[发明专利]一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机

说明书

本发明公开了一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，包括：进气道，使来流产生斜激波从而增压升温；斜爆震燃烧室，容纳来流和燃料混合，并通过后部的斜楔面诱发一道斜激波从而点燃混气产生斜爆震波；尾喷管，燃烧室中产生的燃烧产物在尾喷管流道内进一步膨胀加速；燃油喷射及雾化系统，在燃烧室前部喷射燃料，促进燃料与来流混合，同时防止来流发生预先燃烧；斜楔角控制系统，根据燃烧室混气的气动状态实时调整斜楔面角度等形态，使斜爆震波正好驻定于尾喷管的入口。本发明通过燃烧室后部的斜楔面控制装置控制混气的燃烧稳定在斜爆震形态，从而使得燃烧基本处于最优状态，以优化发动机的推力性能，达到发动机在变工况情况下能够连续工作的效果。

技术领域

本发明涉及一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，属于超声速发动机技术领域。

背景技术

当前高超声速飞行器的动力解决方案一直是一个困扰在多国研究人员心中的难题，目前得到较为广泛认可的方案之一是超声速燃烧冲压式发动机，其工作原理是超声速气流本身总压很高的特点，引入超声速气流进入发动机燃烧室与燃料混合燃烧，燃烧产物再以超声速经尾喷管排出，从而产生推力。

这种利用气流本身性质来简化发动机结构的构想是好的，但也存在极大的局限性。实验结果表明，飞行器在发动机启动工作之后所获得的加速度非常有限，也就是说超燃冲压发动机能够提供的推力的富余程度不高，这一方面是因为当飞行马赫数大到一定程度时，来流动能基本等于甚至超过了燃料完全燃烧所能释放的能量，由热力学分析可知，此时发动机的热力学效率过低，另一方面，在高超声速来流的冲压过程中，来流动能到压力能的转化过程中又存在相当一部分的不可逆耗散，这些缺点极大地限制了超燃冲压发动机的研究进程。因此探寻更优的动力解决方案成为了必然。

近年来激波诱燃冲压推进(shock-induced combustion ramjet，简称schramjet)技术由于其更高的热循环效率和更宽的飞行马赫数等优点，逐渐引起了人们的广泛注意和研究。这种技术以爆震波为主要的燃烧形式，爆震波的传播速度可达每秒千米级，由于没有时间使压力平衡，燃烧过程接近为等容过程，这就使其燃烧热效率高于超燃等压过程，成为目前已知的超声速燃烧模式中的最优方式。基于此种概念，一些学者提出了驻定斜爆震发动机(oblique detonation wave engine，简称ODWE)的构想。与超燃冲压发动机相比，在飞行速度较高的情况下，ODWE拥有更高的推进效率，且结构更简单，体积也更小，因此逐渐成为了高超声速推进的主要研究方案。

在ODWE的结构设计中，针对变工况、变循环等复杂工况，国内外对变形边界技术做了大量研究，以便使其适应各种飞行条件的变化。对于shcramjet非设计点工况，为了能够得到足够强的激波诱燃爆震波，传统的做法是采用加钝体生成激波保证诱燃爆震波，钝体二次激波诱燃作为稳焰手段。这种做法增大了燃烧损失，技术上也更不可控，对系统的整体性能产生了较大的影响。因此，必须探索一种在保证燃烧损失较低的前提下能够适应变工况工作条件并且诱发足够强的爆震波的可变形燃烧室。本发明正是基于此种想法提出。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，通过燃烧室后部的斜楔面控制装置激发并且控制混气的燃烧稳定在斜爆震形态，从而使得燃烧基本处于最优状态，以优化发动机的推力性能，达到发动机在变工况情况下能够连续工作的效果，为工程应用提供一种可行的解决方案。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机，包括：

进气道，用以和来流作用产生激波，进而压缩空气，提升斜爆震燃烧室入口的来流温度和压力；

斜爆震燃烧室，分为前半部段和后半部段，其前半部段与进气道出口相连通，来流在前半部段和燃料发生掺混，其后半部段有一个斜楔面控制装置，混气经前半部段到这里形成斜激波，并经斜激波诱导引发斜爆震燃烧；