采用塞式喷管的斜爆震发动机

1.本发明涉及航空航天发动机技术领域，更具体地，涉及一种采用塞式喷管的斜爆震发动机。


背景技术：

2.自然界中的燃烧方式可以分为两类，一类是爆燃，另一类是爆震。爆燃燃烧是通过热传导、分子扩散以及湍流输运机制将反应释放的能量传入前方未燃混合物中，从而实现爆燃波的传播。爆燃波传播速度较慢，一般为每秒几米到几十米，相对于它前方的反应物以亚声速传播。爆震燃烧主要是依靠强激波压缩实现混合物的点火，爆震波可以描述成一道带有化学反应的可以自持传播的强激波，它的传播速度远远大于爆燃波的传播速度，是一种超声速燃烧波，传播速度能达到每秒数千米的量级。爆震燃烧具有能量释放速率快、循环热效率高等优点，在高超声速推进领域中具有十分广阔的应用前景
3.实现大气层内的高超声速吸气式飞行是航空航天领域一直以来的研究前沿。传统的超燃冲压发动机主要是基于爆燃的方式组织燃烧，尽管采用了凹腔等稳焰方式，但是随着马赫数进一步提高，火焰稳定性和释热充分性的下降，燃料难以在燃烧室内完全放热，削弱发动机的工作性能。对于爆燃而言，高速气流中的充分燃烧需要大尺度的燃烧室，这不仅导致发动机结构重量增加，还会给燃烧室的防热/隔热带来很大困难。此外，传统的钟型喷管在非设计高度工作时存在推力损失，热功转换效率下降，进一步降低了发动机的性能。当前，上述问题已经引起了研究人员的重点关注。
4.在现有技术中，申请公布号cn111594339a的发明专利公开了一种采用塞式喷管的冲压发动机。该发动机的燃烧室设计有火焰稳定器，热传导、分子扩散以及湍流输运机制在其中起主导作用，因此燃烧是基于爆燃方式组织的。该发动机的中心体后端和喷管外壁面形成两个楔面，虽然这种构型在高马赫数下也可能形成斜爆震波，但是这两个楔面诱导的两道斜爆震波会相交产生马赫干，增加总压损失并且极易导致波面失稳脱体，因此该结构并不适合采用斜爆震波组织燃烧。此外，受限于构型，该发动机难以容纳大尺寸塞锥，无法安装大扩张比的塞式喷管，最优的巡航高度区间比较小。
5.斜爆震燃烧具有能量释放速率快、循环热效率高等优点，能克服燃烧波在高超声速中的驻定难题并且无需额外点火，是实现马赫数8及以上的吸气式高超声速推进的理想燃烧组织方式。
6.因此，为了进一步拓宽大气层内的高超声速吸气式飞行的速域和空域，本发明提供一种采用塞式喷管的斜爆震发动机。


技术实现要素：

7.有鉴于此，本发明提供了一种采用塞式喷管的斜爆震发动机，包括：
8.中心锥体，包括沿第一方向上顺次连接的前体、中部体和后体，沿所述第一方向上所述后体的直径不断减小；所述中部体的侧壁与所述后体的侧壁之间的夹角为扩张拐角，
所述扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间，所述第一位置为第一马赫线与所述中部体的侧壁的交点，所述第二位置为所述中部体的侧壁的延长线与斜爆震波的交点；
9.壳体，为两端开口的套体，套于所述中心锥体外，所述壳体包括沿所述第一方向上顺次连接的第一套体和第二套体，所述第二套体与所述后体相对应，沿所述第一方向上所述第二套体的内径不断减小；所述壳体内部与所述中心锥体形成空腔，所述空腔包括沿所述第一方向上顺次设置的进气道、掺混段和燃烧室，所述进气道与所述前体相对应，所述掺混段与所述中部体相对应，所述燃烧室与所述第二套体相对应。
10.优选地，所述第一马赫线按照以下方式进行确定：
11.所述燃烧室中的超声速可燃混合气流燃烧时顺次生成斜激波、横波和所述斜爆震波，所述斜激波、所述横波和所述斜爆震波的交点为三波点；
12.获取所述超声速可燃混合气流的流动马赫数，按照以下方法计算马赫线与所述超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角：
[0013][0014]
其中，ω为所述马赫线与所述超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角，ma为所述流动马赫数；
[0015]
根据所述马赫线与所述超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角得到所述马赫线的方向，平移所述马赫线至经过所述三波点得到所述第一马赫线。
[0016]
优选地，所述第一套体包括沿所述第一方向上顺次连接的第一部和第二部，所述第一部与所述前体相对应，所述第二部与所述中部体相对应，所述第二部与所述中部体的侧壁平行。
[0017]
优选地，所述第二套体的延伸方向与所述第二部的延伸方向之间的夹角为σ，σ的角度范围为130
°
至170
°
。
[0018]
优选地，沿所述第一方向上，所述中部体的直径不断增大。
[0019]
优选地，所述中部体的侧壁与所述中心锥体的中心线之间的夹角为θ，θ的角度范围为3
°
至25
°
。
[0020]
优选地，所述中部体的侧壁靠近所述前体的一侧设有燃料喷注器。
[0021]
优选地，所述超声速可燃混合气流为所述进气道压缩后的超声速空气来流与燃料在所述掺混段充分掺混后形成的气流。
[0022]
优选地，所述后体的侧壁为曲面。
[0023]
与现有技术相比，本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机，至少实现了如下的有益效果：
[0024]
本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机中扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间，第一位置为第一马赫线与中部体的侧壁的交点，第二位置为中部体的侧壁的延长线与斜爆震波的交点；设置扩张拐角位于第一位置和第二位置之间，保证斜爆震发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免斜爆震波在中心锥体发生马赫反射导致爆震波无法正常驻定的问题。沿第一方向上中部体的直径不断增大，中部体的侧壁与中心锥体的中心线之间存在夹角，这增加了尾部空间的容积以安装大扩张比的塞式喷管，扩大了最优的巡航高度区间。沿第
一方向上第二套体的内径不断减小，燃烧室与第二套体相对应，第二套体收缩形成的三维内楔面诱导超声速可燃混合气流形成斜爆震波，并使燃烧产生的高温高压气体流动方向与第二套体平行，后体的弧形侧壁和第二套体内壁面形成的扩张流道使得高压气体膨胀加速，此时气体高速喷出并自动匹配外界气压，发动机产生推力。
[0025]
当然，实施本发明的任一产品不特定需要同时达到以上所述的所有技术效果。
[0026]
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
[0027]
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。
[0028]
图1是本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机的一种结构示意图；
[0029]
图2是图1中a-a’向的剖面图；
[0030]
图3是图2中b处的一种结构示意图；
[0031]
图4是图2中b处的另一种结构示意图；
[0032]
图5是图2中b处的又一种结构示意图；
[0033]
1-中心锥体，2-前体，3-中部体，4-后体，5-第一马赫线，6-斜爆震波，7-壳体，8-第一套体，9-第二套体，10-进气道，11-掺混段，12-燃烧室，13-塞式喷管，14-斜激波，15-横波，16-三波点，17-第一部，18-第二部，19-燃料喷注器，a-第一位置，b-第二位置，x-第一方向。
具体实施方式
[0034]
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。
[0035]
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。
[0036]
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。
[0037]
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。
[0038]
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。
[0039]
结合图1至图5，图1是本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机的一种结构示意图；图2是图1中a-a’向的剖面图；图3是图2中b处的一种结构示意图；图4是图2中b处的另一种结构示意图；图5是图2中b处的又一种结构示意图，来说明本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机一种具体的实施例，包括：
[0040]
中心锥体1，包括沿第一方向x上顺次连接的前体2、中部体3和后体4，沿第一方向x上后体4的直径不断减小；中部体3的侧壁与后体4的侧壁之间的夹角为扩张拐角α，调整中
部体3的侧壁长度使得扩张拐角α的顶点位于第一位置a和第二位置b之间，第一位置a为第一马赫线5与中部体3的侧壁的交点，第二位置b为中部体3的侧壁的延长线与斜爆震波6的交点；
[0041]
壳体7，为两端开口的套体，套于中心锥体1外，壳体7包括沿第一方向x上顺次连接的第一套体8和第二套体9，第二套体9与后体4相对应，沿第一方向x上第二套体9的内径不断减小；壳体7内部与中心锥体1形成空腔，空腔包括沿第一方向x上顺次设置的进气道10、掺混段11和燃烧室12，进气道10与前体2相对应，掺混段11与中部体3相对应，燃烧室12与第二套体9相对应。
[0042]
可以理解的是，图3示意出第一位置a和第二位置b，沿第一方向x上，扩张拐角α的顶点应位于线段ab之间；图4示意出扩张拐角α的顶点位于第一位置a，图5示意出扩张拐角α的顶点位于第二位置b，本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机主要由进气道10、掺混段11、燃烧室12和塞式喷管13等部分组成。其中进气道10与掺混段11相连，掺混段11与燃烧室12相连，燃烧室12与塞式喷管13相连。进气道10负责捕获空气，前体2将超声速空气来流减速增压；燃料喷注器19在掺混段11前段喷注燃料，经过进气道10压缩后的超声速空气来流与燃料在掺混段11充分混合形成超声速可燃混合气流；燃烧室12外壁面即是第二套体9，塞式喷管13用于加速高压气体以形成推力。具体的，超声速空气来流由前体2压缩后，从进气道10进入发动机。燃料喷注器19喷注燃料，并与压缩后的气体在掺混段11充分掺混形成超声速可燃混合气流。第二套体9处产生的斜爆震波6组织超声速可燃混合气流迅速、高效地燃烧。最后，高温高压的燃气由塞式喷管13加速喷出产生推力。参照图5，第二位置b主要是考虑到斜爆震波6在中部体3的侧壁发生马赫反射时容易变成正爆震波，这将增加总压损失，降低发动机性能，严重时还会使得爆震波面失稳甚至前传，使得发动机无法产生推力。在给定来流气体条件和第二套体9角度的情况下，在半无限空间中起爆的斜爆震波6的结构是确定的，那么斜爆震波6的位置也就可以确定。由于燃烧室12入口流道的宽度确定，因此可以得到中部体3的侧壁相对于壳体7的位置，再延长中部体3的侧壁并与斜爆震波6产生交点，此交点即为第一位置b。
[0043]
与现有技术相比，本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机中扩张拐角α的顶点位于第一位置a和第二位置b之间，第一位置a为第一马赫线5与中部体3的侧壁的交点，第二位置b为中部体3的侧壁的延长线与斜爆震波6的交点；设置扩张拐角α位于第一位置a和第二位置b之间，保证斜爆震波6发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免爆震波在中心锥体1避免发生马赫反射导致爆震波无法正常驻定的问题，第一位置a和第二位置b还能为燃烧室12调控设计提供参考，帮助各种调控方案在实际工程应用时更容易被实施。沿第一方向x上第二套体9的内径不断减小，燃烧室12与第二套体9相对应，第二套体9收缩形成的三维内楔面诱导超声速可燃混合气流形成斜爆震波，并使燃烧产生的高温高压气体流动方向与第二套体9平行，后体4的弧形侧壁和第二套体9内壁面形成的扩张流道使得高压气体膨胀加速，此时气体高速喷出并自动匹配外界气压，发动机产生推力
[0044]
在一些可选的实施例中，继续参照图2至图4，第一马赫线5按照以下方式进行确定：由斜爆震流动和燃烧机理可知，燃烧室12中的超声速可燃混合气流在第二套体9处顺次生成斜激波14、横波15和斜爆震波6，斜激波14、横波15和斜爆震波6的交点为三波点16；获
取超声速可燃混合气流的流动马赫数，按照以下方法计算马赫线与超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角：
[0045][0046]
其中，ω为马赫线与超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角，ma为流动马赫数；
[0047]
根据马赫线与超声速可燃混合气流的速度矢量的夹角ω得到马赫线的方向，平移马赫线至经过三波点16得到第一马赫线5。
[0048]
可以理解的是，参照图4，一般在斜爆震波6模型结构中，斜激波14、横波15和第二套体9所围区域主要为诱导区，其中，横波15的上游可能会有小部分燃烧区；斜爆震波6、横波15和第二套体9所围区域为燃烧区；斜激波14、横波15和斜爆震波6的交点为三波点16。斜爆震波6的结构主要受到来流气体条件和第二套体9的角度两个因素的影响。然而在斜爆震发动机之中，斜爆震波6往往是在受限空间里组织燃烧，因此需要考虑中部体3的侧壁与后体4的侧壁以及两者所构成的扩张拐角α对斜爆震波6的影响。继续参照图4，斜激波14使得来流气体温度和压力升高，第一马赫线5、中部体3的侧壁的延长线所围区域存在膨胀波扇，若膨胀波扇与诱导区接触，会降低诱导区内气体的压力和温度，延长燃烧反应的点火延迟时间，从而导致斜爆震波6起爆所需的长度大大增加，即要求第二套体9变得很长，进而导致难以实现工程应用。扩张拐角α产生的第一道膨胀波可由马赫线来判定，因此第一位置a可以确定。在给定来流气体条件和第二套体9角度的情况下，在半无限空间中起爆的斜爆震波6的结构是确定的，那么三波点16的位置也就可以确定；通过公式可以得到马赫线和来流速度矢量的夹角；再移动马赫线并经过三波点16得到第一马赫线5，第一马赫线5与中部体3的侧壁的交点即为第一位置a。
[0049]
在一些可选的实施例中，继续参照图1和图2，第一套体8包括沿第一方向x上顺次连接的第一部17和第二部18，第一部17与前体2相对应，第二部18与中部体3相对应，第二部18与中部体3的侧壁平行。
[0050]
可以理解的是，第二部18与中部体3的侧壁平行能够形成等宽的掺混段11，空腔内部空间划分明确，结构合理。
[0051]
在一些可选的实施例中，继续参照图3，第二套体9的延伸方向与第二部18的延伸方向之间的夹角为σ，σ的角度范围为130
°
至170
°
。
[0052]
可以理解的是，由于第二套体9的延伸方向与第二部18的延伸方向之间具有夹角，使得第二套体9形成不断收缩的楔面，超声速可燃混合气流碰到楔面后产生斜激波14和斜爆震波6引导来流气体改变方向。
[0053]
在一些可选的实施例中，继续参照图2，沿第一方向x上，中部体3的直径不断增大。
[0054]
可以理解的是，由于中部体3的直径不断变大，中部体3的侧壁倾斜。由于第二部18与中部体3的侧壁平行，能够形成倾斜的掺混段11，在不改变燃烧室12进口宽度、第二套体9的长度及倾斜角度确定的情况下，增加第二部18的长度，可以增加第二套体9远离第二部18的一侧的直径，从而容纳更大尺寸的后体4。扩张比为第二套体9远离第二部18的一侧的圆面积与燃烧室12喉道面积的比值，增大第二套体9远离第二部18的一侧的直径，能够提高扩张比，从而拓宽最优的巡航高度区间。但提高扩张比的方式并不限于此，也可以是增加第二部18及中部体3与第一方向x之间的夹角。
[0055]
在一些可选的实施例中，继续参照图2，中部体3的侧壁与中心锥体1的中心线之间的夹角为θ，θ的角度范围为3
°
至25
°
。
[0056]
可以理解的是，θ的角度范围为3
°
至25
°
为优选角度范围，但并不限于此，任何能够满足提高扩张比的角度设置均在本实施例的保护范围之内。
[0057]
在一些可选的实施例中，继续参照图2，中部体3的侧壁靠近前体2的一侧设有燃料喷注器19。
[0058]
可以理解的是，燃料喷注器19靠近前体2，能够使空气、燃料在掺混段11更好的混合。
[0059]
在一些可选的实施例中，超声速可燃混合气流为进气道10压缩后的超声速空气来流与燃料在掺混段11充分掺混后形成的气流。
[0060]
可以理解的是，来流空气的马赫数优选大于8，经进气道10压缩并与燃料掺混形成的可燃混合气流依旧是超声速的，马赫线为超声速流中，微弱扰动的传播形成的波阵面，因此可燃混合气流是超声速流才能得到马赫线，进一步得到第一位置a。
[0061]
在一些可选的实施例中，继续参照图2，后体4的侧壁为曲面。
[0062]
可以理解的是，将后体4的侧壁设置为曲面能够有效提高推力转化效率。
[0063]
通过上述实施例可知，本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机，至少实现了如下的有益效果：
[0064]
本发明提供的采用塞式喷管的斜爆震发动机中扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间，第一位置为第一马赫线与中部体的侧壁的交点，第二位置为中部体的侧壁的延长线与斜爆震波的交点；设置扩张拐角位于第一位置和第二位置之间，保证斜爆震发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免斜爆震波在中心锥体发生马赫反射导致爆震波无法正常驻定的问题。沿第一方向上中部体的直径不断增大，中部体的侧壁与中心锥体的中心线之间存在夹角，这增加了尾部空间的容积以安装大扩张比的塞式喷管，扩大了最优的巡航高度区间。沿第一方向上第二套体的内径不断减小，燃烧室与第二套体相对应，第二套体收缩形成的三维内楔面诱导超声速可燃混合气流形成斜爆震波，并使燃烧产生的高温高压气体流动方向与第二套体平行，后体的弧形侧壁和第二套体内壁面形成的扩张流道使得高压气体膨胀加速，此时气体高速喷出并自动匹配外界气压，发动机产生推力。
[0065]
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。