阅读说明：本技术 一种燃烧室的点火、稳燃结构 (Ignition and stable combustion structure of combustion chamber ) 是由 李光熙 张玫 刘昊 张蒙正 刘晓伟 豆飞龙 路媛媛 于 2019-11-07 设计创作，主要内容包括：本发明涉及高超声速飞行器动力系统燃烧室技术领域,公开了一种燃烧室的点火、稳燃结构,包括设置在支板上的凹腔,在凹腔的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元,自燃推进剂喷注单元包括在凹腔的壁面上设置的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔,氧化剂喷注孔与燃料喷注孔的喷射角度呈夹角β,通过氧化剂喷注孔向凹腔内喷射氧化剂,通过燃料喷注孔向凹腔内喷射点火用推进剂,通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气,不仅可以实现RBCC燃烧室的点火,而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定,同时,将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器,简化了燃烧室结构,降低了热防护难度。(The invention relates to the technical field of combustion chambers of power systems of hypersonic aircrafts, and discloses an ignition and stable combustion structure of a combustion chamber, which comprises a concave cavity arranged on a support plate, wherein the wall surface of the concave cavity is provided with at least one spontaneous combustion propellant injection unit, the spontaneous combustion propellant injection unit comprises an oxidant injection hole and a fuel injection hole which are arranged on the wall surface of the concave cavity, the injection angle between the oxidant injection hole and the fuel injection hole is β, oxidant is injected into the concave cavity through the oxidant injection hole, propellant for ignition is injected into the concave cavity through the fuel injection hole, and high-temperature fuel gas generated by combustion after the spontaneous combustion propellant impacts is used, so that the ignition of an RBCC combustion chamber can be realized, the high-temperature fuel gas can be used as guide flame to keep the flame stability of the combustion chamber under extreme and severe working conditions of a flight state, and an igniter is not required to be arranged independently due to the integrated design of the concave cavity, the structure of the combustion chamber is.)

一种燃烧室的点火、稳燃结构

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器动力系统燃烧室技术领域，尤其是一种燃烧室点火、稳燃结构。

背景技术

高效能的Ma0～8宽范围火箭基组合循环(RBCC)发动机是可重复使用航天运输系统动力的重要发展方向，而Ma0～8宽范围冲压燃烧室是RBCC发动机的核心部件。Ma0～8宽范围内冲压燃烧室可靠点火、火焰稳定和高效燃烧组织技术是RBCC的核心关键技术。研究表明，在Ma4～7范围内的其中2至3个工作马赫数变化范围内，RBCC冲压燃烧室采用在支板+凹腔的火焰稳定结构，辅以火箭燃气气动稳焰，实现了较好的点火和稳焰效果。如公告号为CN105180211B专利中公开了一种具有凹腔火焰稳定器的燃烧室及超燃冲压发动机，在燃烧室中设有从火焰稳定凹腔的后缘向下游引气的引气通道，将燃烧时在凹腔内部产生的高温高压燃气引致凹腔下游位置。

但在Ma0～8范围内，低速段燃烧室入口来流温度低、压力低，点火和火焰稳定困难，支板+凹腔的火焰稳定结构难以实现宽范围的可靠点火和火焰稳定。若采用火箭燃气气动稳焰，为保证发动机的比冲性能，需要设计工况深度可调的火箭发动机，大大增加了发动机的设计难度和技术风险。

发明内容

本发明解决的技术问题是：提供一种燃烧室的点火、稳燃结构，可以实现推进剂连续供应，实现凹腔内的持续点火和火焰稳定，保证宽范围燃烧室高效稳定燃烧，以及极端、恶劣工况下的可靠工作，避免了采用火箭推力室热燃气气动稳焰带来的火箭推力室必须大范围变工况的设计难题。

本发明的技术解决方案是：一种燃烧室的点火、稳燃结构，包括设置在燃烧室上的凹腔，在凹腔的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元，自燃推进剂喷注单元包括在凹腔的壁面上设置的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔，氧化剂喷注孔与燃料喷注孔的喷射角度呈夹角β，通过氧化剂喷注孔向凹腔内喷射氧化剂，通过燃料喷注孔向凹腔内喷射点火用推进剂。

本发明的原理：将液体自燃推进剂喷注单元直接设置在凹腔的壁面，且利用自燃推进剂撞击后燃烧的特点，将自燃推进剂与氧化剂的喷射形式设计成直流互击式，通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气，不仅可以实现RBCC燃烧室的点火，而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定。同时，将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。

进一步地，夹角β的值为50°～80°，保证从燃料喷注孔喷出的自燃推进剂能够被氧化剂喷注孔喷出的氧化剂撞击并燃烧。

进一步地，点火用推进剂为自燃肼类，氧化剂为硝基氧化剂。

进一步地，燃烧室的点火能量Q根据燃烧室的总热容选取。

进一步地，点火用推进剂的流量根据燃烧室的点火能量Q要求确定。

进一步地，自燃推进剂喷注单元的结构形式和数量根据点火用推进剂的流量确定。

进一步地，氧化剂喷注孔和燃料喷注孔的孔径根据点火用推进剂的流量确定。

本发明与现有技术相比优点是：

(1)在凹腔内设置液体自燃推进剂喷注单元，这种设计能够依据燃烧室的工作需要进行短时点火或者在飞行状态极端、恶劣工况下长时间工作时作为引导火焰保持火焰稳定，从而实现Ma0～8的RBCC燃烧室宽范围可靠工作。

(2)同时，由于将凹腔和点火器一体化设计，大大降低了采用火箭推力室热燃气气动稳焰带来的火箭推力室必须大范围变工况的设计难度。

(3)将凹腔和点火器一体化设计，不需要专门单独设计RBCC燃烧室的点火装置，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。

附图说明

图1是本发明的点火及稳燃结构的示意图；

图2是图1的A部分的局部放大图。

附图标记：1-凹腔，2-氧化剂喷注孔，3-燃料喷注孔，4-氧化剂供应通道，5-燃料供应通道，6-凹槽，L-凹腔的长度，D-凹腔的深度，α-凹腔的后缘角，β-自燃推进剂与氧化剂的撞击角度，do-氧化剂喷注孔的孔径，df-燃料喷注孔的孔径。

具体实施方式

本发明将液体自燃推进剂组合喷注单元直接设置在凹腔的壁面，且利用自燃推进剂撞击后燃烧的特点，将自燃推进剂与氧化剂的喷射形式设计成直流互击式，通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气，不仅可以实现RBCC燃烧室的点火，而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定。同时，将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。

具体的，如图1、2所示，本发明的一种燃烧室的点火、稳燃结构，包括设置在支板上的凹腔1，在凹腔1的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元，自燃推进剂喷注单元包括在凹腔1的壁面上设置的氧化剂喷注孔2和燃料喷注孔3，氧化剂喷注孔2与燃料喷注孔3的喷射角度呈夹角β；自燃推进剂喷注单元的结构形式和数量根据点火用推进剂的流量确定；具体的，氧化剂喷注孔2与燃料喷注孔3分别与氧化剂供应通道4、燃料供应通道5连通，氧化剂供应通道4与燃料供应通道5平行设置，有利于加工，在凹腔1壁面上设置有凹槽6，用于氧化剂喷注孔和燃料喷注孔加工定位，氧化剂喷注孔2与燃料喷注孔3的轴线的相交处与该凹槽6的中心重合，通过氧化剂喷注孔2向凹腔1内喷射氧化剂，通过燃料喷注孔3向凹腔1内喷射点火用燃料，具体的，点火用燃料为自燃肼类，氧化剂为硝基氧化剂；氧化剂喷注孔2和燃料喷注孔3的孔径根据点火用推进剂的流量确定，而点火用推进剂的流量根据燃烧室的点火能量Q要求确定，燃烧室的点火能量Q根据燃烧室的总热容选取。

具体的，为了保证从燃料喷注孔3喷出的自燃推进剂能够被氧化剂喷注孔2喷出的氧化剂撞击并燃烧，夹角β的值为50°～80°，实际上β就是氧化剂喷注孔2的轴线与燃料喷注孔3的轴线的夹角，该夹角β即自燃推进剂与氧化剂的撞击角度。

实施例1

以烧室入口空气流量为4.5kg/s、总温为1600K、静压为0.045MPa、速度为Ma3.2为例，凹腔深度D为30mm，长深比L/D为7.0，凹腔的后缘角α为40°的点火稳火结构的设计步骤如下：

(1)根据燃烧室入口空气流量、温度、压力、速度，确定燃烧室的点火能量Q为0.3MW。

(2)RBCC发动机火箭推力室的推进剂为四氧化二氮和无水肼，确定点火用自燃推进剂为四氧化二氮和无水肼。

(3)根据燃烧室的点火能量Q，确定自燃推进剂的流量，具体的四氧化二氮流量为22.62g/s，无水肼的流量50.28g/s。

(4)根据自燃推进剂的流量，确定喷注器采用工艺简单的直流互击形式，即从氧化剂喷注孔2喷射的氧化剂与从燃料喷注孔3喷射的燃料的撞击角度为β设置，自燃推进剂喷注单元设计为6对，即按照上述的结构设置6对氧化剂喷注孔和燃料喷注孔。

(5)根据自燃推进剂的流量，确定氧化剂喷注孔和燃料喷注孔的直径，具体的氧化剂喷注孔的孔径do＝0.35mm，燃料喷注孔的孔径df＝0.35mm。

(6)根据推进剂流束的破裂和雾化，选择撞击角度β＝75°。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。