阅读说明：本技术 采用塞式喷管的冲压发动机 (Ramjet engine using plug nozzle ) 是由 谭建国 张冬冬 李�浩 姚霄 刘瑶 高政旺 肖犇 于 2020-05-26 设计创作，主要内容包括：一种采用塞式喷管的冲压发动机,包括进气道、燃烧室和塞式喷管,燃烧室位于进气道之后,燃烧室末端连接有塞式喷管。本发明克服了传统冲压发动机采用钟形喷管在背压过高时,喷管后段会出现气流分离,造成推力损失的缺陷。本发明在冲压发动机中采用塞式喷管,而塞式喷管通过燃气压力与被压的自动匹配,无论在背压高还是低时,壁面上的气流都不会分离,从而具有在宽范围下高性能工作的特点。(The ramjet engine comprises an air inlet channel, a combustion chamber and a plug type spray pipe, wherein the combustion chamber is located behind the air inlet channel, and the tail end of the combustion chamber is connected with the plug type spray pipe. The invention overcomes the defect that thrust loss is caused by airflow separation at the rear section of the bell-shaped spray pipe when the backpressure of the traditional ramjet engine is too high. The invention adopts the plug type spray pipe in the ramjet engine, and the plug type spray pipe is automatically matched with the pressed part through gas pressure, and air flow on the wall surface can not be separated no matter the back pressure is high or low, thereby having the characteristic of high-performance operation in a wide range.)

采用塞式喷管的冲压发动机

技术领域

本发明涉及航空宇航推进技术领域，特别涉及可以宽范围工作的亚燃冲压发动机。

背景技术

塞式喷管最先是作为单级入轨火箭的燃气喷射装置提出的，已经在火箭发动机领域得到了广泛研究，用于对火箭气流的膨胀。火箭发动机包含了空气流道和火箭燃气流道，二者匹配存在较大困难。

目前在冲压发动机领域尚没有采用塞式喷管的研究，其原因是原来冲压发动机主要工作在较窄的范围，冲压发动机工作空域和速域很窄，例如工作速度范围为马赫数2.5～3.5，高度范围为15～25km。随着航空航天技术的发展，特别是随着开发临近空间的要求，迫切需要发展具有宽范围工作能力的冲压发动机。

冲压发动机分为两类：亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，当前的亚燃冲压发动机采用拉瓦尔喷管，超燃冲压发动机无喷管。其缺点在于：由于采用固定结构，出口气流压力难以与环境压力匹配，在偏离设计点(宽范围工作时必然会导致偏离)时造成了较大的性能损失。为实现宽范围高性能工作，公开号为108317541A的专利申请公开了一种冲压发动机，通过控制在不同位置补充不同流量的燃料和氧化剂，实现边混合边燃烧均匀释放能量的目的。其缺点一是燃烧本身是很难控制的，二是增加了热防护的难度。

另外，传统采用钟形喷管的冲压发动机都是采用圆形燃烧室，总压损失相对比较大，而且圆形燃烧室空间利用率不高，不利于紧凑布局。

发明内容

为了解决现有技术存在的问题，本发明提供一种采用塞式喷管的冲压发动机。本发明利用塞式喷管排气与环境的自适应特性，结合冲压发动机构型特点和燃烧特性，解决了冲压发动机宽范围工作的难题。

为实现上述技术目的，本发明采用的具体技术方案如下：

采用塞式喷管的冲压发动机，包括进气道、燃烧室和塞式喷管，燃烧室位于进气道之后，燃烧室末端连接有塞式喷管。

所述进气道包括进气道外壁和进气道内壁，进气道外壁为筒体，进气道内壁为设置在进气道外壁内部中心的中心锥体，进气道外壁和进气道内壁之间为进气通道，所述进气道内壁包括收缩段和扩展段，所述进气通道前段对应的进气道内壁为收缩段，进气通道后段对应的进气道内壁为扩张段，所述进气通道是先收缩后扩张的通道。在收缩段，外界的超声速空气流减速增压，进气道的收缩比与工作马赫数相关；在扩张段，通过一系列斜激波匹配燃烧室内的压力，进气通道出口一般设置为圆形或环形。进气道可以有多种形式，包括外压式、内压式、混压式，其设计方法为空气动力学领域所公知(参见张堃元《高超声速曲面压缩进气道及其反设计》)。

所述燃烧室包括燃烧室外壁和燃烧室内壁，燃烧室外壁为筒体，燃烧室内壁为设置在燃烧室外壁内部中心的中心筒体，燃烧室外壁和燃烧室内壁为燃烧空间，在燃烧空间的前段，布置有燃油喷注器和火焰稳定器。燃油喷注器的作用是把燃油雾化为小液滴并尽量均匀地与空气混合，可以采用压力雾化喷注器、旋流式空气雾化喷注器等；火焰稳定器的作用是建立一个低速区，确保燃油和空气的混合物能够可靠地被点燃并持续稳定地燃烧。

所述塞式喷管包括塞式喷管外壁和塞式喷管内壁，塞式喷管外壁为筒体，塞式喷管内壁为设置在塞式喷管外壁中心的中心塞锥，所述塞式喷管内壁分为三段，依次为与燃烧室内壁连接的直线段、中部的压缩段和后端的扩张段，其中塞式喷管内壁其扩张段的前段在塞式喷管外壁内，扩张段的后段伸出塞式喷管外壁之外。进一步地，塞式喷管内壁其收缩段型面由移轴维托辛斯基曲线确定。塞式喷管外壁和塞式喷管内壁之间间距最小处对应的最小流通截面的等效直径d_t由全范围的最小流通能力确定，即：

其中R分别是燃气的质量流量和气体常数，Γ为常数，p_c、T_c分别为燃烧室内的压力和温度。

进一步地，本发明燃烧室内壁直径要避免空气和燃气堵塞，根据确定，其中d_ci为燃烧室内壁直径，d_ce为燃烧室外壁直径，λ为面积收缩系数，一般取1.5～2.5，优选为2；燃烧室长度既要保证燃油的充分燃烧，又要尽可能较短以降低总的热流。

与现有方法相比，本发明具有的优点和有益效果包括：

本发明克服了传统冲压发动机采用钟形喷管在背压过高时，喷管后段会出现气流分离，造成推力损失的缺陷。本发明在冲压发动机中采用塞式喷管，而塞式喷管通过燃气压力与被压的自动匹配，无论在背压高还是低时，壁面上的气流都不会分离，从而具有在宽范围下高性能工作的特点。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为传统钟形喷管在背压高时出现气流分离的示意图。

图3为本发明的塞式喷管在设计点和高背压时均不会出现气流分离的效果图。

图中标号：

1、超声速来流；

2、进气道；

3、燃油喷注器；

4、火焰稳定器；

5、燃烧室；

6、塞式喷管外壁；

7、塞式喷管内壁；

8、进气道内壁；

9、进气道外壁；

10、燃烧室内壁；

11、燃烧室外壁。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

参照图2，图2为传统钟形喷管在背压高时出现气流分离的示意图，传统冲压发动机采用钟形喷管在背压过高时，喷管后段会出现气流分离，造成推力损失。

参照图1，本实施例提供一种采用塞式喷管的冲压发动机，顺着超声速来流1的方向，依次包括进气道2、燃烧室5和塞式喷管。燃烧室5位于进气道2之后，燃烧5室末端连接有塞式喷管。

进气道2中的进气通道是先收缩再扩张的通道。在收缩段，外界的超声速空气流减速增压，进气道的收缩比与工作马赫数相关。在扩张段，通过一系列斜激波匹配燃烧室内的压力，进气道出口一般设置为圆形或环形。进气道可以有多种形式，包括外压式、内压式、混压式，其设计方法为空气动力学领域所公知(参见张堃元《高超声速曲面压缩进气道及其反设计》)。

参照图1，本实施例中所述进气道2包括进气道外壁9和进气道内壁8。进气道外壁9为筒体，本实施例为圆柱形筒体，在实际应用中也可以是圆弧旋成体。进气道内壁8为设置在进气道外壁9内部中心的中心锥体，进气道外壁9和进气道内壁8之间为进气通道。

所述进气道内壁8包括收缩段和扩展段，所述进气通道前段对应的进气道内壁为收缩段，进气通道后段对应的进气道内壁为扩张段。如图1所示，进气道内壁收缩段的前段伸出进气道外壁9之外，进气道内壁收缩段的后段在进气道外壁内。

燃烧室5位于进气道2之后，通过法兰与进气道2连接。本实施例中燃烧室5的燃烧空间为环形，气流不用转到中心去，一是使得总压损失更小，二是中部的燃烧室内壁10为中空结构，其内部腔体可以用作设备空间，这样有利于紧凑布局。所述燃烧室5包括燃烧室外壁11和燃烧室内壁10。燃烧室外壁11为筒体，本实施例为圆柱形筒体，在实际应用中也可以是圆弧旋成体。燃烧室内壁10为设置在燃烧室外壁11内部中心的中心筒体，燃烧室外壁11和燃烧室内壁12为燃烧空间。在燃烧空间的前段，布置有燃油喷注器3和火焰稳定器4。燃油喷注器3的作用是把燃油雾化为小液滴并尽量均匀地与空气混合，可以采用压力雾化喷注器、旋流式空气雾化喷注器等。火焰稳定器4的作用是建立一个低速区，确保燃油和空气的混合物能够可靠地被点燃并持续稳定地燃烧。

燃烧室外壁的内径根据设计需求给定。燃烧室内壁直径要确保空气和燃气不至于堵塞，根据确定，其中d_ci为燃烧室内壁直径，d_ce为燃烧室外壁直径，λ为面积收缩系数，一般取1.5～2.5，优选为2；燃烧室长度既要保证燃油的充分燃烧，又要保证较短以降低总的热流，一般选取为0.8～1.6米，具体燃烧室长度与燃油喷注器结构、火焰稳定器结构、弹体直径等相关。

塞式喷管与燃烧室后端通过法兰连接。所述塞式喷管包括塞式喷管外壁6和塞式喷管内壁7，塞式喷管外壁6为筒体，本实施例为圆柱形筒体，在实际应用中也可以是圆弧旋成体。塞式喷管内壁7为设置在塞式喷管外壁中心的中心塞锥。所述塞式喷管内壁7分为三段，依次为与燃烧室内壁12连接的直线段、中部的压缩段和后端的扩张段，其中扩张段的前段在塞式喷管外壁6内，扩张段的后段伸出塞式喷管外壁6之外。进一步地塞式喷管内壁其收缩段型面由移轴维托辛斯基曲线确定。塞式喷管外壁和塞式喷管内壁之间间距最小处对应的最小流通截面的等效直径d_t由全范围的最小流通能力确定，即：其中R是燃气的质量流量和气体常数，p_c,T_c为燃烧室内的压力和温度。

冲压发动机工作时要承受很高温度，其进气道、燃烧室以及塞式喷管均应采用耐高温材料，耐高温材料包括但不限于难熔金属材料、C/SiC类陶瓷基复合材料、高硅氧类烧蚀材料。

对于应用于导弹的冲压发动机，塞式喷管一般为轴对称构型；对于应用于飞机的冲压发动机，塞式喷管前段一般为轴对称构型，后段则逐渐转为方形，以与飞机后体进行一体化设计。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。