一种超声速燃气引射器的制作方法

本发明涉及流体机械领域，尤其涉及一种超声速燃气引射器。

背景技术：

引射器是一种流体机械，通过气体的膨胀作用产生低压环境，来抽吸另一种流体。常规高超声速风洞，使用空气引射器，在试验舱产生低压环境，并把低压试验气体排到大气中，根据引射气体介质不同，常用的引射器有空气引射器、蒸汽引射器、燃气引射器。

空气引射器，利用压缩空气，通过喷管加速，产生气体膨胀，由于是冷流，在Ma数较高时，气流会发生冷凝，效率比较低。

蒸汽引射器，需要蒸汽锅炉和长的热力管道系统，设备庞大，引射系统的流量大，需要建造专门的蒸汽锅炉厂房，投资大。

燃气引射器，重量轻，体积小，启动快。充分利用热能产生气体膨胀，效率高，但是现有燃气引射器，受限于结构形式，难以安装冷却装置，能够可靠工作的时间很短。例如，燃气流风洞，使用的燃气引射器，应用火箭发动机的喷注燃烧方式，使用酒精和氧气混合进行燃烧，产生总压，通过喷管膨胀加速，产生引射器的主气流，引射效率比较高，但是，引射器壳体部件结构难以采用冷却措施，一般靠金属部件的热容和较短的运行时间来确保安全性，运行时间短，燃烧参数很难实时调整，使用不方便，也无法满足风洞设备的长时间运行。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种超声速燃气引射器，使用高温气体膨胀，热效率高，适合长时间运行，结构简单，易于加工，制造成本低。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种超声速燃气引射器，包括：进气筒、燃料喷嘴、点火器、引射器壳体、燃烧装置和扩压装置；其中，所述引射器壳体套设于所述进气筒的外表面，所述引射器壳体与所述进气筒之间形成空腔；所述燃烧装置设置于所述空腔内；所述燃烧装置包括燃烧筒和喷管，其中，所述燃料喷嘴通过所述引射器壳体与所述燃烧筒相连接；所述点火器通过所述引射器壳体与所述燃烧筒相连接；所述喷管与所述燃烧筒的后端相连接；所述扩压装置与所述引射器壳体的一端相连接。

上述超声速燃气引射器中，所述引射器壳体包括进气管，其中，所述进气管设置于所述引射器壳体的侧壁。

上述超声速燃气引射器中，所述引射器壳体的外壁连接有钢板，其中，钢板与所述引射器壳体的外壁之间形成冷却水通道；所述钢板连接有进水管。

上述超声速燃气引射器中，所述扩压装置包括收缩段、直管段和扩压段；其中，所述收缩段的一端与所述引射器壳体的一端相连接；所述收缩段的另一端与所述直管段的一端相连接；所述直管段的另一端与所述扩压段的一端相连接。

上述超声速燃气引射器中，所述燃烧筒的横截面为环形，所述燃烧筒的形状与空腔的形状相匹配。

上述超声速燃气引射器中，所述喷管沿其轴线的截面形状为锥形，喷管的的Ma数为2.0～4.5。

上述超声速燃气引射器中，所述扩压段的扩张角a为5°-8°。

上述超声速燃气引射器中，所述燃料喷嘴的数量为若干个，若干个燃料喷嘴沿引射器壳体的周向均匀分布。

上述超声速燃气引射器中，所述点火器数量为若干个，若干个点火器沿引射器壳体的周向均匀分布。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明的燃烧装置具有燃烧好，温度均匀；

(2)本发明采用高温燃气作为引射介质，引射效率高；

(3)本发明的引射器壳体具有冷却措施，适合长时间工作；

(4)本发明的扩压装置能够对超声速混合气流增压、稳定超声速气流和防止气流分离降低扩压效率；

(5)本发明结构简单、重量轻、易加工制造，成本低。

附图说明

图1是本发明的超声速燃气引射器的结构示意图；

图1-1是图1中I区域的放大图；

图2是本发明的进气筒的结构示意图；

图3是本发明的燃料喷嘴和点火器的分布示意图；

图4是本发明的引射器壳体的结构示意图；

图5是本发明的扩压装置的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明：

图1是本发明的超声速燃气引射器的结构示意图；图1-1是图1中I区域的放大图。如图1和图1-1所示，该超声速燃气引射器包括：进气筒1、燃料喷嘴2、点火器3、引射器壳体4、燃烧装置和扩压装置7。其中，

引射器壳体4套设于进气筒1的外表面，引射器壳体4与进气筒1之间形成空腔8。具体的，引射器壳体4套设在进气筒1的外表面，引射器壳体4与进气筒1之间形成一个环形的空腔8，引射器壳体4的轴线与进气筒1的轴线为同一轴线。

燃烧装置设置于空腔8内。

燃烧装置包括燃烧筒5和喷管6，其中，燃料喷嘴2通过引射器壳体4与燃烧筒5相连接；点火器3通过引射器壳体4与燃烧筒5相连接；喷管6与燃烧筒5的后端相连接。具体的，燃料喷嘴2通过螺纹连接固定在引射器壳体4上，燃料喷嘴2穿过引射器壳体4与燃烧筒5的开孔相连接；点火器3通过螺纹连接固定在引射器壳体4上，点火器3穿过引射器壳体4与燃烧筒5的开孔相连接。通过燃料喷嘴2将燃料提供给燃烧筒5，本实施例的燃料采用航空煤油。燃烧筒5的侧壁开设有补气孔，用于给燃烧筒5提供气体。

扩压装置7与引射器壳体4的一端相连接。具体的，扩压装置7与引射器壳体4的右端螺纹连接。

本实施例的工作原理：在燃烧装置内，燃料喷嘴2喷出航空煤油燃料，雾化后与空气混合，通过点火器3点燃，产生混合燃烧气体，燃烧压力维持在1.0MPa，高温燃气持续预热进入燃烧装置的空气，燃烧筒5内的高温高压燃烧混合气体的压力温度控制在一定范围内，随后，进入喷管6膨胀喷出，产生速度高、静压低的射流过渡区域，低静压的引射气流在混合室内，与被引射气流混合、增压，排到大气中。

本实施例采用外供压缩空气提高燃气发生器的进气压力，在燃烧筒内产生高温高压燃气，持续形成引射系统的总压，高温高压燃气通过喷管加速，与被引射气流混合，形成低静压高速度的混合气流，最后通过扩压装置，排到大气中。

本实施例的燃烧装置具有燃烧好，温度均匀；本实施例通过高温燃气作为引射介质，引射效率高；本实施例的引射器壳体具有冷却措施，适合长时间工作；本实施例结构简单、重量轻、易加工制造，成本低。

图2是本发明的进气筒的结构示意图。如图2所示，进气筒1是由连接法兰和一段圆筒焊接而成，是被引射气体的通道。本实施例采用304不锈钢制作，内径250mm，长度600mm。

上述实施例中，如图4所示，引射器壳体4包括进气管41，其中，进气管41设置于引射器壳体4的侧壁。具体的，引射器壳体4采用不锈钢筒焊接成型，引射器壳体4上接有进气管41，用于引入高压燃烧空气，空气从进气管41进入空腔8内，通过燃烧筒5的侧壁的补气孔进入到燃烧筒内，从而与燃料混合。

上述实施例中，如图4所示，引射器壳体4的外壁连接有钢板9，其中，钢板9与引射器壳体4的外壁之间形成冷却水通道10；钢板9连接有进水管42。具体的，引射器壳体4外壁上焊接不锈钢板，组成冷却夹层，进水管42用于引入冷却介质，例如冷却水、冷却液。本实施例，燃烧筒的燃烧压力1.2MPa，引射器壳体4设计压力4.0MPa，冷却介质采用航空煤油，再生冷却，达到提前对燃料预热的作用。

上述实施例中，如图5所示，扩压装置7包括收缩段71、直管段72和扩压段73；其中，收缩段71的一端与引射器壳体4的一端相连接；收缩段71的另一端与直管段72的一端相连接；直管段72的另一端与扩压段73的一端相连接。

具体的，如图5所示，收缩段71的左端与引射器壳体4的右端相连接；收缩段71的右端与直管段72的左端相连接；直管段72的右端与扩压段73的左端相连接。连接的方式可以为螺纹连接，也可以为焊接。收缩段71用于对超声速混合气流增压；直管段72用于稳定超声速气流，主要作用是对激波串减速增压，提高效率；扩压段73用于防止气流分离降低扩压效率，扩压段73的扩张角α为5°～8°。收缩段71、直管段72和扩压段73的材料选择为不锈钢。

上述实施例中，燃烧筒5的横截面为环形，燃烧筒5的形状与空腔8的形状相匹配。具体的，燃烧筒5的横截面为环形，燃烧筒5沿其轴线的形状为上下两个平行的圆柱形。从而燃烧筒5的形状与空腔8的形状相匹配，使得燃烧筒5能够设置于环形的空腔8内。燃烧筒5是一个环形结构的圆筒，圆筒的侧壁有补气孔，前部有与点火器3和燃料喷嘴2相连的通孔位置。本实施例，燃烧筒5在长度上比常规燃烧筒加长了1/3，相当于涡轮喷气发动机燃气隔离段的长度。

上述实施例中，喷管6的横截面为环形，喷管6其轴线的形状为上下两个平行的圆椎形。喷管6是一个环形超声速喷管，进气端与燃烧筒的端部焊接成环形通道，相当于喷管喉道前的驻室，喷管6的出口处的外侧壁与引射器壳体4焊接固定，焊缝强度为试验压力4.0MPa，无泄漏，根据喷管的出口面积与喉道面积之比确定喷管的Ma数，一般为2.0～4.5。本实施例，喷管设计Ma＝3.0。

上述实施例中，如图3所示，燃料喷嘴2的数量为若干个，若干个燃料喷嘴沿引射器壳体4的周向均匀分布。图3中选择的燃料喷嘴2的数量为16个。通过燃料喷嘴2的圆周分布，从而使得提供给燃烧筒5的燃料比较充足。

上述实施例中，如图3所示，点火器3数量为若干个，若干个点火器3沿引射器壳体4的周向均匀分布。点火器3均匀布局，安装几个点火器，同时进行点火控制，确保点火的可靠。图3中点火器的数量为6个。

本发明的燃烧装置具有燃烧好，温度均匀；并且本发明采用高温燃气作为引射介质，引射效率高；并且本发明的引射器壳体具有冷却措施，适合长时间工作；并且本发明的扩压装置能够对超声速混合气流增压、稳定超声速气流和防止气流分离降低扩压效率；并且本发明结构简单、重量轻、易加工制造，成本低。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。