[发明专利]宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法

说明书

本发明提供了一种宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法，其中燃烧室包括进气道连接段(1)、前倾凹腔燃烧室(2)以及尾喷管(3)；所述进气道连接段(1)、前倾凹腔燃烧室(2)以及尾喷管(3)依次设置；所述进气道连接段(1)为连接可变超声速进气道出口与燃烧室进口的桥接部件；所述前倾凹腔燃烧室(2)的面积大于气道进气道连接段(1)；所述进气道连接段(1)、前倾凹腔燃烧室(2)以及尾喷管(3)这三者以及三者组合安装后的结构相对于中心平面对称；或者相对于中心轴旋转对称。

技术领域

本发明涉及动力技术领域，具体地，涉及一种宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法，尤其涉及组合发动机、冲压发动机以及超燃冲压发动机燃烧室设计，其本质为一种通过自由射流和释热分布耦合控制冲压发动机燃烧室实现宽速域工作的技术；其中宽速域是指速域范围至少涵盖飞行马赫数2.5-8。

背景技术

冲压发动机进气道利用截面积变化，使超声速气流在迎风面快速减速至亚声速，使得燃烧室内燃料与空气能够点火燃烧，但是随着飞行速度提高，巨大的压力损失严重影响效率和能量消耗。

另外，在飞行器从起飞、爬升、巡航、降落等多个飞行阶段，发动机面临着一个极大的运行工况变化，涉及到从静止、亚声速、跨声速、超声速、高超声速等多个速域，在多个速域内的稳定高效工作对于发动机的发展非常重要。

组合循环发动机致力于解决从静止到循环的完整动力需求，主要包括空气涡轮发动机、涡轮基组合循环发动机、火箭基组合循环发动机。而从经济性、重复利用、水平起降等多个方面来看，涡轮基组合循环发动机具有独特的优势，但是目前的涡轮喷气发动机的工作上限在2.2至2.5马赫数，远未到达冲压发动机的启动马赫数。

而现有的冲压发动机，如专利文献CN108317541A公开的一种冲压发动机，该冲压发动机包括燃烧室，从燃烧室进口端到燃烧室出口端，燃烧室内壁的扩张角度逐渐增大；当启动冲压发动机时，通过设置在燃烧室内壁上的燃料补充装置和氧化剂补充装置，按照一定比例、流量为燃烧室补充燃料和氧化剂，使燃料和氧化剂在燃烧室内燃烧达到冲压发动机所需的推力。基于该发明提供的冲压发动机，按照飞行器对发动机的推力和比冲要求，通过合理设计冲压发动机的燃烧室内不同段的扩张角度，以及燃料和氧化剂补充位置，按照一定的流量和比例补充氧化剂和燃料，使补充的燃料在燃烧室内边混合边燃烧均匀释放能量，实现高比冲和大推力。

但类似上述的现有技术，第一方面，冲压发动机的工作范围受限于双模态超燃和超燃的燃烧模式，低飞行马赫数下点火困难，最低工作飞行马赫数通常大于4，而涡轮喷气发动机的工作上限在2.5附近，难以满足实际的组合循环的组合需求。第二方面，现有技术采用小凹腔或是无凹腔的渐扩几何通道，在高飞行马赫数下存在严峻的壁面热防护问题。第三方面，凹腔结构前壁是直角突扩构型，流动将出现非常大的动能损失，引起阻力，会部分抵销发动机推力。

本申请提出了以前壁倾斜的大型凹腔，即前倾凹腔燃烧室为基础几何构型，通过燃烧室进口自由射流和释热分布之间的耦合，控制低飞行马赫数2.5到高飞行马赫数8之间的燃烧组织形式，来实现冲压发动机燃烧室的宽速域工作。基于自由射流的工作机制有利于不同燃烧模态之间的平滑过渡，前倾大型凹腔燃烧室的存在，避免了突扩流动引起的气动损失和阻力，解决了低超声速飞行情况下来流能量不足、点火困难的问题，减缓了高温燃气对壁面的热冲击，降低了燃烧室防热方案的设计难度。

因此，提供一种新型的宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法具有较高的价值和意义。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法。

根据本发明提供的一种宽速域冲压发动机燃烧室，包括进气道连接段、前倾凹腔燃烧室以及尾喷管；

所述进气道连接段、前倾凹腔燃烧室以及尾喷管依次设置；

所述进气道连接段为连接可变超声速进气道出口与燃烧室进口的桥接部件；