一种弹用嵌入型分布式爆震发动机的制作方法

本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种弹用嵌入型分布式爆震发动机。

背景技术

相比于传统缓燃或爆燃燃烧，爆震燃烧能够在极短时间内产生极高的燃气压力和燃气温度，是自增压燃烧(自增压比为15以上)，在燃烧前初始条件相同的情况下，爆震燃烧引起的熵增要远低于缓燃燃烧的熵增，这意味着以爆震燃烧为基础的推进系统在循环热效率上将非常具有优势，另一方面，爆震燃烧传播速度快，可以在各种异型形状的结构下稳定自持传播，化学反应时间极短，因此爆震燃烧室具有比常规燃烧室更小的体积。为实现将爆震燃烧模式应用于推进系统，国内外各大研究机构提出了各种新思想、新方法，目前也已形成两大主流的爆震发动机结构:第一种是基于周期性点火源形成爆震波，利用间歇产生的爆震波产生推力的脉冲爆震发动机；另一种是一次点火形成爆震波，利用爆震波在圆柱型环形流通截面管道中连续传播产生推力的旋转爆震发动机。从工质角度，两种发动机结构的工作过程是相似的，都由填充、点火、爆震燃烧及排气组成，其间主要差异在于爆震燃烧的组织方式，并由此带来各自优缺点的差异。

对于脉冲爆震发动机，其所需的周期性点火装置复杂，内部的增爆装置将增大燃烧室流阻损失，燃烧室内多种燃烧模式引起循环效率降低。对于旋转爆震发动机，其只需一次点火和爆震起爆过程，解决了脉冲爆震发动机以上缺点，但现有方案也存在技术问题：其燃烧室为环形通道结构，故爆震燃烧室工作频率由发动机外尺寸决定，工作频率不可控、不可设计；爆震室环形通道进气方向与发动机来流方向相同，由于爆震室内燃烧自增压将阻隔进气，因此燃烧室总进气量受限；爆震燃烧室高工作频率导致其燃烧室热负荷大大高于现有常规燃烧室，壁温升高，同时高壁温必会向周围低温部件辐射换热，这对发动机长时间稳定工作是非常不利的；最后当前爆震发动机结构还未发挥爆震燃烧的另一优势，即其可以在各种异型通道内传播，通道尺寸可小至毫米量级，这一有优势可以大大拓展爆震发动机的设计空间及应用范围。

技术实现要素：

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种弹用嵌入型分布式爆震发动机，能够与导弹壳体进行融合的嵌入型分布式爆震发动机，可将动力系统自身质量及结构分摊到导弹上，进而增大散热面积；通过进气层将发动机热端部件爆震管网层与导弹中心冷端部件相隔离，减少对导弹内部装置温度的影响；空气在环形进气层1中沿导弹轴向方向流动，气流再以径向方向流入爆震管网层2，增大燃烧室的进气量；其通过分层设计及网状爆震层管网结构，降低爆震室工作频率，能够充分发挥爆震燃烧及爆震推进的优势。

本发明的技术方案是：一种弹用嵌入型分布式爆震发动机，其特征在于：所述发动机为分布式环形结构，沿径向由内向外依次包括进气层1、爆震管网层2及导流排气层3；

进气层1为环腔通道构型；爆震管网层2为环形构件，其在径向方向开有通槽21，通槽21在环形爆震管网层2内构成首尾相连的管网通道,将爆震管网层2沿周向展开后为矩形结构，展开后的爆震管网层2中的所述管网通道相对于所述矩形长边中心线对称设置；通槽21宽度由胞格尺寸确定；所述管网通道长度的确定方法为：管网通道长度＝爆震波速/设计工作频率；

通槽21沿爆震管网层2径向方向由内向外依次分为隔离段21a、爆震段21b以及变截面喷管段21c；隔离段21a与进气层1相通用于气流通入，在其内通过加强筋固定设置有气动阀，用于隔离爆震段21b中高压燃气对进气层1的压力脉动影响；爆震段21b为等截面通道位于通槽21中部，用于爆震波沿爆震管网层2内连续传播；变截面喷管段21c为喷管截面的结构，用于实现将高压燃气内能转变为燃气动能；导流排气层3包裹于爆震管网层2外表面，在导流排气层3内、与通槽21相对应的位置设置有导流槽31，且导流槽31与通槽21宽度相同，导流槽31内垂直于槽壁设置有等间距分布的导流板31a，通过导流槽31和导流板31a使得气流方向由发动机径向方向调整为与发动机轴向成锐角的方向，进而气流朝向导弹前进的反方向排出发动机。

本发明的进一步技术方案是：所述通槽21由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；与通槽21相对应的导流槽31也由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；导流槽31的所述与发动机轴线平行的槽槽壁与发动机径向方向平行；导流槽31的所述与发动机轴线垂直的槽槽壁与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；导流槽31的所述圆弧槽的槽壁角度，由所述与发动机轴线平行的槽槽壁的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽槽壁的角度一致；

设置于所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；设置于所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a与发动机径向方向平行；所述圆弧槽内的导流板31a，其角度由所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a的角度一致。

本发明的进一步技术方案是：所述爆震段21b沿发动机径向由内向外分为爆震传播段21d和爆震隔段21e；爆震传播段21d位于与隔离段21a相邻的位置，爆震燃烧波在爆震传播段21d内连续传播；爆震隔段21e内设置有沿发动机轴向方向等间距布置的爆震隔板21f，相邻爆震隔板21f间形成气流通道；爆震隔板21f延伸至导流排气层3，穿过变截面喷管段21c，并在其内形成相互隔离的径向并列通道，与导流板31a相连，爆震隔板21f间距与导流板31a间距相同。

本发明的进一步技术方案是：通槽21是由矩形通槽和u形通槽构成，所述矩形通槽平行于所述发动机中心轴，且相邻所述矩形通槽两端通过u形通槽连通，形成一个首尾相连的管网通道。

本发明的进一步技术方案是：通槽21由s型通槽和矩形带有圆弧过度的通槽连通构成，形成一个首尾相连的管网通道。

本发明的进一步技术方案是：通槽21的所述与发动机轴线平行的槽槽壁与发动机径向方向平行；通槽21的所述与发动机轴线垂直的槽槽壁与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；通槽21的所述圆弧槽的槽壁角度，由所述与发动机轴线平行的槽槽壁的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽槽壁的角度一致。

本发明的进一步技术方案是：所述导流板31a间距与通槽21宽度相同。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明针对导弹用动力，提出了一种能够与导弹壳体进行融合的嵌入型分布式爆震发动机，由于嵌入型分布式爆震发动机为分层结构，基于爆震燃烧的独特优势可以实现薄厚度设计，进而可与导弹壳体进行一体化设计/制造，可将动力系统自身质量及结构分摊到导弹上，进而增大散热面积，从而使动力系统兼具轻质高性能特点，也可实现分布式动力系统；所述进气层将发动机热端部件爆震管网层与导弹中心冷端部件相隔离，不会影响导弹内部其他装置温度，保证导弹内部其他装置的正常工作；空气在环形进气层1中沿导弹轴向方向流动，气流再以径向方向流入爆震管网层2，进而增大燃烧室的进气量；由于爆震管网层中采用径向开槽的以形成爆震管网通道结构，因此可以根据设计工作频率确定爆震管网通道长度，进而降低爆震室工作频率，其中爆震管网层的通槽宽度由胞格尺寸确定，设计工作频率和管网通道长度的关系是：管网通道长度＝爆震波速/设计工作频率；同时嵌入型分布式爆震发动机采用单次点火起爆，形成的爆震波在爆震管网通道内连续传播，解决脉冲爆震发动机需利用周期性点火源问题及起爆过程中多种燃烧模式而导致的循环效率降低的问题。

附图说明

图1是嵌入型分布式爆震发动机在导弹上应用结构图；

图2是图1中a-a面剖面图；

图3是图2a-a面剖面图沿b-b线的圆环展开图；

图4是图3圆环展开图中爆震管网层1的c-c面俯视图；

图5是本发明实施例1的环形嵌入型分布式爆震发动机展开后在图4中d-d面处的剖面图及气流流路图；

图6是图4中爆震管网层2在e-e面处的剖面图；

图7是图4中发动机在f-f面处的剖面图；

图8是本发明实施例2的环形嵌入型分布式爆震发动机展开后在图4中d-d面处的剖面图及气流流路图；

图9是本发明实施例3的图3圆环展开图中爆震管网层2的c-c面俯视图；

附图标记说明：0－弹用嵌入型分布式爆震发动机，1－进气层，2－爆震管网层，21－通槽，21a－隔离段，21b－爆震段，21c－变截面喷管段，21d－爆震传播段，21e－爆震隔段，21f－爆震隔板，3－导流排气层，31－导流槽，31a－导流板。

具体实施方式

实施例1：

参照附图1所示，将位于导弹重心下游一段环形壳体以环形嵌入型分布式爆震发动机0替代，即由本发明一种弹用嵌入型分布式爆震发动机代替，包括进气层1、爆震管网层2、通槽21、隔离段21a、爆震段21b、变截面喷管段21c、导流排气层3、导流槽31及导流板31a，这些部件共同构成环形嵌入型分布式爆震发动机0，发动机0在进气层1的进气口一端通过周向均布的加强筋与导弹固定连接，发动机另一端与导弹外部壳体融合一体化设计，在进气层1的进气口处周向设置有燃料喷嘴；沿发动机径向方向由内向外依次分为进气层1、爆震管网层2及导流排气层3；发动机a-a剖面图如图2所示，进气层1为环形气流通道，爆震管网层2和导流排气层3中开有等间距的16个径向气流通道，来流空气由导弹进气道引入发动机后，首先沿发动机轴线方向流入进气层1的环形通道，然后气流沿发动机径向方向流入爆震管网层2，最后由导流排气层3排出；将a-a剖面图在b-b截面处将环形发动机展开可得如图3所示的发动机a-a剖面的环面展开图，图3中c-c面处爆震管网层俯视图如图4所示；由图4可见，爆震管网层2径向方向开有通槽21，将爆震管网层2展开后为矩形结构，展开后通槽21形成的所述管网通道相对于所述矩形长边中心线对称设置，通槽21是由16个矩形通槽和16个u形通槽构成，所述矩形通槽平行于所述发动机中心轴，且相邻所述矩形通槽两端通过u形通槽连通，形成一个首尾相连的管网通道。通槽21宽度由胞格尺寸确定。

图2中所示的16条径向气流通道通过16个u形通槽两两相连，爆震管网层2内点火后爆震燃烧波持续在通槽21内传播，通槽21长度即为管网通道长度，具体确定方法为：管网通道长度＝爆震波速/设计工作频率；通槽21中纵槽d-d截面处发动机剖面图如图5所示，由图可见，爆震管网层2沿径向顺着气流流动方向又可分为隔离段21a、爆震段21b、变截面喷管段21c；由e-e剖面图6可见，垂直于爆震燃烧波传播方向的通槽21为变截面流道，隔离段21a采用了一中心锥形式的气动阀设计，爆震段21b为等截面通道，爆震燃烧波连续在其内传播，其下游为变截面喷管段21c，其型面可采用常规喷管设计方法；

由图5可见，导流排气层3内开有与通槽21相对应的导流槽31，且导流槽31与通槽21宽度相同，导流槽31内垂直于槽壁设置有等间距分布的导流板31a，所述间距与通槽21宽度相同。所述通槽21由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；与通槽21相对应的导流槽31也由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；导流槽31的所述与发动机轴线平行的槽槽壁与发动机径向方向平行；导流槽31的所述与发动机轴线垂直的槽槽壁与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；所述圆弧槽的槽壁角度，由所述与发动机轴线平行的槽槽壁的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽槽壁的角度一致；

参照图5，设置于所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜，倾斜角由设计出气流角确定；设置于所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a与发动机径向方向平行；所述圆弧槽内的导流板31a，其角度由所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a的角度一致。

通过导流槽31和导流板31a使得气流方向由发动机径向方向调整为与发动机轴向成锐角方向，进而气流朝向导弹前进的反方向排出发动机。

实施例2：

如图1和8所示，将位于导弹重心下游一段环形壳体以环形嵌入型分布式爆震发动机0替代，即由本发明一种弹用嵌入型分布式爆震发动机代替，包括进气层1、爆震管网层2、隔离段21a、爆震传播段21d、爆震隔段21e、爆震隔板21f、变截面喷管段21c、导流排气层3、导流槽31及导流板31a；导流层排气层3结构与实施例1相同；通槽21沿发动机径向由内向外分为隔离段21a、爆震传播段21d、爆震隔段21e及变截面喷管段21c，通槽21的管网通道型式及截面通道分别与实施例1中图4及6相同，所述通槽21由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；所述与发动机轴线平行的槽槽壁与发动机径向方向平行；所述与发动机轴线垂直的槽槽壁与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；所述圆弧槽的槽壁角度，由所述与发动机轴线平行的槽槽壁的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽槽壁的角度一致。

爆震传播段21d为连续通道，爆震燃烧波在其内连续传播，其功能与实施例1中爆震段21b相同；爆震隔段21e内引入沿管网方向等间距布置的倾斜爆震隔板21f，爆震隔板21f的倾斜角度与通槽21槽壁的角度一致，所述间距与通槽21宽度相当，相邻隔板间形成径向通道，在爆震传播段21d中连续传播的爆震燃烧波点燃爆震隔段21e中径向通道内的可燃混合物，爆震隔板21f继续向导流排气层3延伸，在变截面喷管段21c内也形成相互隔离的径向并列通道，并进而与导流板31a相连。

实施例3：

参照附图1所示，将位于导弹重心下游一段环形壳体以环形嵌入型分布式爆震发动机0替代，即由本发明一种弹用嵌入型分布式爆震发动机代替，包括进气层1、爆震管网层2、通槽21、隔离段21a、爆震段21b、变截面喷管段21c、导流排气层3、导流槽31及导流板31a，这些部件共同构成环形嵌入型分布式爆震发动机0，发动机0在进气层1的进气口一端通过周向均布的加强筋与导弹固定连接，发动机另一端与导弹外部壳体融合一体化设计，在进气层1的进气口处周向设置有燃料喷嘴；沿发动机径向方向由内向外依次分为进气层1、爆震管网层2及导流排气层3；发动机a-a剖面图如图2所示，进气层1为环形气流通道，爆震管网层2径向方向开有通槽21，来流空气由导弹进气道引入发动机后，首先沿发动机轴线方向流入进气层1的环形通道，然后气流沿发动机径向方向流入爆震管网层2的通槽21内，最后由导流排气层3排出；将a-a剖面图在b-b截面处将环形发动机展开可得如图3所示的发动机a-a剖面的环面展开图，图3中c-c面处爆震管网层俯视图如图9所示；由图9可见，将爆震管网层2展开后为矩形结构，展开后的所述管网通道相对于所述矩形长边中心线对称设置。通槽21是由2个对称的s型通槽和6个矩形带有圆弧过度的通槽连通形成一个首尾相连的管网通道。通槽21宽度由胞格尺寸确定。

爆震管网层2内点火后爆震燃烧波持续在通槽21内传播，通槽21长度即为管网通道长度，具体确定方法为：管网通道长度＝爆震波速/设计工作频率；通槽21中纵槽d-d截面处发动机剖面图如图5所示，由图可见，爆震管网层2沿径向顺着气流流动方向又可分为隔离段21a、爆震段21b、变截面喷管段21c；由e-e剖面图6可见，垂直于爆震燃烧波传播方向的通槽21为变截面流道，隔离段21a采用了一中心锥形式的气动阀设计，爆震段21b为等截面通道，爆震燃烧波连续在其内传播，其下游为变截面喷管段21c，其型面可采用常规喷管设计方法；

由图5可见，导流排气层3内开有与通槽21相对应的导流槽31，且导流槽31与通槽21宽度相同，导流槽31内垂直于槽壁设置有等间距分布的导流板31a，所述间距与通槽21宽度相同。所述通槽21由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；与通槽21相对应的导流槽31也由与发动机轴线平行的槽、与发动机轴线垂直的槽以及圆弧槽构成；导流槽31的所述与发动机轴线平行的槽槽壁与发动机径向方向平行；导流槽31的所述与发动机轴线垂直的槽槽壁与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜；所述圆弧槽的槽壁角度，由所述与发动机轴线平行的槽槽壁的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽槽壁的角度一致；

参照图5，设置于所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a与发动机轴向成锐角，且朝向进气层1的进气口一端倾斜，倾斜角由设计出气流角确定；设置于所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a与发动机径向方向平行；所述圆弧槽内的导流板31a，其角度由所述与发动机轴线平行的槽内的导流板31a的角度逐渐转化为与所述与发动机轴线垂直的槽内的导流板31a的角度一致。

通过导流槽31和导流板31a使得气流方向由发动机径向方向调整为与发动机轴向成锐角方向，进而气流朝向导弹前进的反方向排出发动机。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。