阅读说明：本技术 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法 (Wide-speed-range ramjet engine combustion chamber and working method thereof ) 是由 陈方 路頔 刘洪� 于 2019-09-25 设计创作，主要内容包括：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。(The invention provides a wide-speed-range ramjet engine combustion chamber and a working method thereof, wherein the combustion chamber comprises an air inlet connecting section (1), a forward-inclined concave cavity combustion chamber (2) and a tail nozzle (3); the air inlet connecting section (1), the forward-inclined concave cavity combustion chamber (2) and the tail spray pipe (3) are sequentially arranged; the air inlet connecting section (1) is a bridging component for connecting an outlet of the variable supersonic speed air inlet and an inlet of the combustion chamber; the area of the anteverted concave cavity combustion chamber (2) is larger than that of the air passage air inlet connecting section (1); the structure formed by combining and installing the air inlet connecting section (1), the forward-inclined concave cavity combustion chamber (2) and the tail nozzle (3) is symmetrical relative to a central plane; or rotationally symmetric with respect to the central axis.)

宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法

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；

所述前倾凹腔燃烧室的面积大于气道进气道连接段；

所述进气道连接段、前倾凹腔燃烧室以及尾喷管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。

优选地，所述进气道连接段上设置有第一级燃料喷注系统；所述第一级燃料喷注系统在设定的飞行马赫数范围内，平行于来流空气喷注燃料进行工作。

优选地，所述前倾凹腔燃烧室的壁面处设置有第二级燃料喷注系统和电点火器；所述第二级燃料喷注系统在设定的飞行马赫数范围内，通过横向射流或是斜向射流，进行燃料喷注。

优选地，所述尾喷管为一段尾喷管，包括喉道位置；所述喉道位置能够通过机械控制实现可变喉道，对不同飞行马赫数流量进行匹配控制。

优选地，所述前倾凹腔燃烧室的最大横截面积4-5倍于所述前倾凹腔燃烧室的入口横截面积。

优选地，所述喉道位置的面积能够通过支板转轴方式进行调节，以匹配不同工况下的气流。

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；

所述前倾凹腔燃烧室的面积大于气道进气道连接段；

所述进气道连接段、前倾凹腔燃烧室以及尾喷管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；

所述进气道连接段上设置有第一级燃料喷注系统；所述第一级燃料喷注系统在设定的飞行马赫数范围内，平行于来流空气喷注燃料进行工作；

所述前倾凹腔燃烧室的壁面处设置有第二级燃料喷注系统和电点火器；所述第二级燃料喷注系统在设定的飞行马赫数范围内，通过横向射流或是斜向射流，进行燃料喷注；

所述尾喷管为一段尾喷管，包括喉道位置；所述喉道位置能够通过机械控制实现可变喉道，对不同飞行马赫数流量进行匹配控制；

所述前倾凹腔燃烧室的最大横截面积4-5倍于所述前倾凹腔燃烧室的入口横截面积；

所述喉道位置的面积能够通过支板转轴方式进行调节，以匹配不同工况下的气流。

根据本发明提供的一种宽速域冲压发动机燃烧室工作方法，利用权利要求1至7中任一项所述的宽速域冲压发动机燃烧室，包括低速工作步骤；

低速工作步骤：在于低飞行马赫数2.5-4时，燃烧室进口形成超声速欠膨胀自由射流，此时关闭第一级燃料喷注系统，开启第二级燃料喷注系统，并启用电点火器进行燃料的强迫点火，使燃料在低速凹腔中稳定燃烧。

优选地，所述宽速域冲压发动机燃烧室工作方法还包括中速工作步骤；

中速工作步骤：在中高飞行马赫数4-6时，燃烧室进口形成超声速自由射流势流核心区，此时关闭电点火器，主要采用第一级燃料喷注系统进行喷注燃料，第二级燃料喷注系统进行辅助喷注燃料，在大型凹腔内形成稳定燃烧。

优选地，所述宽速域冲压发动机燃烧室工作方法还包括高速工作步骤；

高速工作步骤：在更高飞行马赫数6以上时，燃烧室进口形成超声速过膨胀自由射流，此时关闭第二级燃料喷注系统，主要采用第一级燃料喷注系统进行喷注燃料，燃烧主要发生在核心区，转变为波系稳定形式。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供的宽速域冲压发动机燃烧室，具有可靠性高、泛用性强的优点；

2、本发明通过在低超声速(马赫数2.5-4)情况下，利用超声速欠膨胀自由射流特性，在燃烧室的大型凹腔回流区内进行燃料喷射和强迫点火，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，通过回流区的减速和点火器的辅助，为提供可靠点火和稳定火焰。

3、本发明在中高超声速(马赫数4-8)情况下，通过利用超声速自由射流核心区的特性，只需调节尾喷管喉道的大小，而无需调节燃烧室的几何结构，降低了燃烧室结构设计的难度，同时也更利于不同燃烧模态之间的平滑过渡。

4、本发明借助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，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。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1给出本发明宽速域冲压发动机燃烧室结构布置示意图(1/4切面图)。

图2给出了本发明的一种平面对称型设计方案轴测图。

图3给出了本发明的一种旋转轴对称型设计方案轴测图。

图4为本发明宽速域冲压发动机燃烧室工作模式示意图。

图5给出了飞行马赫数5和6条件下的数值仿真产物水组分结果。

图6给出了飞行马赫数8条件下，有无凹腔壁面热流对比。

图中示出：

进气道连接段1

前倾凹腔燃烧室2

尾喷管3

第一级燃料喷注系统4

第二级燃料喷注系统5

电点火器6

喉道位置7

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

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；

具体地，所述进气道连接段1上设置有第一级燃料喷注系统4；所述第一级燃料喷注系统4在设定的飞行马赫数范围内，平行于来流空气喷注燃料进行工作；所述前倾凹腔燃烧室2的壁面处设置有第二级燃料喷注系统5和电点火器6；所述第二级燃料喷注系统5在设定的飞行马赫数范围内，通过横向射流或是斜向射流，进行燃料喷注；所述尾喷管3为一段尾喷管，包括喉道位置7；所述喉道位置7能够通过机械控制实现可变喉道，对不同飞行马赫数流量进行匹配控制；所述前倾凹腔燃烧室2的最大横截面积4-5倍于所述前倾凹腔燃烧室2的入口横截面积；所述喉道位置7的面积能够通过支板转轴方式进行调节，以匹配不同工况下的气流。

根据本发明提供的一种宽速域冲压发动机燃烧室工作方法，利用权利要求1至7中任一项所述的宽速域冲压发动机燃烧室，包括低速工作步骤；

低速工作步骤：在于低飞行马赫数2.5-4时，燃烧室进口形成超声速欠膨胀自由射流，此时关闭第一级燃料喷注系统4，开启第二级燃料喷注系统5，并启用电点火器6进行燃料的强迫点火，使燃料在低速凹腔中稳定燃烧。

所述宽速域冲压发动机燃烧室工作方法还包括中速工作步骤；

中速工作步骤：在中高飞行马赫数4-6时，燃烧室进口形成超声速自由射流势流核心区，此时关闭电点火器6，主要采用第一级燃料喷注系统4进行喷注燃料，第二级燃料喷注系统5进行辅助喷注燃料，在大型凹腔内形成稳定燃烧。

所述宽速域冲压发动机燃烧室工作方法还包括高速工作步骤；

高速工作步骤：在更高飞行马赫数6以上时，燃烧室进口形成超声速过膨胀自由射流，此时关闭第二级燃料喷注系统5，主要采用第一级燃料喷注系统4进行喷注燃料，燃烧主要发生在核心区，转变为波系稳定形式。

更具体地，本发明优选例提供的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，燃烧室结构包含中心燃料射流、前倾凹腔燃烧室2和尾喷管3。工作模式上，其特征在于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。本发明通过上述的自由射流和释热分布耦合控制技术，分别实现在低飞行速度下促进点火，高速下提供火焰稳定和更高速度下的降低发动机壁面热防护难度的作用。由此设计的宽速域冲压发动机燃烧室系统，能够在飞行马赫数2.5以上的范围内进行宽速域的工作，在组合循环推进系统燃烧室相关设计与应用领域具有一定价值。

本发明优选例提供的一种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，其几何特征在于进气道连接段1、前倾凹腔燃烧室2、尾喷管3，整体结构按照中心轴对称(包括平面对称、旋转对称两种设计方式)。

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，同时起到隔离段的作用。进气道连接段1布置有第一级燃料喷注系统4，上述燃料喷注系统，在高飞行马赫数下，平行于来流空气喷注燃料进行工作。

所述前倾凹腔燃烧室2为一个大型凹腔燃烧室，其面积约为连接段面积4-5倍，以容纳亚声速与超声速的气流燃烧。在前倾凹腔燃烧室2的壁面处，布置第二级燃料喷注系统5，电点火器6上述燃料喷注系统主要在低马赫数情况下，通过横向射流或是斜向射流，进行燃料喷注。

所述尾喷管3为一段尾喷管，喉道位置7可以通过机械控制实现可变喉道，对不同飞行马赫数流量进行匹配控制。

物理上，前倾凹腔燃烧室2、尾喷管、两组喷注系统分别位于连接段和凹腔型燃烧室内部。

工作模式上，其特征在于通过燃烧室进口自由射流和释热分布之间的耦合，控制低飞行马赫数到高飞行马赫数下的燃烧组织形式，来实现冲压发动机燃烧室的宽速域工作。

具体的在于低飞行马赫数2.5-4时，燃烧室进口形成超声速欠膨胀自由射流，此时关闭第一级燃料喷注系统4，开启第二级燃料喷注系统5，并启用电点火器6进行燃料的强迫点火，使燃料在低速凹腔中稳定燃烧。在中高飞行马赫数4-6时，燃烧室进口形成超声速自由射流势流核心区，此时关闭电点火器6，主要采用第一级燃料喷注系统4进行喷注燃料，第二级燃料喷注系统5进行辅助喷注燃料，在大型凹腔内形成稳定燃烧。在更高飞行马赫数6以上时，燃烧室进口形成超声速过膨胀自由射流，此时关闭第二级燃料喷注系统5，主要采用第一级燃料喷注系统4进行喷注燃料，燃烧主要发生在核心区，转变为波系稳定形式，而且前倾凹腔燃烧室2起到了降低燃烧室壁面的防热要求。

为解决现有技术问题，本发明提供一种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，采用中心燃料射流、前倾凹腔燃烧室2和尾喷管3的组合，有效解决传统双模态工作范围窄的问题，拓宽了发动机的速域工作范围，提供了组合发动机可选部件。

本发明优选的技术解决方案如下：

一种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，其特点在于通过燃烧室进口自由射流和释热分布之间的耦合，控制低飞行马赫数到高飞行马赫数下的燃烧组织形式，来实现冲压发动机燃烧室的宽速域工作。

所述燃烧室几何特征在于前壁倾斜形成大型凹腔，横截面积大，最大横截面积约4-5倍于燃烧室进口面积。在不同来流条件下，燃烧室进口将形成不同自由射流形式，实现流场结构的自适应调节。

所述燃料分布式供油系统通过前后两套燃料喷注设备进行实现，第一套燃料喷注设备布置于燃烧室连接段内，第二套燃料喷注设备布置与燃烧室的凹腔内。根据不同来流条件和自由射流形式，采取不同喷油方式以控制燃烧组织形式。

所述燃烧室与尾喷管设计为一体式结构，喉道面积可以采用支板转轴方式进行调节，以匹配不同工况下的气流。

下面，参考附图，对本发明提供的宽速域冲压发动机燃烧室进行详细说明。

图1，2，3分别了给出宽速域冲压发动机燃烧室结构布置示意图，和在平面对称和旋转轴对称下的两种实施方式的设计方案轴测图，主要包括进气道连接段1、前壁倾斜凹腔型燃烧室2、尾喷管3、第一级燃料喷注系统4、第二级燃料喷注系统5，电点火器6。

所述的进气道连接段1直接连接了可变几何进气道和燃烧室部件，起到一定抗反压的作用，将燃烧的产生的背压效应与进气道隔离，使进气道能够在较大范围内正常工作。

所述前倾凹腔燃烧室2与尾喷管3作为主要的核心部件，前壁倾斜，通过选择合适角度形成不同自由射流形式，从而构成在超声速自由射流核心区中进行燃烧的有利条件，调节尾喷管的可变喉道则是满足不同工况下的流量调节需求。

所述的两套燃料喷注系统4、5分别位于进气道连接段1和燃烧室2内，同时在燃烧室2内布置有点火器7，分别在不同模式下工作提供支持。

具体的工作模式，如图4，分别给出了随着飞行马赫数提高的工作状况和模式转变。具体的在初始低速状态下，即飞行马赫数2.5-4，通过第二套燃料喷注系统5进行燃料供给，并通过点火器7进行辅助点火，从而在低速情况下将火焰的点火稳定在燃烧室凹腔内进行。在相对较高的飞行速度下，即飞行马赫数4-6，通过第一套燃料喷注系统6进行燃料供给，此时无需点火器7的作用即可实现凹腔内的稳定火焰。同时随着速度提高，即飞行马赫数6-8，模式逐渐转变为由前倾燃烧室进口过膨胀诱发的激波对火焰进行稳定的模式，并在核心流中进行火焰的燃烧和稳定，这一模式将保持到更高的马赫数，如飞行马赫数8。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

(1)通过在低超声速(马赫数2.5-4)情况下，利用超声速欠膨胀自由射流特性，在燃烧室的大型凹腔回流区内进行燃料喷射和强迫点火，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，通过回流区的减速和点火器的辅助，为提供可靠点火和稳定火焰。

(2)在中高超声速(马赫数4-8)情况下，通过利用超声速自由射流核心区的特性，只需调节尾喷管喉道的大小，而无需调节燃烧室的几何结构，降低了燃烧室结构设计的难度，同时也更利于不同燃烧模态之间的平滑过渡。

(3)最后借助，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，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。

具体的本发明，通过一定的数值仿真实验佐证了上述结论见图5，6。图5中，在给定燃烧室几何不变的条件下，随着飞行马赫数从5增加至6，燃烧模式自然地从凹腔稳定转变为了激波稳定。图6中给出了，飞行马赫数8时，高温燃气流过有凹腔燃烧室和无凹腔燃烧室的壁面热流，明显的发现凹腔燃烧室使壁面热流大幅减少，降低了壁面防热方案的设计难度。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。