[发明专利]一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法

说明书

一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法，涉及近空间高超声速飞行器。根据设计要求获得三维内收缩进气道几何模型；获得三维内收缩进气道流场结构；根据获得的进气道流场结构和特征在其内收缩面上沿流向布置细长形燃料喷注口；在细长形燃料喷注口两侧布置燃料喷嘴，通过对计算得到的喷注口附近的流场特征以及收缩面上的附面层发展规律确定燃料喷嘴的布置方式；调节细长形燃料喷注口和两侧燃料喷嘴的喷注压力，控制进气道入射激波在不同工况下的贴口状态。通过在三维内转进气道压缩面上按指定空间分布布置细长形燃料喷注口和圆形燃料喷嘴，利用进气道提供给燃料的预掺混长度，有助于实现充分燃烧，提升下游燃烧室性能。

技术领域

本发明涉及近空间高超声速飞行器，尤其是涉及一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法。

背景技术

对临近空间的高超声速飞行器，尤其是对其推进系统的研究已然成为国际竞相争夺的尖端科技制高点之一，其中超燃冲压发动机以其高比冲和大推重比的优势而成为推进系统的重点研究对象。但是高超声速飞行器主要工作在高马赫来流的环境下，燃料在燃烧室内的驻留时间以及燃料与空气的有效掺混长度都极短，这就使得燃料的燃烧效率低下，进而导致飞行器推力不足，因此如何通过提高超燃冲压发动机的燃烧效率来提高推力受到重视。国内外学者在改善燃烧上做了大量研究工作，包括方形驻涡、后掠驻涡、燃料垂直喷注、侧壁喷注等等。然而，目前绝大部分的燃料喷注掺混研究都是在燃烧室和隔离段内开展的，很少从一体化的角度出发去考虑将燃料的喷注直接提前到进气道内完成。此外，在高于设计马赫数工况下，外压缩波系和强滑流层极易进入内通道引起进气道的总压恢复系数下降和发动机的不稳定工作。由此可见，在高超声速飞行器领域中，提出一种在进气道提前喷注以此来增强燃料掺混并利用燃料进行激波系控制的设计方法至关重要。

发明内容

本发明的目的旨在提供一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)根据设计要求获得三维内收缩进气道几何模型；

2)在步骤1)的基础上获得三维内收缩进气道流场结构；

3)根据步骤2)获得的进气道流场结构在三维内收缩进气道内收缩面上沿流向布置细长形燃料喷注口；

4)在细长形燃料喷注口两侧布置燃料喷嘴，通过对计算得到的喷注口附近的流场特征以及收缩面上的附面层发展规律确定燃料喷嘴的布置方式；

5)调节细长形燃料喷注口和两侧燃料喷嘴的喷注压力，控制进气道入射激波在不同工况下的贴口状态。

本发明的突出优点在于：通过在三维内转进气道压缩面上按指定空间分布布置细长形燃料喷注口和圆形燃料喷嘴，有效地利用了进气道提供给燃料的预掺混长度，弥补了常规冲压发动机燃料的喷注和掺混仅在燃烧室内完成而造成的燃料实际驻留时间过短的不足，有助于实现充分燃烧，提升下游燃烧室性能。此外，在变马赫数条件下通过燃料射流改变入射激波的弯曲程度，使其保持唇罩封口，提高进气道流量捕获从而有效增加发动机净推力。因此，本发明提出的设计方法巧妙地将掺混与激波控制统筹结合起来，可谓是一举两得。

附图说明

图1是一种高超声速三维内转进气道示意图；

图2是一种设置了细长形燃料喷注口和燃料喷嘴的三维内转进气道示意图；

图3是三维内收缩进气道的对称面上截取得到的细长形燃料喷注口附近的流场特征示意图；

图4是三维内收缩进气道的对称面上燃料提前喷注示意图。