旋转爆震冲压发动机及高超声速飞行器的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种旋转爆震冲压发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述旋转爆震冲压发动机的高超声速飞行器。

背景技术：

高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，其核心是高超声速推进技术。连续旋转爆震是爆震发动机的一种实现形式，它通常采用环形燃烧室，只需要一次点火即可连续工作，能够提供稳定的推力，具有广阔的应用前景。近期刘世杰、王超等通过直连式试验(【刘世杰，王超，蒋露欣，刘卫东，林志勇，连续旋转爆震冲压发动机直连式试验，第十六届全国激波与激波管学术会议，河南洛阳，2014.】，【wangchao,liuweidong,liushijie,jiangluxin,linzhiyong.experimentalverificationofair-breathingcontinuousrotatingdetonationfueledbyhydrogen,internationaljournalofhydrogenenergy,2015,40:9530-9538.】)，在高温、高速空气来流条件下实现了氢气燃料旋转爆震稳定工作，验证了冲压旋转爆震的可行性。另外刘世杰【shijieliu,weidongliu,yiwang,zhiyonglin,freejettestofcontinuousrotatingdetonationramjetengine,aiaa2017-2282.】、s.m.frolov【s.m.frolov,v.i.zvegintsev,v.s.ivanov,windtunneltestsofahydrogen-fueleddetonationramjetmodelatapproachairstreammachnumbersfrom4to8,internationaljournalofhydrogenenergy,2017,42:25401-25413.】还分别开展了连续旋转爆震冲压发动机自由射流试验，都实现了氢气燃料旋转爆震稳定工作并获得一定的推力增益。上述的冲压旋转爆震研究全部都采用了环形燃烧室。

虽然连续旋转爆震冲压发动机的原理可行性已获得充分验证，但该发动机的工程应用遇到了较大困难。氢气燃料活性高，旋转爆震起爆和维持难度小，目前的冲压旋转爆震试验都以氢气作为燃料，但是氢气难储存、体积能量密度小，不太适合工程应用。液体煤油等碳氢燃料易储存、体积能量密度大，更适合于发动机的工程应用，但是煤油燃料的活性低，旋转爆震起爆和维持难度很大，很难实现其旋转爆震高效燃烧，限制了旋转爆震冲压发动机的工程应用进展。

近期美国开展了大量乙烯/空气组合旋转爆震机理研究(【aiaa2015-0633】、【aiaa2016-1650】、【aiaa2016-1648】)，由于乙烯活性较氢气差，发现乙烯/空气旋转爆震的实现难度较大，且所获得的旋转爆震波强度和传播速度都较低，传播速度较理论值亏损达50％左右。液体煤油的化学反应活性低于乙烯，可见液体煤油/空气组合旋转爆震的实现难度将更大。法国于近期开展了液体煤油旋转爆震直连式试验【aiaa2017-2325】，但发现液体煤油的实现难度太大，最终采用了煤油/氢气混合燃料。可见，若要实现连续旋转爆震冲压发动机的工程应用，必须要突破液体煤油等低活性碳氢燃料旋转爆震起爆和爆震波维持等核心关键技术。

连续旋转爆震冲压发动机的原理可行性已获得充分验证，但目前研究大都采用活性较高的氢气为燃料，该燃料难储存、体积能量密度小，不太适合工程应用。液体煤油燃料比较适合工程应用，但是活性较低，旋转爆震起爆和高效燃烧组织难度大。目前的环形燃烧室难以实现煤油旋转爆震高效稳定燃烧，限制了连续旋转爆震冲压发动机的工程应用。

技术实现要素：

本发明提供了一种旋转爆震冲压发动机及高超声速飞行器，以解决现有的旋转爆震冲压发动机低活性碳氢燃料燃烧组织能力差、工程应用性差的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种旋转爆震冲压发动机，包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状；中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的尾喷管，尾喷管的喷口与大气连通；外壳的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口，外喷口两端分别与燃料源和引流通道连通，以使燃料由多个外喷口喷入引流通道内；和/或后体的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和引流通道连通，以使燃料由多个内喷口喷入引流通道内。

进一步地，爆震室呈直筒状；爆震室的长度为300mm～600mm。

进一步地，各外喷口距引流通道的出口10mm～20mm；和/或各内喷口距引流通道的出口10mm～20mm。

进一步地，多个外喷口和多个内喷口一一对应设置；或者多个外喷口和多个内喷口彼此错位布设。

进一步地，尾喷管的外壁和爆震室的外壁均设有壁面冷却通道，壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个外喷口分别与壁面冷却通道连通，以使供冷却尾喷管和爆震室后的燃料由多个外喷口喷入引流通道内。

进一步地，后体的后端面设有端面冷却通道，端面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个内喷口分别与端面冷却通道连通，以使供冷却后体后端面后的燃料由多个内喷口喷入引流通道内。

进一步地，旋转爆震冲压发动机还包括用于使后体与外壳相连的多根连接肋条，多根连接肋条沿引流通道的周向依次间隔布置，且各连接肋条的上端面与外壳的内壁相连，各连接肋条的下端面与后体的外壁相连。

进一步地，中心锥体与外壳同轴设置，且后体的后端面与引流通道的出口齐平。

进一步地，中心锥体还包括与后体沿轴向相连的前体，前体位于外壳外，且前体的外壁面构成用于对空气进行压缩的进气道。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞行器，包括如上述任一项的旋转爆震冲压发动机。

本发明具有以下有益效果：

本发明的旋转爆震冲压发动机工作时，中心锥体的前体形成进气道，高速空气来流经过进气道进入引流通道内，进气道对来流具有压缩作用，使其速度降低、压力和温度升高。引流通道内的来流空气再与经外喷口和/或内喷口喷出的燃料快速混合后进入爆震室，以旋转爆震模式燃烧放热并产生高温高压燃烧产物，高温高压燃烧产物再经尾喷管加速排出，从而产生推动力。本发明的旋转爆震冲压发动机中，由于外壳呈两端连通的空心筒状，且中心锥体仅其后体伸入外壳中，故而爆震室为圆筒构型，相比现有技术中圆环构型的爆震室，由于从引流通道到爆震室存在面积“突扩”现象，故而后体的后端面处将存在较大的回流区，该回流区具有较强的火焰稳定能力，从而可提高本发明的旋转爆震燃烧组织能力，更易于实现液体煤油、乙炔等低活性碳氢燃料旋转爆震的稳定燃烧，解决现有技术中，高速来流条件下低活性碳氢燃料旋转爆震燃烧组织难度大的技术问题，进而促进旋转爆震冲压发动机的工程应用；

本发明的高超声速飞机能够以液体煤油、乙炔等低活性碳氢燃料进行旋转爆震的稳定燃烧，从而解决高速来流条件下低活性碳氢燃料旋转爆震燃烧组织难度大的技术问题，进而促进旋转爆震冲压发动机的工程应用。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

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。在附图中：

图1是本发明优选实施例的旋转爆震冲压发动机的剖视结构示意图；

图2是图1中旋转爆震冲压发动机燃料供应示意图。

图例说明

10、外壳；110、外喷口；12、爆震室；13、尾喷管；20、中心锥体；21、后体；210、内喷口；22、前体；30、引流通道；40、连接肋条；50、燃料供给装置；60、进气道。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图1，本发明的优选实施例提供了一种旋转爆震冲压发动机，包括：外壳10，外壳10呈两端连通的空心筒状。还包括中心锥体20，中心锥体20的后体21由外壳10的进气端伸入外壳10内且与外壳10相连，且外壳10与后体21之间的间隙形成供空气引入外壳10内的引流通道30，后体21后端面与外壳10内壁之间的腔体形成与引流通道30连通的爆震室12，以及与爆震室12连通的尾喷管13，尾喷管13的喷口与大气连通。外壳10的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口110，外喷口110两端分别与燃料源和引流通道30连通，以使燃料由多个外喷口110喷入引流通道30内。和/或后体21的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口210，内喷口210两端分别与燃料源和引流通道30连通，以使燃料由多个内喷口210喷入引流通道30内。

本发明的旋转爆震冲压发动机工作时，中心锥体20的前体22形成进气道60，高速空气来流经过进气道60进入引流通道30内，进气道60对来流具有压缩作用，使其速度降低、压力和温度升高。引流通道30内的来流空气再与经外喷口110和/或内喷口210喷出的燃料快速混合后进入爆震室12，以旋转爆震模式燃烧放热并产生高温高压燃烧产物，高温高压燃烧产物再经尾喷管13加速排出，从而产生推动力。本发明的旋转爆震冲压发动机中，由于外壳10呈两端连通的空心筒状，且中心锥体20仅其后体21伸入外壳10中，故而爆震室12为圆筒构型，相比现有技术中圆环构型的爆震室，由于从引流通道30到爆震室12存在面积“突扩”现象，故而后体21的后端面处将存在较大的回流区，该回流区具有较强的火焰稳定能力，从而可提高本发明的旋转爆震燃烧组织能力，更易于实现液体煤油、乙炔等低活性碳氢燃料旋转爆震的稳定燃烧，解决现有技术中，高速来流条件下低活性碳氢燃料旋转爆震燃烧组织难度大的技术问题，进而促进旋转爆震冲压发动机的工程应用。

可选地，如图1所示，爆震室12呈直筒状。由于爆震室12呈直筒状，故而从引流通道30到爆震室12存在面积“突扩”现象，进而使后体21的后端面处将存在较大的回流区，从而使旋转爆震燃烧组织能力强、火焰的燃烧稳定性好。可选地，爆震室12的长度为300mm～600mm。爆震室12的长度过大时，将加长发动机的整体长度，爆震室12的长度过小时，爆震燃烧不充分，影响发动机的推力性能。爆震室12的直径根据发动机推力和流量而确定。

可选地，如图1所示，当外壳10的外壁上加工有多个外喷口110时，各外喷口110距引流通道30的出口10mm～20mm。当后体21的外壁上加工有多个内喷口210时，各内喷口210距引流通道30的出口10mm～20mm。本发明中，外壳10与后体21之间的间隙形成引流通道30，引流通道30不仅用于供空气引流入外壳10内，还用于隔离爆震室12内的高反压对进气道60的影响，并且还使由外喷口110和/或内喷口210喷出的燃料与空气快速、充分混合后再喷入爆震室12中。故而外喷口110和/或内喷口210应位于引流通道30出口的上游，且外喷口110和/或内喷口210距引流通道30出口的距离大于20mm时，爆震室12内的高反压容易回至引流通道30内，即发生“回火”现象，从而对进气道60产生影响；但外喷口110和/或内喷口210距引流通道30出口的距离也不能小于10mm，否则燃料和空气不能在进入爆震室12前充分混合，进而影响爆震室12内的爆震发生。当各外喷口110和/或各内喷口均距引流通道30的出口为10mm～20mm，燃料和空气能够在引流通道30内充分混合后再喷入爆震室12中，且不会产生回火现象。

本发明具体实施例中，如图1所示，外壳10的外壁上加工有多个外喷口110，且后体21的外壁上加工有多个内喷口210，多个外喷口110和多个内喷口210一一对应设置，或者多个外喷口110和多个内喷口210彼此错位布设。由于外壳10的外壁上加工有多个外喷口110，且后体21的外壁上加工有多个内喷口210，并且多个外喷口110和多个内喷口210一一对应设置，或者多个外喷口110和多个内喷口210彼此错位布设，从而使空气与燃料充分混合，两者混合均匀，有利于爆震室12中爆震反应的发生，且克服引流通道30的截面高度大时，仅设置外喷口110或仅设置内喷口210时，空气不能与燃料充分混合的问题。

优选地，尾喷管13的外壁和爆震室12的外壁均设有壁面冷却通道(图未示)，壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置50相连。多个外喷口110分别与壁面冷却通道连通，以使冷却尾喷管13和爆震室12后的燃料由多个外喷口110喷入引流通道30内。通过在尾喷管13和爆震室12的外壁设有壁面冷却通道，从而可引入燃料对尾喷管13和爆震室12进行冷却，且多个外喷口110分别与该壁面冷却通道连通，从而冷却尾喷管13和爆震室12的燃料可作为为外喷口110提供燃料的燃料源，该种设置方式，不仅使发动机的结构简单、紧凑，且充分利用燃料，使其首先作为冷却剂冷却尾喷管13和爆震室12，然后再作为燃料参与爆震室燃烧。

优选地，后体21的后端面设有端面冷却通道，端面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置50相连。多个内喷口210分别与端面冷却通道连通，以供冷却后体21后端面后的燃料由多个内喷口210喷入引流通道30内。通过在后体21的后端面设置端面冷却通道，从而可引入燃料对后体21的后端面进行冷却，且多个内喷口210分别与该端面冷却通道连通，从而冷却后体21后端面的燃料可作为为内喷口210提供燃料的燃料源，该种设置方式，不仅使发动机的结构简单、紧凑，且充分利用燃料，使其首先作为冷却剂冷却后体21的后端面，然后再作为燃料参与爆震室燃烧。

实际工作时，发动机的燃料供应示意图如图2所示，本方案利用液体燃料对发动机进行主动冷却，以确保其长时间工作。其中50为燃料供给装置，燃料分两路进行供应，其中一路进入尾喷管13和爆震室12的壁面冷却通道，在通道内吸热升温气化或者气化裂解，然后经由外喷口110喷入发动机参与燃烧。另一路燃料经外壳10后进入后体21，在后体21后端面冷却通道内吸热升温气化或者气化裂解，然后经由内喷口210喷入发动机参与燃烧。两路燃料的流量需要根据发动机后体21后端面和外壳10的热防护需求进行分配。

可选地，如图1和2所示，旋转爆震冲压发动机还包括用于使后体21与外壳10相连的多根连接肋条40，多根连接肋条40沿引流通道30的周向依次间隔布置，且各连接肋条40分别与外壳10的内壁和后体21的外壁相连。本发明具体实施例中，多根连接肋条40沿引流通道30的周向依次间隔布置。各连接肋条40上与外壳10的内壁相连的上端面呈与外壳10的内壁匹配的曲面，各连接肋条40上与后体21的外壁相连的下端面呈与后体21的外壁匹配的曲面。当连接肋条40的上端面与外壳10的内壁面匹配连接，且连接肋条的下端面与后体21的外壁面匹配连接时，中心锥体20与外壳10连接稳定，发动机的整体结构强度强。

可选地，如图1所示，中心锥体20与外壳10同轴设置，且后体21的后端面与引流通道30的出口齐平。

可选地，如图1所示，中心锥体20还包括与后体21沿轴向相连的前体22，前体22位于外壳10外，且前体22的外壁面构成用于对空气进行压缩的进气道60。

可选地，尾喷管13为拉瓦尔喷管，用于增大高温高压燃烧产物的流速，使其快速排出产生推力。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞机，包括上述实施例的旋转爆震冲压发动机。将实验验证，本发明的高超声速飞机能够以液体煤油等低活性碳氢液体燃料进行旋转爆震的稳定燃烧，从而解决高速来流条件下低活性碳氢燃料旋转爆震燃烧组织难度大的技术问题，进而提高旋转爆震冲压发动机的工程应用。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。