阅读说明：本技术 采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机 (Scramjet engine and runner structure adopting central combustion ) 是由 谢宗齐 尹志仁 汪颖 向安定 邵文清 于鹏 张原实 张聪 石峰 梁磊 于 2019-10-30 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机,流道构型设计包括：支板喷注器、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道和燃烧室流道,其中,所述支板喷注器设置在所述燃烧室流道内,所述支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合,且沿所述支板喷注器轴线方向,所述支板喷注器横截面呈环形形状。本发明方案能够解决现有超燃冲压发动机流道方案无法兼顾低热防护难度和高空气利用率的技术问题。(The invention provides a flow channel structure of a scramjet engine adopting central combustion and a scramjet engine, wherein the flow channel structure design comprises the following steps: the support plate injector is arranged in the combustion chamber channel, the axis of the support plate injector is overlapped with the axis of the combustion chamber channel, and the cross section of the support plate injector is in an annular shape along the axis direction of the support plate injector. The technical problem that the existing flow passage scheme of the scramjet engine cannot give consideration to both low heat protection difficulty and high air utilization rate can be solved.)

采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机

技术领域

本发明涉及超燃冲压发动机技术领域，尤其涉及一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机。

背景技术

超燃冲压发动机是未来临近空间飞行器的主要候选动力之一，也是临近空间及空天飞行用组合发动机的重要组成部分，上世纪中期以来，国内外就开展了各种超燃冲压发动机流道方案设计，无论发动机流道截面为矩形还是圆形，燃料喷注及火焰稳定器通常包括布置于壁面的凹腔、台阶或斜坡以及固定于壁面而***流道的支板。采用凹腔、支板或斜坡等结构时，会使得燃烧主要发生在壁面附近，导致发动机壁面热防护难度很大，对于燃烧室高度较高或直径较大的中大型发动机，这些结构均无法保证流道中心区域的空气有效参与燃烧，影响了发动机性能；支板虽然可以增加燃料在流道中的分布范围，以提高流道中心区域的空气利用率，但其燃料横向穿透度有限，在支板数量有限的情况下，依然很难提高横向空气的利用率，而实际发动机中支板的数量显然是非常有限的；即使采用上述燃料喷注及火焰稳定器的组合，也无法同时降低发动机壁面热防护难度并确保来流空气充分参与燃烧。

上述超燃冲压发动机流道方案均存在壁面热防护难度大，燃料分布范围不够等缺点，尤其对于较大尺度的发动机，燃料分布范围不够更是导致大量来流空气无法在有限的燃烧室长度内参与燃烧。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机，能够解决现有超燃冲压发动机流道方案无法兼顾低热防护难度和高空气利用率的技术问题。

本发明技术解决方案如下：

根据一方面，提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型，包括：支板喷注器、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道和燃烧室流道，其中，所述支板喷注器设置在所述燃烧室流道内，所述支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合，且沿所述支板喷注器轴线方向，所述支板喷注器横截面呈环形形状。

进一步地，所述支板喷注器靠近燃烧室流道入口位置设置。

进一步地，所述支板喷注器顺来流方向包括光滑过渡连接的锥形筒段和圆柱筒段，其中，所述锥形筒段的壁厚顺来流方向逐渐增加直至与圆柱筒段壁厚相等。

进一步地，所述燃烧室流道为轴对称构型，且所述燃烧室流道壁面内侧光滑无凹腔。

进一步地，所述燃烧室流道沿燃烧室流道轴线方向的横截面为圆形，且所述横截面的面积从入口截面到出口截面以一定的变化规律逐渐增加。

进一步地，所述支板喷注器周向通过若干支杆与燃烧室流道壁面内侧连接。

进一步地，所述支板喷注器外侧面上布置有助燃结构，所述助燃结构用于提高燃烧性能。

进一步地，所述助燃结构包括凹腔、台阶、凸台、斜坡中的至少一种。

进一步地，所述进气流道由进气流道内壁面和进气流道外壁面构成，所述进气流道外壁面与燃烧室流道壁面光滑过渡连接，所述进气流道内壁面沿来流方向逐渐向燃烧室流道入口截面收紧，且使得进气流道出口截面和燃烧室流道入口截面平齐。

根据另一方面，提供一种超燃冲压发动机，该超燃冲压发动机流道采用上述的流道构型。

应用上述技术方案，通过设置支板喷注器位于燃烧室流道内部且支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合(即支板喷注器不直接设置在燃烧室流道内壁上)，可使得燃烧核心区域远离燃烧室流道壁面，同时设置沿所述支板喷注器轴线方向支板喷注器横截面呈环形，即利用环形结构支板喷注器的分区作用，将高马赫数气流分成两股，超音速气流流经环形结构支板喷注器的区域时，会形成一系列压缩波，使波后气流速度降低，从而在环形结构支板喷注器内通道里形成更容易实现点火的低马赫数区域，而环形结构支板喷注器与燃烧室流道内壁面间的气流仍然维持主流速度，通过在环形结构支板喷注器内通道的点火，利用中心燃烧模式，引燃气流速度较低的亚燃区，再通过亚燃区的燃烧来加热并引燃超燃区，从而在整个燃烧室内实现高效稳定的燃烧。通过中心区火焰特性的调节，适应来流参数变化，保证扩散燃烧既能充分燃烧，又能使燃烧区远离壁面，可显著降低燃烧室流道壁面热流密度，降低发动机壁面热防护难度。

本发明方案很好的解决了长期困扰超燃冲压发动机热防护难度大、来流空气完全利用难度大、喷注器集成度不够等问题，能够发挥出更优异的发动机性能。本发明可作为近期发动机关键技术攻关和远期中大型飞行器用超燃冲压发动机的流道方案，也可供其他吸气式发动机及组合发动机研究借鉴。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型的结构示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的支板喷注器的剖面示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的采用本发明流道构型的发动机工作时流道对称面温度分布图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的燃烧室出口氧气分布图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、进气流道内壁面；2、进气流道外壁面；3、燃烧室流道壁面；4、支板喷注器；5、进气流道；6、燃烧室流道。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型的结构示意图。

如图1所示，根据本发明实施例提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型，包括：支板喷注器4、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道5和燃烧室流道6，其中，所述支板喷注器4设置在所述燃烧室流道6内，所述支板喷注器4轴线与燃烧室流道6轴线重合，且沿所述支板喷注器4轴线方向，所述支板喷注器4横截面呈环形形状。

本发明实施例中，进气流道5和燃烧室流道6即共同构成了超燃冲压发动机流道。

本发明实施例中，所述的支板喷注器4为轴对称结构。

此外，本领域技术人员应当理解，关于支板喷注器4的具体作用为本领域公知，在此不再详细描述。

举例来讲，本发明实施例中支板喷注器4的位置和结构设计是区别于现有技术的，本发明实施例的支板喷注器4不直接设置在燃烧室流道壁面3的内侧，而是设置在燃烧室流道6内，且支板喷注器4轴线与燃烧室流道6轴线重合，其中该燃烧室流道6轴线即为超燃冲压发动机轴线。而现有技术中，无论发动机流道截面为矩形还是圆形，燃料喷注及火焰稳定器通常包括布置于壁面的凹腔、台阶或斜坡以及固定于壁面而***流道的支板(即支板喷注器4)。采用凹腔、支板或斜坡等结构时，会使得燃烧主要发生在壁面附近，导致发动机壁面热防护难度很大，对于燃烧室高度较高或直径较大的中大型发动机，这些结构均无法保证流道中心区域的空气有效参与燃烧，影响了发动机性能。

本发明的设计原理在于：通过设置支板喷注器4位于燃烧室流道6内部(而非流道壁面上)且支板喷注器4轴线与燃烧室流道6轴线重合，可使得燃烧核心区域远离燃烧室流道壁面3，同时设置沿所述支板喷注器4轴线方向支板喷注器4横截面呈环形，即利用环形结构支板喷注器4的分区作用，将高马赫数气流分成两股，超音速气流流经环形结构支板喷注器4的区域时，会形成一系列压缩波，使波后气流速度降低，从而在环形结构支板喷注器4内通道里形成更容易实现点火的低马赫数区域，而环形结构支板喷注器4与燃烧室流道6内壁面间的气流仍然维持主流速度，通过在环形结构支板喷注器4内通道的点火，利用中心燃烧模式，引燃气流速度较低的亚燃区，再通过亚燃区的燃烧来加热并引燃超燃区，从而在整个燃烧室内实现高效稳定的燃烧。通过中心区火焰特性的调节，适应来流参数变化，保证扩散燃烧既能充分燃烧，又能使燃烧区远离壁面，可显著降低燃烧室流道壁面3热流密度，降低发动机壁面热防护难度。

应用上述配置方式，通过对支板喷注器4的位置和结构进行改进，很好的解决了长期困扰超燃冲压发动机热防护难度大、来流空气完全利用难度大、喷注器集成度不够等问题，发挥出更优异的发动机性能，该实施例方案可作为近期发动机关键技术攻关和远期中大型飞行器用超燃冲压发动机的流道方案，也可供其他吸气式发动机及组合发动机研究借鉴。

进一步地，在本发明中，为了进一步提高发动机性能，所述支板喷注器4靠近燃烧室流道6入口位置设置。

应用此种配置方式，将支板喷注器4靠近燃烧室流道6入口位置设置，可确保来流空气在径向与燃料充分掺混，提高了空气的利用率，进而提高发动机推力。

进一步地，在本发明中，如图1-2所示，为了进一步提高发动机性能，所述支板喷注器4顺来流方向包括光滑过渡连接的锥形筒段和圆柱筒段，其中，所述锥形筒段的壁厚顺来流方向逐渐增加直至与圆柱筒段壁厚相等。

应用此种配置方式，将所述支板喷注器4设计为锥-柱组合的环形结构，前端为锥形，后端为圆柱形，且锥形段壁厚顺来流方向逐渐增加直至与圆柱段壁厚相等，此种环形结构湿周较大，环形结构内外表面均与来流空气接触，使得环形结构与空气接触的湿面积更大，可确保来流空气在周向与燃料充分掺混，提高了空气的利用率，进而提高发动机推力。

进一步地，在本发明中，为了保证燃烧室性能，所述燃烧室流道6为轴对称构型，且所述燃烧室流道壁面3内侧光滑无凹腔。

应用此种配置方式，可保证燃烧室结构强度好、湿润面积小，燃烧室热防护难度降低。

本发明实施例中，优选的，所述燃烧室流道6沿燃烧室流道6轴线方向的横截面为圆形，且所述横截面的面积从入口截面到出口截面以一定的变化规律逐渐增加。

进一步地，作为本发明一种实施例，如图2所示，为了实现所述支板喷注器4设置在燃烧室流道6内，所述支板喷注器4周向通过若干支杆与燃烧室流道壁面3内侧连接。

应用此种配置方式，本发明实施例支板喷注器4为环形结构，本身就具有更好的结构强度，且其通过支杆和圆形燃烧室壁面连接，使得整体结构强度更好。

进一步地，在本发明中，为了进一步提高燃烧性能，所述支板喷注器4外侧面上布置有助燃结构，所述助燃结构用于提高燃烧性能。

优选的，所述助燃结构包括凹腔、台阶、凸台、斜坡中的至少一种。

本发明实施例中，可根据来流状态选择具体的助燃结构。

应用此种配置方式，通过在支板喷注器4外侧面上布置有助燃结构，实现了燃烧性能的进一步提高，且高集成度的支板喷注器4设计也大大简化了发动机喷注稳焰方案的工程实现难度。

进一步地，在本发明中，为了保证发动机性能，所述进气流道5由进气流道内壁面1和进气流道外壁面2构成，所述进气流道外壁面2与燃烧室流道壁面3光滑过渡连接，所述进气流道内壁面1沿来流方向逐渐向燃烧室流道6入口截面收紧，且使得进气流道5出口截面和燃烧室流道6入口截面平齐。

本发明实施例中，所述进气流道内壁面1和进气流道外壁面2之间构成进气流道5，由图1可知，所述进气流道5入口截面远离超燃冲压流道轴线，进气流道5截面沿气流流动方向逐渐靠近超燃冲压发动机流道轴线，即沿流动方向逐渐向燃烧室流道6入口截面收紧，进气流道5出口截面和燃烧室流道6入口截面平齐。

根据本发明另一实施例还提供一种超燃冲压发动机，该超燃冲压发动机流道采用上述的流道构型。

为了对本发明提供的采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型有更进一步了解，下面结合具体实施效果进行说明：

为了实现燃烧组织，在本发明上述实施例发动机流道构型方案的基础上，于支板喷注器4外侧设置凹腔火焰稳定器，经数值仿真，获得发动机流道流场参数分布，流道对称面温度分布参照图3，燃烧室出口氧气分布参照图4。从图中可以看出：支板喷注器4在燃料喷注的基础上，进一步实现了火焰稳定功能，其后燃烧区域开始沿径向逐步扩展到整个燃烧室；燃烧核心高温区域主要集中于流道径向内部，并未接触燃烧室壁面，燃烧壁面温度始终低于流道中心核心高温区，而采用壁面火焰稳定器的超燃冲压发动机流道方案，燃烧核心高温区始终紧靠壁面；同时，进入燃烧室的来流空气首先形成气膜以保护燃烧室壁面，随着燃烧区域的径向扩散，这层气模逐渐参与燃烧，其温度逐渐升高，气模保护的作用逐渐降低，即使如此，大范围的气模保护仍显著降低了燃烧室的壁面热流；在燃烧室出口，上述气模中的空气已完全参与燃烧，即来流空气到达燃烧室出口位置时已全部参与燃烧，来流空气被完全利用参与燃烧以提升发动机推力。本实施实例的数值仿真结果可以看出：本发明采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道方案，燃料喷注及燃烧组织方案简单高效，可显著降低燃烧室的热防护难度，并实现来流空气的充分利用。

综上，本发明实施例提供的采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型，由周向逐步收敛于轴线附近的进气流道5、截面逐渐扩张的燃烧室流道6和位于燃烧室流道6内部的环形支板喷注器4共同构成了超燃冲压发动机流道方案，通过上述设计，本发明可以采用更加简单的燃料喷注及燃烧组织方案；可使得来流空气兼顾气膜冷却和燃烧两种功能，实现对来流空气更加充分的利用；可显著降低发动机壁面热防护难度；此外，本发明实施例燃烧室为轴对称结构，燃烧室结构强度好、质量轻；支板喷注器4为轴对称结构，强度好，可以集成更多的功能以简化发动机喷注和燃烧室组织方案设计。本发明很好的解决了长期困扰超燃冲压发动机热防护难度大、来流空气完全利用难度大、喷注器集成度不够等问题，发挥出更优异的发动机性能。本发明可作为近期发动机关键技术攻关和远期中大型飞行器用超燃冲压发动机的流道方案，也可供其他吸气式发动机及组合发动机研究借鉴。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。