一种基于两级爆震的新型吸气式脉冲爆震发动机系统的制作方法

本发明涉及航空宇航发动机技术领域，尤其是一种基于两级爆震的新型吸气式脉冲爆震发动机系统。

背景技术

航空航天飞行器的发明开启了人类向空天领域发展的新篇章，各种航空、航天发动机的相继问世，加快了人类向空天进军的脚步。与此同时，复杂的飞行环境对推进系统提出了高性能、宽速域、宽空域等苛刻要求。现有的航空航天动力装置，主要基于常规的等压燃烧方式，其技术水平已经发展到了一个相当成熟的阶段，很难进一步提高其性能。爆震发动机作为一种基于爆震热力循环方式的新型动力装置，具有潜在的性能优势，同时可以在更宽的飞行条件下使用，有着广阔的应用前景，引起了世界范围内的广泛关注。

由于爆震波的产生是间歇式的，具有周期性，所以较高的工作频率是增加爆震发动机推力、提高爆震发动机工作稳定性的必要条件之一；但是受当前常规阀门技术的限制，很难同时保证阀门系统开关的高频、大流量和高可靠性这几个要求。现有的高频电磁阀在高频下很难保证工业用发动机所需的大流量通路要求，也较难保证发动机长时间稳定工作的要求；常规阀门很难保证爆震发动机所需的高频开关要求。

现有的吸气式爆震发动机系统，虽然能自吸入空气作为氧化剂，实现高频、大流量工作，但不能有效地防止爆震产生的高温高压气流的反传，其工作性能较难保证。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：为解决现有技术的不足，本发明提出了一种适合大流量、高频、自吸气和高可靠性的脉冲爆震发动机系统方案。

本发明的技术方案是：一种基于两级爆震的新型吸气式脉冲爆震发动机系统，包括起爆管、主爆震室头部、主爆震段和尾喷管，其中主爆震室头部、主爆震段和尾喷管依次连接，起爆管与主爆震室头部相连，且二者相互贯通；其特征在于，所述主爆震段包括第一密封管、间隔段和第二密封管；所述第一密封管、间隔段和第二密封管通过法兰依次连接，第一密封管通过法兰与爆震室头部相连，主爆震室头部有轴承室，轴承的外圈安装在主爆震室头部的轴承室内，第二密封管与尾喷管通过法兰相连，尾喷管有轴承室，轴承的外圈安装在尾喷管的轴承室内，间隔段安装于两个密封管之间；燃油供给系统负责向起爆管和主爆震室填充燃料；整个系统由轴承外圈支撑、固定。

本发明的进一步技术方案是：空气供给系统包括两路，一路为机载apu空气压缩机供气通路，另一路为飞行器进气道供气通路，两个供气通路连接至进气分配器；进气分配器连接至密封管的各个进气口；进气分配器为空气分流管路系统，进气分配器的主要作用是将经过机载apu压缩机压缩或者飞行器进气道压缩的空气引导至密封管的各个进气口，并合理分配进入各密封管进气口的进气量和进气压力。

本发明的进一步技术方案是：密封管安装在主爆震室外面，并与主爆震室同轴；密封管内侧由栅格组成；主爆震室进气口导叶与密封管内部栅格形成密封配对，在爆震室进气口转过密封管进口时，对主爆室内的气体形成密封，防止主爆震室内的高温高压气体向径向泄漏；密封管两端为迷宫密封，用于防止主爆震室内的高温高压气体向轴向泄漏。

本发明的进一步技术方案是：主爆震室头部与位于气流上游的轴承外圈相连接，轴承外圈为相对静止部件，所以爆震室头部也保持相对静止。

本发明的进一步技术方案是：主爆震室由其两端的轴承支撑；主爆震室在轴向开有若干进气口；进气口入口装有进气口导叶，进气口导叶在主爆震室高速旋转时可以在其上方形成负压，从而将进气管路中的空气吸入主爆震室；主爆震室内部装有与主爆震室旋转方向一致的导叶，在主爆震室起爆时可作为起爆障碍物，在主爆震室排气阶段接受高温高压的燃气做功，使主爆震室实现高速旋转，通过主爆震室的高速旋转实现主爆震室进气口的周期性开关，从而实现主爆震室的间歇性供气。

本发明的进一步技术方案是：间隔段作为密封管的间隔支撑，同时作为主爆震室的冷却通路。

本发明的进一步技术方案是：起爆管为常规脉冲爆震管，起爆管安装在主爆震室头部上，起爆管内形成的爆震燃烧波和高温高压气体传入主爆震室头部内，引燃主爆震室内的可爆混合物；在主爆震室可爆混合物填充阶段，起爆管可作为主爆震室头部可爆混合物的填充通路。

本发明的进一步技术方案是：发动机的燃油通过主爆震室内的喷油管直接喷入主爆震室内；喷油管由主爆震室两端的喷油管支撑架支撑；喷油管与主爆震室同心，从主爆震室头部穿出；喷油管为一长的输油管，沿轴向按需分布有多个径向喷油嘴。

本发明的进一步技术方案是：尾喷管安装在气流下游的轴承外圈上，并保持静止，用于增加发动机推力。

发明效果

本发明的技术效果在于：本发明的爆震发动机系统，可以实现爆震发动机系统高频率、高可靠性的爆震燃烧和高效工作；系统结构较简单，可以在一定程度上实现自吸气和防止高温高压燃气反传的功能。爆震发动机需要提高工作频率来增大输出的推力，但过高的工作频率会使发动机的进气量不足，无法在爆震室内形成足量的可爆混合物，从而导致无法形成稳定的爆震燃烧；本发明可以实现爆震发动机在高频工作状态下稳定足量的进气；在爆震发动机运行频率提高时，主爆震室入口导叶会使主爆震室入口静压进一步降低，可以在一定程度上提高发动机的单次进气量。本发明采用燃料和空气分路、不同相位填充，利用空气作为隔离气体，使飞行器不需要携带额外的隔离气系统。现有的各种脉冲爆震发动机其进气阀门在长时间工作时比较容易出现密封失效的问题，本发明在进气口两侧采用迷宫密封、主爆震室进气口采用进气口导叶和密封管栅格的动密封配对结构，两者均为非接触密封，其可靠性较高；导叶和栅格相互作用，会形成很强的流动阻力，可以有效防止高温高压气体的反传。

附图说明

图1是吸气式脉冲爆震发动机系统的外部结构示意图。

图2是吸气式脉冲爆震发动机系统主爆震室内部结构示意图。

图3是主爆震室进气口导叶与密封管栅格处于密封状态的结构示意图。

图4是主爆震室进气口导叶与密封管栅格处于非密封状态的结构示意图。

图5是起爆管外部结构示意图。

图6是密封管结构示意图。

图7是主爆震管结构示意图。

图8是燃油和空气供给系统示意图。

图9是发动机点火起爆时序示意图。

图中，1-起爆管，2-主爆震室头部，3-第一密封管，4-间隔段，5-第二密封管，6-尾喷管，7-燃油控制阀；8-燃油喷管，9，10-燃油喷管支架，11-主爆震室，12，13-轴承；1-1起爆管空气入口，1-2起爆管点火器，1-3起爆管燃油进口，1-4起爆管爆震室。3-1密封管空气入口，3-2密封管迷宫密封，3-3密封管栅格结构；11-1主爆震室内部导叶，11-2主爆震室进气口导叶，11-3主爆震室头部迷宫密封安装位置，11-4主爆震室轴承安装位置，11-5密封管安装位置，11-6主爆震室进气口，11-7间隔段安装位置，11-8尾喷管迷宫密封安装位置。

具体实施方式

参见图1—图9，一种新型吸气式脉冲爆震发动机系统，包括空气供给系统、起爆系统、爆震室系统、燃油供给系统，各部件如图1和图2所示进行组装，其余系统如图8所示进行连接。爆震室系统的数量和布置方式依据飞行器所需的动力和飞行器结构确定，每个爆震室所需的空气由进气分配器提供；进气分配器连接两个进气系统和密封管-3、5的进气口；主爆震室-11由安装在主爆震室两端的轴承-12、13支撑，主爆震室头部-2与轴承-12的静止外圈相连接，起爆管-1安装在主爆震室头部-2上，尾喷管-6与主爆震室-11气流下游末端的轴承-13静止外圈连接，间隔段-4安装于两个密封管-3、5之间；燃油供给系统负责向起爆管-1和主爆震室-11填充燃料，燃油喷管-7通过燃油喷管支架-9、10安装在主爆震室内部，燃油控制阀-7安装在燃油喷管端部。

发动机进气系统由机载apu系统进气、进气道系统进气两个进气通路组成，机载apu进气系统主要作为飞行器起飞阶段和低速飞行阶段的进气通路；进气道进气系统主要作为飞行器在高速巡航阶段的进气通路。两个供气通路与进气分配器相连；进气分配器连接至密封管的各个进气口；进气分配器为空气分流管路系统，进气分配器的主要作用是将经过机载apu压缩机压缩或者飞行器进气道压缩的空气引导至密封管的各个进气口，并合理分配进入各密封管进气口的进气量和进气压力。

密封管安装在主爆震室-11外面，并与主爆震室-11同轴；密封管内侧由栅格组成，其结构如图6所示；主爆震室-11进气口导叶与密封管内部栅格形成密封配对，在主爆震室进气口转过密封管进口时，对主爆室-11内的气体形成密封，防止主爆震室-11内的高温高压气体向径向泄漏；密封管两端为迷宫密封，用于防止主爆震室-11内的高温高压气体向轴向泄漏；主爆震室-11的密封状态如图3所示，进气状态如图4所示。

主爆震室头部-2与位于气流上游的轴承-12外圈相连接，轴承-12外圈为相对静止部件，所以爆震室头部也保持相对静止。

主爆震室-11由其两端的轴承支撑；主爆震室-11在轴向开有若干进气口；进气口入口装有进气口导叶，进气口导叶在主爆震室-11高速旋转时可以在其上方形成负压，从而将进气管路中的空气吸入主爆震室-11；主爆震室-11内部装有与主爆震室-9旋转方向一致的导叶11-1，在主爆震室-11起爆时可作为起爆障碍物，在主爆震室-11排气阶段接受高温高压的燃气做功，使主爆震室-11实现高速旋转。

间隔段-4主要起两方面作用，一方面作为密封管之间的间隔支撑，另一方面是作为主爆震室-11的冷却通路。

起爆管-1为常规脉冲爆震管，起爆管-1安装在主爆震室头部-2上，起爆管-1内形成的爆震燃烧波和高温高压气体传入主爆震室头部-2内，引燃主爆震室-11内的可爆混合物；在主爆震室-11可爆混合物填充阶段，起爆管-1可作为主爆震室头部-2可爆混合物的填充通路。

发动机的燃油通过主爆震室-11内的喷油管-8直接喷入主爆震室-11内；喷油管-8由主爆震室-11两端的喷油管支撑架-9、10支撑；喷油管-8与主爆震室-11同心，从主爆震室头部-2穿出；喷油管为一长的输油管，沿轴向按需分布有多个径向喷油嘴。

尾喷管-6安装在气流下游的轴承-3外圈上，并保持静止，用于增加发动机推力。

新型吸气式脉冲爆震发动机系统，在飞行器起飞准备阶段，飞行器进气道阀门关闭，飞行器机载apu系统起动，向进气分配器持续供入压缩空气。进气分配器将压缩空气分别送入各起爆管和主爆震室。

机载apu系统起动后，控制系统旋转主爆震室，使主爆震室处于密封状态，控制系统控制燃油系统，分别通过起爆管燃油进口1-3和燃油喷管-8，先后向起爆管和主爆震室喷入燃油，燃油在起爆管和主爆震室内雾化，分别在起爆管和主爆震室内形成可爆混合物。

起爆管点火，起爆管内形成的爆震激波和高温高压燃气冲入主爆震室头部，在主爆震室内形成爆震燃烧波。爆震波在主爆震室传播过程中，主爆震室内的导叶可作为障碍物，促进爆震波的形成；在高温燃气排气过程中，高温高压的燃气对导叶做功，使主爆震室获得旋转动力。

主爆震室内可爆混合物燃烧完之后，主爆震室开始排气，当主爆震室内压力下降至起爆管进气压力时，起爆管开始填充空气；当主爆震室进气口旋转至密封管进气口时，主爆震室开始填充空气。

当主爆震室内温度下降至燃油自燃温度以下时，控制系统控制燃油系统，分别先后向起爆管和主爆震室填充雾化燃油；主爆震室燃油填充略滞后于起爆管燃油填充。

当主爆震室进气口转过密封管进气口时，起爆管再次点火；起爆管内形成的爆震燃烧波和高温高压燃气进入主爆震室，点燃主爆震室内的可爆混合物，爆震发动机系统进入下一轮爆震燃烧循环。

当飞行器加速至一定速度后，飞行器进气道内形成具有一定压力的进气气流，飞行器进气道阀门逐渐打开，机载apu系统逐渐关闭，进气系统转为飞行器进气道进气。