿轴向剖面对角线布置。

所述冷却工质的循环路径布局在旋转爆震发动机燃烧室内筒内部。

本实用新型主要由表面带微型换热通道的内筒、外筒盖板、冷却工质入口管、循环泵、冷却工质出口管及换热器构成，冷却工质入口管位于燃烧室头部，工作时旋转爆震发动机爆震波沿外筒外壁面传播，高温燃气流与壁面直接接触，冷却工质由入口管流入进液口，经周向引流腔整流分散，进入外筒内壁面与内筒构成的微通道内流动与壁面换热，可高效冷却保护燃烧室；冷却工质出口管位于燃烧室尾部，收集经过微通道换热之后的冷却工质，使其流入换热器与燃料进行热交换，再进入循环泵开始下一次的冷却换热循环。

本实用新型可以实现对发动机燃烧室的高效快速冷却，结构简单，可减轻冷却系统重量，换热面积大，对流换热系数高，分段式结构可为旋转爆震燃烧室中后段提供更高换热效率，扩展高马赫数飞行范围，改善燃烧室高温工作条件，提高循环热效率。

本实用新型与旋转爆震发动机传统冷却方式相比具有如下优点：

(1)采用微通道换热器，一方面实现减轻了结构的重量，另一方面，增大了燃烧室的冷却效率，可有效预防燃烧室壁面材料的烧蚀、失稳；