激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法与流程

本发明涉及吸气式高超声速推进技术领域，特别是涉及一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法。

背景技术

高超声速推进技术是发展高超声速飞行器的核心关键技术。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行的最佳动力装置。图1是目前常规的超燃冲压发动机的结构示意图。该超燃冲压发动机包括进气道11、燃烧室12、尾喷管13。燃烧室12中具有用于喷射燃料的燃料喷注器12a。该常规的超燃冲压发动机的工作原理是高速来流进入进气道11后受到来自上壁楔面的压缩，产生激波。压缩后的激波进入燃烧室12，燃烧室12前端设置的燃料喷注器12a喷射燃料，使燃料和进入燃烧室12的气体混合点火，燃烧产物通过燃烧室12后面的尾喷管12排出，产生推力。该混合点火过程以爆燃波的形式完成。爆燃波以亚声速传播，通过分子扩散或湍流运输点燃可燃气体，爆燃波的传播速度会在一定范围内连续变化。

该常规的超燃冲压发动机的缺点如下：高速气流在燃烧室内的驻留时间很短，这种缓慢的燃烧扩散导致燃料和气体在燃烧室内无法充分混合并完全燃烧，极大地影响了发动机的推进性能。如果要让燃料和气体在燃烧室内尽可能充分混合并完全燃烧，现有的方法是设计较长的燃烧室，但该方法会造成发动机的结构急剧增大，冷却系统也需要增大，会极大地影响飞行器整体性能。马赫数越大，这种影响就越显著。

公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域一般技术人员所公知的现有技术。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，其采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机的推动性能。

为实现上述目的，本发明提供了一种激波诱燃冲压发动机，所述激波诱燃冲压发动机包括：变楔面三维侧压进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。变楔面三维侧压进气道包括上壁面和侧壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，其中，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述侧壁面为内收式结构，所述侧壁面与所述上壁面之间为弧面过渡连接。燃料喷注器被设置在所述第一楔面，用于在所述高超声速来流进入所述变楔面三维侧压进气道时喷射燃料。燃烧室与所述变楔面三维侧压进气道相连通，所述燃料与所述高超声速来流的混合物通过燃烧室充分燃烧，所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通，用于排出所述燃烧室的燃烧产物从而产生推动力。

在一优选的实施方式中，所述燃料喷注器为横向阵列悬臂式喷注器。

在一优选的实施方式中，所述燃烧室的入口处相对地设置有两个斜劈面稳焰支板，其中一个所述斜劈面稳焰支板与所述上壁面位于所述燃烧室内腔的同一侧。

在一优选的实施方式中，所述尾喷管为外扩结构。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动机还包括：底部整流罩，其位于所述变楔面三维侧压进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部，与所述变楔面三维侧压进气道的所述侧壁面之间为弧面过渡连接，所述底部整流罩用于减少飞行器飞行过程中受到的阻力。

本发明还提供了一种激波诱燃冲压发动方法，其包括：将进气道的上壁面配置为具有第一楔面和第二楔面，且所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率；将进气道的侧壁面配置为内收式结构；将所述进气道的侧壁面和上壁面之间配置为弧面过渡连接；将燃料喷注器设置在所述第一楔面；在高超声速来流进入所述进气道时，所述燃料喷注器喷射燃料；所述高超声速来流在所述侧壁面与所述第一楔面形成的进气道段被压缩，同时与所述燃料进行混合，然后混合物在所述侧壁面与所述第二楔面形成的进气道段被压缩产生爆轰波，从而所述混合物以爆震形式燃烧；燃烧物进入燃烧室进行充分燃烧，最后的燃烧产物通过尾喷管排出，产生推力。

在一优选的实施方式中，所述燃料喷注器为横向阵列悬臂式喷注器。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：在所述燃烧室的入口处相对地设置两个斜劈面稳焰支板，其中一个所述斜劈面稳焰支板与所述上壁面位于所述燃烧室内腔的同一侧。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：将所述尾喷管配置为渐扩结构。

在一优选的实施方式中，所述激波诱燃冲压发动方法还包括：将所述进气道、所述燃烧室以及所述尾喷管的底部设置一个底部整流罩从而减小飞行器飞行过程中受到的阻力。

与现有技术相比，本发明提供的激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，至少实现了如下有益效果：本发明设计了变楔面三维侧压进气道，变楔面三维侧压进气道的上壁面压缩和侧壁面压缩耦合，与单斜面压缩进气相比，可以获得更大的进气量，提高了推进性能。并且在变楔面三维侧压进气道的第一楔面上设置了燃料喷注器，在进气道的前段进行燃料和高超声速气流的混合以及第一次压缩，在进气道的后段对混合物进行第二次压缩，从而形成了爆轰波，爆轰波通过激波压缩实现自点火以超声速传播，通过提升波后压力和密度，加速化学反应放热，导致燃烧产物热膨胀，实现高速传播，爆轰波在给定的可燃混合气体中，有唯一确定的传播速度，因此爆轰波比爆燃波更加稳定，有助于燃料的更快更充分的燃烧，使得发动机的推动能力更强，并且爆轰波燃烧距离更短，激波诱导过程主导燃烧的燃烧室长度只需要进气道长度的25％-30％，这就大大缩短了燃烧室的长度，减小了燃烧室所需冷却系统的重量，有助于提高发动机的推动能力。

当然，实施本发明的任一产品必不特定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

被结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同其说明一起用于解释本发明的原理。

图1是目前常规的超燃冲压发动机的结构示意图；

图2是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的平面结构示意图图；

图3是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的立体结构示意图；

图4是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的剖面图；

图5是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的俯视图；

图6是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的主视图。

主要附图标记说明：

20-燃料喷注器，21-进气道，22-燃烧室，23-尾喷管，24-底部整流罩，21a-第一楔面，21b-第二楔面，21c-侧壁面，22a-斜劈面稳焰支板，s-弧面过渡连接。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。

以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

本发明提出了一种激波诱燃冲压发动机，其采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，从而大大提高了发动机的推动性能。

实施例1

图2是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的平面结构示意图图。该激波诱燃冲压发动机包括：燃料喷注器20、变楔面三维侧压进气道21、燃烧室22、尾喷管23。变楔面三维侧压进气道21的前端设置有燃料喷注器20。变楔面三维侧压进气道21包括上壁面和侧壁面，上壁面包括第一楔面21a和第二楔面21b，其中，第二楔面21b的斜率大于第一楔面21a的斜率，侧壁面为内收式结构，侧壁面与上壁面之间为弧面过渡连接。

其工作原理是高超声速来流进入变楔面三维侧压进气道21后，首先在变楔面三维侧压进气道21的第一楔面21a产生斜激波，同时燃料喷注器20喷出燃料，燃料与空气进行混合，压缩激波会提升进气道的压力和温度，诱导可燃混合物燃烧，从而加快反应速度；然后混合气体在变楔面三维侧压进气道21的第二楔面21b再次被压缩，进一步提升压力和温度，提升反应速率，使激波与火焰锋面耦合，形成爆轰波，混合物以爆震形式燃烧，燃烧产物进入燃烧室22进行充分燃烧。最后的燃烧产物通过燃烧室22后面的尾喷管23排出，产生推力。

现有的超燃冲压发动机的燃料与空气的混合是在燃烧室内进行的，该激波诱燃冲压发动机的燃料喷注器20被设置在变楔面三维侧压进气道21的前端，使燃料和空气混合过程在变楔面三维侧压进气道21完成。无需增加燃烧室的长度，就可以实现燃料和空气更加充分的混合。

该激波诱燃冲压发动机还通过将变楔面三维侧压进气道21的上壁面由单一楔面改为二级楔面，内收式的侧壁面与上壁面耦合，从而实现对混合气体进行二级压缩，燃烧方式从爆燃形式变为爆轰形式。这种斜爆轰形式的燃烧，燃烧距离更短，燃烧更加充分，能够突破碳氢燃料超燃冲压发动机的马赫数上限，拓宽了飞行马赫数范围。而且由于二级楔面的设计能够减少气流在壁面摩擦带来的各种损失，因此这种斜爆轰方式大大减小了熵增和总压损失，进一步提高了发动机的推进性能。

实施例2

图3是根据本发明一实施方式的激波诱燃冲压发动机的立体结构示意图。具体地，该发动机设置在机身底部，采用机身与发动机一体化的设计。进气道包括位于进气道前端的燃料喷注器20、进气道上壁面的第一楔面21a，进气道上壁面的第二楔面21b、底部整流罩24。燃烧室22入口处设置了两个斜劈面稳焰支板22a。用于稳定混合气体的燃烧火焰。尾喷管23为渐扩尾喷管。

图4、图5和图6分别示出了该激波诱燃冲压发动机的剖面图、俯视图、主视图。进气道侧壁面21c采用内收式的设计来实现进气道和燃烧室的连接。进气道侧壁面21c与进气道上壁面的第一楔面21a、进气道上壁面的第二楔面21b以及底部整流罩24之间均采用弧面过渡连接(如附图标记s所示)。

该实施例中，燃料喷注器20选用了横向阵列悬臂式喷注器。该燃料喷注器20没有选用喷注孔的设计，因为横向阵列悬臂式喷注器与喷注孔相比，可以增加喷注燃料的穿透深度，提高燃料与空气的混合效果，且壁面与燃料之间形成的气垫能有效防止燃料穿透边界层。并且可以在其下游产生轴向涡，用以增强燃料和空气的混合效率。

燃烧室22a的入口处相对地设置有两个斜劈面稳焰支板22a，其中一个斜劈面稳焰支板与上壁面位于燃烧室内腔的同一侧。斜劈面稳焰支板22a用于稳定火焰和辅助点火的作用。迎面来流在斜劈面稳焰支板22a后缘产生尾迹旋涡，降低局部流速，形成回流区。回流区以紊流传热和换热的形式，为进入燃烧室的混合气体传输热量和活性物质，使火焰可以在燃烧室内稳定传播。另外，如果回流区的局部流速低于紊流火焰传播速度时，一旦遇到点火源(进气道末端的爆轰波)，就可点燃混合气体，高温燃烧产物通过回流区返回上游，有助于形成稳定连续的点火源，从而起到辅助点火的作用。

底部整流罩24位于变楔面三维侧压进气道21、燃烧室22以及尾喷管23的底部，与变楔面三维侧压进气道21的侧壁面21c之间为弧面过渡连接(如附图标记s所示)，该底部整流罩24用于减少飞行器飞行过程中受到的阻力。

实施例3

在该实施方式中，激波诱燃冲压发动方法包括以下步骤：

将进气道的上壁面配置为具有第一楔面和第二楔面，且第二楔面的斜率大于第一楔面的斜率；将进气道的侧壁面配置为内收式结构；将进气道的侧壁面和上壁之间配置为弧面过渡连接；将燃料喷注器设置在第一楔面的表面，其中，燃料喷注器为横向阵列悬臂式喷注器；可选地，将尾喷管配置为渐扩结构；在高超声速来流进入进气道时，燃料喷注器喷射燃料；高超声速来流在侧壁面与第一楔面形成的进气道段被压缩，同时与燃料进行混合，然后混合物在侧壁面与第二楔面形成的进气道段被压缩产生爆轰波，从而混合物以爆震形式燃烧；燃烧物进入燃烧室进行充分燃烧，最后的燃烧产物通过尾喷管排出，产生推力。

可选地，将燃烧室的入口处相对地设置有两个斜劈面稳焰支板，其中一个斜劈面稳焰支板与上壁面位于燃烧室内腔的同一侧，在燃料与高超声速来流的混合物到达斜劈面稳焰支板后形成回流区，从而稳定燃料与高超声速来流混合燃烧的火焰，当回流区的局部流速低于火焰传播速度并遇到爆轰波时，此时通过回流区返回上游的高温燃烧产物能够被点燃，形成稳定连续的点火源。

可选地，将进气道、燃烧室以及尾喷管的底部设置一个底部整流罩从而减小飞行器飞行过程中受到的阻力。

通过上述实施例可知，本发明提供的激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，至少实现了如下有益效果：

本发明设计了变楔面三维侧压进气道，变楔面三维侧压进气道的上壁面压缩和侧壁面压缩耦合，与单斜面压缩进气相比，可以获得更大的进气量，提高了推进性能。并且在变楔面三维侧压进气道的第一楔面上设置了燃料喷注器，在进气道的前段进行燃料和高超声速气流的混合以及第一次压缩，在进气道的后段对混合物进行第二次压缩，从而形成了爆轰波，爆轰波通过激波压缩实现自点火以超声速传播，通过提升波后压力和密度，加速化学反应放热，导致燃烧产物热膨胀，实现高速传播，爆轰波在给定的可燃混合气体中，有唯一确定的传播速度，因此爆轰波比爆燃波更加稳定，有助于燃料的更快更充分的燃烧，使得发动机的推动能力更强，并且爆轰波燃烧距离更短，激波诱导过程主导燃烧的燃烧室长度只需要进气道长度的25％-30％，这就大大缩短了燃烧室的长度，减小了燃烧室所需冷却系统的重量，有助于提高发动机的推动能力。

虽然已经通过例子对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上例子仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。