一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法及喷管与流程

本发明属于发动机尾喷管技术领域，具体涉及一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法及适用该方法的非定常环形射流控制喷管。

背景技术：

基于空气动力学的定常喷管设计研究已相对成熟，但针对非定常流的喷管设计却至今未有突破性进展。随着脉冲爆轰发动机(Pulse Detonation Engine，简称PDE)、脉动发动机等非定常发动机的研究与应用，非定常流中的喷管设计成为研究者需要突破的重要技术，研究者需要通过喷管将非定常发动机燃烧室内产生的热能充分地转化为增加发动机推力的动力能。而此类发动机不同于常规发动机，其燃烧室和喷管内流场不稳定，具有非定常性、周期性，因此常规定常喷管的设计理念在这里不再适用，固定尺寸的喷管无法长期工作在最佳膨胀状态下。

脉冲爆轰发动机以脉冲式爆轰波为基础，爆轰波能产生极高的燃气压力和燃气温度，以每秒几千米的速度向未燃混合物传播，爆轰燃烧过程接近等容过程。根据热力学理论知基于等容燃烧的发动机Humphrey循环比基于等压燃烧的发动机Brayton循环具有更高的热循环效率。脉冲爆轰发动机燃烧理论上的优势如何转化为推进性能上的优势至今仍困扰着众多学者，要将高温高压爆轰燃气的热能转化为发动机的推进性能，途径之一就是在其尾部安装合适的喷管。而PDE的温度和压力大跨度特性和非定常特性一直制约着其非定常喷管的设计，至今学者对该发动机喷管的设计还未得出一致的结论，PDE喷管的最佳构型与燃料、填充率、频率、高度、飞行马赫数等工作参数紧密相关。根据相关研究，PDE若采用固定结构喷管，甚至会出现同一类喷管在发动机不同工作状态下对PDE推进性能的影响完全相反的现象。为此开发一种能适应脉冲爆轰发动机的变喷管具有重要的实际意义。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明的目的在于提供一种通过环形射流控制喷管动边界来提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法以及基于该方法的适合脉冲爆轰发动机工作特性的非定常环形射流控制喷管。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法，具体为在脉冲爆轰发动机尾部喷管的扩张段壁面向喷管内部沿喷管轴向方向等间距引入不少于两组与中心流体马赫数差别很大的小股亚音速环形射流，距离喷管喉部最近的一组射流布置在过膨胀现象出现位置之前，即到喷管喉部的距离应小于喉部直径的0.2倍，每组环形射流沿喷管周向均匀布置，射流沿与喷管中心轴线垂直的径向方向进入喷管，所述喷管的喉部面积为喷管喉部达到音速时的临界面积的80％-90％。环形射流对主流控制呈现轴对称型，在主流外侧形成新的控制面，通过环形射流控制喷管动边界，从而根据喷管入口气流的超音速和亚音速状态调节喷管内主流的实际型面和实际出口面积，能够使主流出口的推力合力方向平行于发动机中心轴，使主流实际膨胀比更接近最佳值，以此来提高发动机的推力系数。射流总压设置需要保证：在PDE排气后期喷管内出现过膨胀时，射流开始进入喷管扩张段。

进一步的，本发明还提供了一种基于上述方法的非定常环形射流控制喷管结构，包括收敛段和扩张段，所述扩张段内外壁之间沿喷管轴向设置不少于两组将喷管内部与外部连通的环形射流通孔。详细如下：

一，所述喷管加装在脉冲爆轰发动机尾部，喷管扩张段的型面可设计为钟形型面，以达到通过射流控制后的扩张段主流型面流畅的效果。

喷管喉部面积取比发动机填充进程中最低总压时的最佳喉部面积略小的值，喷管最佳喉部面积即为喷管喉部达到音速时的临界面积值，一般喷管喉部面积取最低总压工况时临界面积的80％-90％，以保证在最低总压工况下该结构火箭式脉冲爆轰发动机(PDRE)喷管喉部为临界流动。

一般喉部面积的计算方式如下：

(1)测得发动机填充时喷管入口的马赫数。或者由填充时气流总压和静压推算喷管入口马赫数，三者关系式为：

式中γ为气流的比热容比，p为填充气流静压，p^*为填充气流总压，M即为喷管入口马赫数。

(2)根据喷管入口马赫数和喷管入口面积推算临界喉部面积，三者关系式为

式中A_cr即为喷管临界喉部面积，A为喷管入口面积，M仍为喷管入口马赫数。

二，在所述扩张段内外壁之间沿喷管轴向设置不少于两组将喷管内部与外部连通的环形射流通孔，所述射流通孔用于引入环形射流，所述射流通孔沿喷管轴线方向等间距设置，环形射流对主流控制呈现轴对称型，控制均匀，能够使主流出口的推力合力方向平行于发动机中心轴。具体射流需要布置在过膨胀出现位置之前，射流位置过于靠后会导致喷管中心轴线上出现亚音速流动小区域团。因此距离喷管喉部最近的第一股射流到喷管喉部的距离应小于喉部直径的0.2倍。射流总压设置需要保证：在PDE排气后期喷管内出现过膨胀时，射流开始进入喷管扩张段。射流总压增加至射流入射压力趋于稳定即可，不能过大，否则导致射流入射马赫数过大。

环形射流通孔有以下两种设置方式：

第一种，每组射流通孔由注流孔、环形通道和出流环孔组成，所述环形通道为扩张段管壁中的环形内腔，所述注流孔为将环形通道与喷管外部连通的圆柱孔，所述出流环孔为连通环形通道与扩张段内壁且沿周向均布的圆柱孔。

进一步的，所述环形通道的截面形状为矩形或圆形，每个环形通道的截面积为该组射流通孔中出流环孔的总截面积的85％-110％。

进一步的，所述注流孔与喷管的中心轴线垂直设置且注流孔的延长线不与出流环孔的外圆相交，每组射流通孔包括不少于三个沿周向均布的注流孔。

进一步的，所述出流环孔沿喷管的径向方向设置，这样能保证环形射流入射角度采用90°入射角，效果更好。出流环孔的直径范围为0.001-0.002m，深度为0.001-0.003m，每组射流通孔中相邻出流环孔的距离为0.002-0.004m。

进一步的，所述每个注流孔中对应插入射流供气管，所述射流供气管由与喷管中心轴线平行和与喷管中心轴线垂直的两段进气直管组成。

第二种，每组射流通孔由周向均布的圆柱形通孔组成，每个圆柱形通孔沿喷管的径向设置，同样保证射流入射角度采用90°入射角，每个圆柱形通孔直径范围为0.001-0.002m，每组射流通孔中相邻圆柱形通孔的距离为0.002-0.004m。每个圆柱形通孔对应插入射流供气管，所述射流供气管由与喷管轴线平行和与喷管轴线垂直的两段进气直管组成。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

本发明通过在传统拉伐尔喷管扩张段壁面特定位置引入与中心主流马赫数相差很大的小股环形亚音速射流，在主流外侧形成新的控制面，达到主流实际型面和出口面积可控的效果。同时由于引入的射流为环形射流，控制均匀，能达到喷管出口气流仍成轴对称型的效果，发动机推力方向沿喷管轴线，使主流实际膨胀比更接近最佳值，有效提高发动机的推力系数，便于推力控制。

附图说明

图1是本发明实施例一喷管的结构示意图。

图2是本发明实施例一喷管扩张段的左视图。

图3是图1中A-A面剖视图。

图4是图1中B-B面剖视图。

图5是图3中C-C面剖视图。

图6是本发明实施例二喷管的结构示意图。

图7是图6中D-D面剖视图。

图8是图7中E-E面剖视图。

图9是常规拉伐尔喷管在PDRE排气后期出现过膨胀现象时马赫数流场图。

图10是本发明喷管改善过膨胀现象后的马赫数流场图。

图中：1—收敛段；2—扩张段；3—喉部；4—注流孔；5—环形通道；6—出流环孔；7—圆柱形射流通孔。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步详细说明。

一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法，在脉冲爆轰发动机尾部喷管扩张段壁面向喷管内部沿喷管轴向方向等间距引入不少于两组的环形射流，距离喷管喉部最近的一组射流需要布置在过膨胀现象出现位置之前；每组环形射流沿周向均匀布置，射流沿与喷管中心轴线垂直的径向方向进入喷管，环形射流对主流控制呈现轴对称型，在主流外侧形成新的控制面，能够使主流出口的推力合力方向平行于发动机中心轴，使主流实际膨胀比更接近最佳值，以此来提高发动机的推力系数。

其中，射流总压设置需要保证：在脉冲爆轰发动机排气后期喷管内出现过膨胀时，射流开始进入喷管扩张段；喷管的喉部面积为喷管喉部达到音速时的临界面积的80％-90％。

适用上述方法的一种非定常环形射流控制喷管，该喷管设置在脉冲爆轰发动机尾部，如图1所示，所述喷管为收敛扩张型喷管，为轴对称型,设计加工方便，包括收敛段1和扩张段2，收敛段1的型面为锥形，扩张段2的型面可设计为钟形型面，以达到通过射流控制后的扩张段2主流型面流畅的效果。

具体的，针对直径为0.06m的两相火箭式脉冲爆轰发动机设计的非定常环形射流控制喷管，喷管入口直径(d₁)为0.06m，喷管的喉部3直径和出口直径为关键数据，需要通过流体计算和仿真模拟得到，计算后最佳喉部直径(d₂)为0.039m，出口直径(d₃)为0.086m。

实施例一

结合图1-5，在上述喷管扩张段管壁中设置三组环形射流通孔，每组射流通孔由注流孔4、环形通道5、出流环孔6组成。具体的第一组射流通孔由注流孔41、环形通道51和出流环孔61组成，第二组射流通孔由注流孔42、环形通道52和出流环孔62组成，第三组射流通孔由注流孔43、环形通道53和出流环孔63组成，所述环形通道5为扩张段管壁中的环形内腔，所述注流孔4为将环形通道5与喷管外部连通的圆柱孔，所述出流环孔6为连通环形通道5与扩张段内壁的沿周向均布的圆柱孔。

通过仿真模拟计算得出，第一组射流通孔与喷管喉部之间的轴向距离为0.006-0.008m，第二组射流通孔与第一组射流通孔之间的轴向距离为0.006-0.008m，第三组同样，与第二组射流通孔之间的轴向距离为0.006-0.008m。

出流环孔6沿喷管的径向方向设置，这样能保证环形射流入射角度采用90°入射角，效果更好。通过仿真计算得出，出流环孔6的直径范围优选0.001-0.002m，且每组射流通孔中相邻出流环孔6之间相距0.002-0.004m。当然也不限于此距离，只要能保证环孔两侧喷管连接的稳定性，防止喷管断开即可。出流环孔6深度可取0.001-0.003m，不要太深，以防止在小孔中流动损失太大。

每组射流通孔中的出流环孔6分别沿喷管径向联通有环形通道5。为保证射流在环形通道5中和出流环孔6中速度接近，每个环形通道5的截面积应接近该组射流通孔中的所有出流环孔6的总截面积之和，具体可以为该组射流通孔中出流环孔的总截面积的85％-110％。针对本设计尺寸，环形通道51可设计3mm宽，8mm深的矩形通道；环形通道52可设计3.5mm宽，9mm深的矩形通道；环形通道53可设计4mm宽，9mm深的矩形通道。当然该环形通道5也可设计成圆形截面，只要满足环形通道的截面积接近对应组的所有出流环孔6的总截面积之和即可。

结合图5，每组射流通孔中设置三个沿周向均布的注流孔4，注流孔4用于将环形通道5与喷管外部连通，注流孔4与喷管的中心轴线垂直且与径向成一定角度布置，角度要求能保证通过注流孔4的射流只能直接到达环形通道5中，不能到达出流环孔6中，即满足注流孔4的延长线不与出流环孔6的外圆相交即可。注流孔4直径大小与环形通道5的宽度相同，每个注流孔4中对应插入射流供气管，所述射流供气管由与喷管中心轴线平行和与喷管中心轴线垂直的两段进气直管组成,优选为每组射流通孔中的三个注流孔4入射位置在轴向上相互错开，这样便于将与注流孔连接的供气管错开布置。

实施例二

结合图6-8，在上述喷管扩张段内外壁之间设置三组环形射流通孔，每组射流通孔由沿喷管周向均布的圆柱形通孔7组成，通过仿真模拟得到，距离喷管喉部最近的第一组射流通孔71与喷管喉部之间的轴向距离为0.006-0.008m，第二组射流通孔72与第一组射流通孔71之间的轴向距离为0.006-0.008m，第三组射流通孔73同样，与第二组射流通孔72之间的轴向距离为0.006-0.008m。

圆柱形通孔7沿喷管的径向设置，圆柱形通孔7直径优选0.001-0.002m，每组射流通孔中相邻圆柱形通孔的距离为0.002-0.004m，当然也不限于此距离，只要能保证环孔两侧喷管连接的稳定性即可，即打孔后喷管不要被气流冲断即可。

每个圆柱形通孔7中都对应插入射流供气管，所述射流供气管由与喷管中心轴线平行和与喷管中心轴线垂直的两段进气直管组成，在大于喷管入口截面处分层次拐弯。

当然本发明的射流通孔不限于上述两种设计方式，在不脱离本发明的精神和范围内，可作各种的更动。

喷管工作过程如下：

脉冲爆轰发动机工作过程包括隔离、填充、爆轰和排气四个阶段，

该环形射流控制喷管设置总温总压需要达到如下效果：(1)在爆轰波进入喷管阶段喷管满负荷工作，设置的射流总压和总温需要保证射流在此阶段不进入喷管扩张段；(2)喷管在排气的初阶段满负荷工作；(3)当发动机排气进入过膨胀阶段，设置的射流总压需要保证射流能够入射，此时喷管通过射流设置动边界，形成新的射流边界和膨胀比；(4)当发动机处于隔离和填充进程中，仍有过膨胀现象出现，亦需要射流对喷管边界进行控制。因此需要在排气后期射流开始进入喷管扩张段。

为了达到上述效果，通过仿真计算设置各射流的入射总压，第一组射流入射总压较佳取值范围为0.181Mpa-0.207Mpa，第二组射流为0.136Mpa-0.155Mpa，第三组射流为0.104Mpa-0.116Mpa。需要注意三组射流因位置不同需要设置不同的射流总压，从左至右由小到大，因为不同位置对应喷管满流时流体的压力不同。如果各组射流入射总压相同，靠近喷管出口的第三组射流会提前射入，甚至会在喷管未达到过膨胀时入射，此时并不能起到调节超音速主流流动的效果，浪费制备的射流，且影响主流的整体膨胀效果。

该射流控制动边界喷管的工作效果如图10所示，图9为常规拉伐尔喷管在PDRE排气后期出现过膨胀现象时的马赫数流场,此时喷管内出现的激波将流体从超音速瞬间降为亚音速，降低了发动机的推力系数；图10则为运用本设计喷管后的改善现象，图中流线不再呈发散型，射流压迫中心超音速主流向中心轴贴近，射流对主流流动进行干扰，在喷管靠近壁面处形成亚音速流动区域代替超音速流动，形成新的射流界面，降低喷管膨胀比，提高了发动机推力系数。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以上的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。