本发明涉及超燃冲压发动机技术领域，具体的涉及一种基于高重频激光的燃烧室及超燃冲压发动机。
背景技术：
超燃冲压发动机中气流速度可达上千米每秒，远远高于氢气、乙烯、煤油等燃料的火焰传播速度，这使得超燃冲压发动机内点火形成的火焰极易熄灭。而且受到燃料掺混不均、碳氢燃料点火延迟长、湍流耗散率高等因素的影响，要想实现超燃冲压发动机的成功点火和点火后火焰稳定十分困难，一般需要火花塞、等离子体火炬等点火装置提供额外的能量激励。同时还需要支板、凹腔等火焰稳定装置。其中凹腔可集燃料喷注、混合增强、点火及火焰稳定作用于一身，在工程上应用较广。但是现有高超声速飞行器的巡航马赫数ma>8，为了进一步提高飞行高度和巡航马赫数，超燃冲压发动机需要性能更优良的热防护。现有研究方向主要通过减小发动机流道的湿面积，来提高发动机的热防护性能。现有技术手段主要集中于采用无机械火焰稳定器的方案进行火焰稳定。
现有无机械火焰稳定器的方案主要通过在壁面安装电极来实现火焰稳定。电极可以安装于燃料喷孔前、燃料喷孔中或燃料喷孔后。当电极安装在燃料喷孔前时，电极放电形成的非平衡等离子体随来流运动，能从正面接触燃料射流并将其引燃，但高速来流会严重耗散电极产生的等离子体的能量，从而影响点火成功率，同时电极的高压放电会给飞行器带来严重的电磁兼容性问题。电极安装在燃料喷孔后时，等离子同时也位于燃料射流尾迹区域，这可以有效削弱来流对等离子体能量的耗散，但是不利于等离子体引燃燃料射流。电极安装在燃料喷孔中时，部分燃料经电离后形成等离子体并与剩余燃料混合，有利于火焰的形成和扩散，但是工程上实现难度大。另外，在两个燃料喷孔之间安装电极的方案也可以实现较好的火焰稳定效果。其中位于电极上游的燃料喷孔喷注少量燃料，等离子体将这部分燃料引燃后形成值班火焰，进而将由下游燃料喷孔喷注的更多的燃料引燃，最终实现稳定燃烧。但是采用组合喷注将会增加燃料供应系统的复杂性。以上通过无机械火焰稳定器实现火焰稳定的方式均存在：电极与燃烧室壁面接触会造成较大的能量损失，能量利用效率不高；电极只能贴近壁面安装，能够实现火焰稳定的范围较小；电极产生的等离子体主要分布在壁面附近，不利于火焰向主流的发展，用于大尺寸发动机时无法有效稳定大面积的火焰；电极的能量释放速度慢能量密度低，火核抵抗湍流耗散的能力比较差。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种基于高重频激光的燃烧室及超燃冲压发动机，该发明解决了现有电极点火方式导致的初始火核位置难以调节，实现火焰稳定的范围比较有限，能量利用效率低，不利于火焰向主流中的发展，不适用于大尺寸发动机的技术问题。
本发明提供一种基于高重频激光的燃烧室，包括腔体，腔体内壁上开设燃料喷孔，还包括用于产生高重频激光的激光器和用于将高重频激光聚焦于腔体内的凸透镜，腔体侧壁上开设用于透过高重频激光的窗口，窗口正对燃料喷孔设置或窗口正对燃料喷孔的下游设置；激光器与凸透镜光路连接，凸透镜设置于窗口外。
进一步地，高重频激光在腔体内的聚焦点随凸透镜的移动而移动。
进一步地，还包括分束镜和反射镜，分束镜正对激光器的出射口设置，并与凸透镜光路连接；反射镜与分束镜光路连接，并与凸透镜光路连接。
进一步地，凸透镜包括第一凸透镜和第二凸透镜，第一凸透镜与分束镜光路连接；第二凸透镜与反射镜光路连接。
本发明的另一方面还提供了一种超燃冲压发动机，包括如上述的基于高重频激光的燃烧室。
进一步地，还包括隔离段和尾喷管，基于高重频激光的燃烧室的第一端与隔离段相连通；基于高重频激光的燃烧室的第二端与尾喷管相连通。
进一步地，还包括进气道，进气道与隔离段相连通。
本发明的技术效果：
本发明提供基于高重频激光的燃烧室，通过高重频激光脉冲在超声速气流中持续击穿气体的方法实现火焰稳定，有效规避了机械火焰稳定器所带来的流动损失和热防护问题。
本发明提供的基于高重频激光的燃烧室，以高重频激光脉冲作为能量源，避免了使用电极放电导致的电磁干扰问题。激光诱导产生等离子体可以脱离腔体壁面对等离子体的限制，避免了等离子体与壁面接触所造成的能量损失。激光在腔体中的聚焦点可任意选择，能轻松的选择燃料当量比合适的位置形成火核。通过改变激光聚焦的位置可以促进火焰向主流中发展，适用于大尺度发动机。
具体请参考根据本发明的基于高重频激光的燃烧室提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。
附图说明
图1是本发明提供的包含基于高重频激光的燃烧室的超燃冲压发动机剖视示意图；
图2是本发明提供的基于高重频激光的燃烧室点火过程示意图；
图3是本发明优选实施例中单个激光脉冲击穿后燃烧产物h2o的时空分布示意图，其中时刻为从点火开始后20μs、40μs、60μs、80μs、100μs、150μs、200μs、250μs、270μs、300μs、400μs、500μs。
图例说明：
1、进气道；2、隔离段；3、基于高重频激光的燃烧室；4、尾喷管；5、燃料喷孔；6、窗口；7、激光器；8、分束镜；9、反射镜；10、凸透镜；11、初始火核；12、超声速来流；13、燃料射流；14、分离区；15、弓形激波；16、反射激波；17、燃烧区域。
具体实施方式
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
参见图1，本发明提供的基于高重频激光的燃烧室3，包括腔体。腔体的侧壁开设仅能透过脉冲激光的窗口6，腔体外正对窗口6设置凸透镜10和能产生高重频激光脉冲的激光器7。产生的脉冲激光经过凸透镜10的聚焦后在腔体内诱导产生等离子体形成初始火核11。
高重频激光脉冲作为能量源能诱导产生等离子体和激波。此处的激光器7可以为nd:yag激光器。腔体内在开设窗口6的相对内侧壁上开设燃料喷孔5。窗口6正对腔体内的燃料喷孔5设置。此处的窗口6正对燃料喷孔5是指聚焦后的脉冲激光透过窗口6后能作用于从燃料喷孔5射出后形成的燃料射流13内。此处的窗口6所用材料为现有常用能透过聚焦后激光的材料。激光也可以聚焦在燃料喷孔5内或者直接通过烧蚀壁面形成等离子体，不一定局限在燃烧室内的主要流体中。
本发明提供的燃烧室采用高重频激光脉冲作为能量源，激光经凸透镜10聚焦后在燃烧室内诱导产生等离子体和激波。利用等离子体在形成值班火焰和提高火焰传播速度方面的作用以及激波对流动的干扰作用在超声速气流中实现火焰稳定。其中等离子体主要由高温的原子和离子构成，等离子体既可以引燃四周燃料形成值班火核，也可以有效提高火焰传播速度。
参见图2，窗口6正对燃料喷孔5设置，且可以覆盖燃料喷孔5的上游和下游，保证激光可以从不同的位置射入燃烧室3。
优选的，高重频激光在腔体内的聚焦点随凸透镜10的移动而移动。从而可以仅移动凸透镜10即可实现对点火点的控制。
优选的，还包括分束镜8和反射镜9，分束镜8正对激光器7的出射口设置，并与凸透镜10光路连接；反射镜9与分束镜8光路连接，并与凸透镜10光路连接。通过设置分束镜8从而能简便的在腔体内实现多点点火，提高点火效率。
优选的，凸透镜10包括第一凸透镜和第二凸透镜，第一凸透镜与分束镜8光路连接；第二凸透镜与反射镜9光路连接。通过设置第一凸透镜和第二凸透镜，从而使得分束后的激光，能单独调整，提高点火效率。凸透镜10、分束镜8和反射镜9的数量不限于此，可以根据需要增加。
分束镜8的角度、反射镜9的角度和凸透镜10的位置均可随高重频激光在腔体内的聚焦点的移动而改变。从而仅需调整分束镜8和反射镜9的角度以及凸透镜10的位置，即可实现在可以改变初始火核11的位置，激波则可以干扰燃烧室流场降低流动速度，在局部营造出有利于燃烧和火焰稳定的环境。
优选的，高重频激光相邻两个脉冲的时间间隔应当小于前一激光脉冲诱导的火核的长度与当地流速之比。此时可以在燃烧室3内形成连续的火焰。
优先的，单个激光脉冲的能量应当大于100mj。保证气体能够有效地吸收激光的能量。
优选的，凸透镜10的焦距应当尽可能短。这样有利于降低击穿阈值，提高等离子体对激光能量的吸收。
优选的，激光波长应当为1064nm或532nm。因为相应激光器的结构尺寸比较紧凑，也更容易输出高能量的激光脉冲。
在采用脉冲激光进行燃烧室火焰稳定时，燃烧室内的流场结构如图2所示。超声速来流12受到由燃料喷孔5喷注的燃料的阻滞，在燃料射流13的根部形成分离区14，该分离区14具有一定的火焰稳定能力。燃料在向上穿透的过程中与超声速来流12相互作用并形成弓形激波15，经壁面反射后形成反射激波16。激光经凸透镜10聚焦后在燃烧室3内击穿气体形成初始火核11。随后初始火核11随燃料射流13向下游运动并将周围燃料引燃，使燃烧区域17不断扩大。
超声速来流12的速度远远高于火焰的传播速度，虽然单个激光脉冲产生的初始火核11可以形成较大的燃烧区域17，但难以形成在空间上连续的燃烧区域17。为了实现稳定燃烧，采用上述频率的脉冲激光，在燃烧室3内不断产生初始火核11，当激光脉冲频率足够高时图2中不连续的燃烧区域17将连成一体。同时为了增强火焰稳定燃烧，本发明通过利用高重频激光击穿气体后产生的激波控制燃烧室中的流场结构。激波的能量可以促使射流迎风面的分离区14扩大，或者在合适的位置(例如燃料喷孔5下游)构造出新的分离区14，从而起到了有效的火焰稳定功能。
参见图1，本发明的另一方面还提供了一种超燃冲压发动机，该发动机包括上述的基于高重频激光的燃烧室3。通过设置该燃烧室，使得该发动机的点火过程简便易控高效。作为该发动机的其他组成部分，均按现有技术设置即可实现上述效果。通过反射镜9将原来在空间单点产生初始火核11的方案拓展为可在两点甚至多点同时形成初始火核11的方案。
优选的，还包括隔离段2和尾喷管4，基于高重频激光的燃烧室3的第一端与隔离段2相连通；基于高重频激光的燃烧室3的第二端与尾喷管4相连通。
优选的，还包括进气道1，进气道1与隔离段2相连通。
在一实施例中，参见图1，该超燃冲压发动机包括进气道1、隔离段2、燃烧室3和尾喷管4。进气道1的作用是捕获空气并对其进行压缩增压；隔离段2的主要作用是隔离燃烧室3内化学反应释热引起的反压升高对进气道1的影响，保证进气道1具有较宽的工作范围；燃料在燃烧室3内与空气进行掺混和燃烧，使气流的温度和压力迅速升高；高温高压的气流经尾喷管4后膨胀加速，从而产生推力使飞行器持续飞行。燃烧室3壁面开设有喷注燃料喷孔5和可透过激光的窗口6，窗口6一般采用耐高温、高压的石英玻璃。采用激光器7产生高频激光脉冲，激光经分束镜8后分为两束，其中一束直接入射燃烧室，另一束则经反射镜9反射后进入燃烧室，在两束激光的光路上加装凸透镜10后，激光可在两个位置击穿燃烧室内气体并形成初始火核11。通过合理设计光路也可以在一点、三点或者多点形成初始火核11。凸透镜10的焦点应当选在燃料当量比合适、流动速度低且湍流耗散弱的位置。
以下结合具体实例对本发明提供的基于高重频激光的燃烧室3进行详细的说明。
算例中所用燃烧室来流马赫数2.52、总温1482k、总压1.6mpa，采用宽度为2mm喷缝喷注乙烯，乙烯的喷前压力为1.0mpa，激光击穿位置在燃料喷孔5中心上方3mm处。图3是单个脉冲击穿后燃烧产物h2o的时空分布，可以近似反映火焰的传播过程和燃烧过程的强度。
由图3可知，在激光脉冲输出20μs后燃烧主要存在于激光焦点处。随后火焰以激光焦点处为基底开始迅速向下游和主流中发展，射流前部分离区14内的燃烧反应也逐渐增强，到150μs时燃烧已经发展到燃烧室主流中。自200μs开始，激光焦点处的火焰基底被逐渐被吹向下游，250μs时激光焦点处的气体已被燃料射流13填充。随后燃料逐渐在流场中占主导地位，燃料射流13后的火焰逐渐熄灭，燃料射流13前分离区14内的燃烧过程持续减弱，但由于该分离区14具有一定的稳焰效果，此处的火焰并没有完全熄灭。
本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。
通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。