燃料供给流道、喷射装置、供给系统、发动机、飞行器

1.本发明涉及燃料供给流道、燃料喷射装置、燃料供给系统、连续旋转爆轰发动机、采用连续旋转爆轰发动机的飞行器。


背景技术：

2.与本发明最相关的对比文件有，文献1：一种旋转爆轰发动机实验装置，中国发明专利，申请号201510055761.1；文献2：bykovskii, f.a., zhdan, s.a. & vedernikov, e.f. continuous detonation of the liquid kerosene—air mixture with addition of hydrogen or syngas[j]，combustion，explosion，and shock waves，2019，55(5): 589
–
598；文献3：jan kindracki, experimental research on rotating detonation in liquid fuel
–
gaseous air mixtures[j]，aerospace science and technology，2015，43：445-453。在现有技术中，主要目的是期望改善可燃混合物的混合均匀度和周向均匀性；主要构成的技术特征是在圆筒状燃烧室外壁周向布置4至8个圆柱形燃料通道，并依赖高速流动的氧化剂在每个圆柱形燃料通道出口撞向燃料；主要效果是燃料与氧化剂撞击点附近的有限区域可形成燃料局部扩散以及与氧化剂的局部混合。在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：当采用的是液相燃料即燃料在通道出口的上游是以液相形式存在，燃料在通道出口下游的扩散、破碎和雾化程度欠佳，燃料在周向分配均匀性欠佳。


技术实现要素：

[0003]
本发明所要解决的技术问题：液相燃料的扩散、破碎、雾化程度和在周向分配均匀性欠佳。
[0004]
为了解决以上技术问题，本发明采用的具体技术方案如下。
[0005]
本发明第一方面所涉及的燃料供给流道可具备液相流道组件和气相流道组件。液相流道组件包括两个或多个的液相流道子件。全部液相流道子件的结构相同。每个液相流道子件包括一个液相干道、两个或多个液相支道。
[0006]
每个液相干道有一个或多个液相干道入口。每个液相支道的外壁面有局部是圆柱形。每个液相支道有一个液相支道出口。每个液相支道出口的过流断面面积小于每个液相支道的过流断面面积。全部液相支道出口的过流断面面积相等。
[0007]
气相流道组件包括一个气相干道、两个或多个气相支道。气相干道有一个或多个气相干道入口。每个气相支道有一个气相支道前段、一个气相支道后段、一个气相支道出口。每个气相支道后段是圆柱孔。全部气相支道后段圆柱孔的轴线交汇于一个点。全部气相支道后段圆柱孔均匀地周向分布。
[0008]
液相支道的总数量和气相支道的总数量相同且一一对应。液相支道出口的总数量和气相支道出口的总数量相同且一一对应。液相支道出口的总数量大于或等于12。
[0009]
每个液相支道的局部圆柱形外壁面的直径小于对应的气相支道后段圆柱孔直径。
每个液相支道的局部圆柱形外壁面有部分地伸入对应的气相支道后段圆柱孔中。每个液相支道的局部圆柱形外壁面的轴线与对应的气相支道后段圆柱孔轴线形成同轴关系。
[0010]
本发明第二方面所涉及的燃料喷射装置可具备燃料流动通断执行部件和前述第一方面的燃料供给流道。燃料流动通断执行部件的数量和液相干道入口总数的数量相同且一一对应，每一对应的燃料流动通断执行部件和液相干道入口彼此间具有高液压密封配合。
[0011]
本发明第三方面所涉及的燃料供给系统可具备燃料储存部件、燃料增压部件、燃料喷射部件。燃料储存部件和燃料增压部件之间由管道连接，燃料增压部件和燃料喷射部件之间由管道连接。其中，燃料喷射部件是前述第二方面的燃料喷射装置。
[0012]
本发明第四方面所涉及的连续旋转爆轰发动机可具备燃料供给部件、燃烧室部件、引爆部件。燃料供给部件和燃烧室部件之间由管道连接，引爆部件经燃烧室部件的壳体外壁面的孔伸入燃烧室部件的内部。其中，燃料供给部件是前述第三方面的燃料供给系统。燃料供给流道与燃烧室部件的壳体外壁面采用连接件实现连通、紧固和高压密封。
[0013]
本发明第五方面所涉及的飞行器可具备发动机部件、控制部件、载荷部件。发动机部件和控制部件之间由通讯数据线连接，载荷部件包括飞行器壳体和填装物，填装物、控制部件和发动机部件依次布置于飞行器壳体内部的上、中、下的位置。其中，发动机部件是前述第四方面的连续旋转爆轰发动机。
[0014]
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明第一方面所涉及的燃料供给流道，因为采用布置数量较多且周向均布的液相燃料通道、各通道的液相燃料分别与氧化剂形成同轴喷射的技术手段，所以克服了“液相燃料的扩散、破碎、雾化程度和在周向分配均匀性欠佳”的技术问题，进而达到改善可燃混合物的混合均匀度和周向均匀性的技术效果。该效果在具体量化方面，液相航空燃料60mpa压差定常流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至45微米，周向均匀性可改善至1.5倍以上。
[0015]
本发明第二方面所涉及的燃料喷射装置具备前述第一方面的燃料供给流道，所以具有燃料供给流道的技术效果。而且液相航空燃料180mpa压差单次喷射流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至25微米。
[0016]
本发明第三方面所涉及的燃料供给系统具备前述第一方面的燃料供给流道，所以具有燃料供给流道的技术效果。而且液相航空燃料180mpa压差单次或多次或定常喷射流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至25微米。
[0017]
本发明第四方面所涉及的连续旋转爆轰发动机具备前述第一方面的燃料供给流道，具有燃料供给流道的技术效果，其中可燃混合物混合均匀度的改善可提高燃烧效率，其中可燃混合物周向均匀性的改善可提高燃烧稳定性。而且克服了现有技术中需要借助气相燃料辅助引燃液相燃料的不足，达到仅用液相燃料可形成连续旋转爆轰燃烧的技术效果。
[0018]
本发明第五方面所涉及的飞行器具备前述第一方面的燃料供给流道，所以具有燃料供给流道的技术效果，其中可燃混合物混合均匀度的改善可提高推力和马赫数，其中可燃混合物周向均匀性的改善可提高飞行稳定性。而且克服了现有技术中采用液相燃料连续旋转爆轰发动机的飞行器需要配置辅助气相燃料系统的复杂性，达到提高工作可靠性和体积能量密度的技术效果。
附图说明
[0019]
图1是本发明涉及的几个方面的实施例的关系示意图。
[0020]
图2a是本发明涉及的燃料供给流道的一个实施例的结构示意图（截面a）。
[0021]
图2b是本发明涉及的燃料供给流道的一个实施例的结构示意图（截面a的局部细节）。
[0022]
图3是本发明涉及的燃料供给流道的一个实施例的结构示意图（截面b的局部细节）。
[0023]
图4是本发明涉及的燃料喷射装置的一个实施例的密封结构示意图（截面a）。
[0024]
图5是本发明涉及的连续旋转爆轰发动机的一个实施例的连接件结构示意图。
[0025]
符号说明100 燃料供给流道120 液相流道子件130 液相干道132 液相干道入口140 液相支道142 局部圆柱形外壁面144 液相支道出口160 气相干道170 气相支道172 气相支道前段174 气相支道后段176 气相支道出口178 气相支道后段圆柱孔190 燃料流动通断执行部件200 燃料喷射装置210 内锥面-球冠面密封配合a300 燃料供给系统320 燃料储存部件340 燃料增压部件360 燃料喷射部件400 连续旋转爆轰发动机420 燃料供给部件440 燃烧室部件442 壳体外壁面444 螺钉配合a446 金属垫a460 引爆部件500 飞行器520 发动机部件
540 控制部件560 载荷部件。
具体实施方式
[0026]
如图1所示，示意了本发明涉及的几个方面的实施例的关系，本发明涉及的几个方面的实施例呈串联式布局。
[0027]
如图2a以及相关局部细节的图2b所示，本发明第一方面所涉及的燃料供给流道100的一个实施例可具备液相流道组件和气相流道组件。
[0028]
液相流道组件包括两个或多个的液相流道子件120，全部液相流道子件120的结构相同。每个液相流道子件120包括一个液相干道130、两个或多个液相支道140。
[0029]
每个液相干道130有一个或多个液相干道入口132。液相干道130可以是：全部液相干道130的中心线形状是圆弧形，全部液相干道130的中心线圆弧半径相等，全部液相干道130的中心线圆弧弧度之和小于或等于2π，全部液相干道130在周向均匀分布，每个液相干道130的过流断面形状是圆形，每个液相干道130的过流断面面积小于或等于4平方毫米。
[0030]
可以每个液相支道140的过流断面形状是圆形且过流断面面积小于或等于2平方毫米。每个液相支道140的外壁面有局部是圆柱形，即局部圆柱形外壁面142。每个液相支道140有一个液相支道出口144。每个液相支道出口144的过流断面面积小于每个液相支道140的过流断面面积。全部液相支道出口144的过流断面面积相等，而且每个液相支道出口144的过流断面面积小于或等于0.2平方毫米。可以每个液相支道出口144的过流断面形状是圆形。
[0031]
如图3所示，气相流道组件包括一个气相干道160、两个或多个气相支道170。气相干道160有一个或多个气相干道入口。每个气相支道170有一个气相支道前段172、一个气相支道后段174、一个气相支道出口176。可以每个气相支道前段172的过流断面形状是圆形。
[0032]
每个气相支道后段174是圆柱孔，即气相支道后段圆柱孔178。全部气相支道后段圆柱孔178的轴线交汇于一个点。全部气相支道后段圆柱孔178均匀地周向分布。
[0033]
液相支道140的总数量和气相支道170的总数量相同且一一对应。液相支道出口144的总数量和气相支道出口176的总数量相同且一一对应。液相支道出口144的总数量大于或等于12，进一步地可以液相支道出口144的总数量大于或等于30。
[0034]
每个液相支道140的局部圆柱形外壁面142的直径小于对应的气相支道后段圆柱孔178直径，进一步地可以每个液相支道140的局部圆柱形外壁面142的直径和对应的气相支道后段圆柱孔178直径的差值小于或等于4mm。每个液相支道140的局部圆柱形外壁面142有部分地伸入对应的气相支道后段圆柱孔178中。每个液相支道140的局部圆柱形外壁面142的轴线与对应的气相支道后段圆柱孔178轴线形成同轴关系。可以每一对应的液相支道出口144的几何中心点与气相支道出口176的几何中心点形成重合关系。
[0035]
可以整套液相流道组件具有承受内部液压大于或等于30mpa的结构强度和高液压密封性。进一步地，可以整套液相流道组件具有承受内部液压大于或等于180mpa的结构强度和高液压密封性。
[0036]
该实施例所能达到的技术效果：因为采用布置数量较多且周向均布的液相燃料通道、各通道的液相燃料分别与氧化剂形成同轴喷射的技术手段，所以克服了“液相燃料的扩
散、破碎、雾化程度和在周向分配均匀性欠佳”的技术问题，进而达到改善可燃混合物的混合均匀度和周向均匀性的技术效果。该效果在具体量化方面，液相航空燃料60mpa压差定常流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至45微米，周向均匀性可改善至1.5倍以上。
[0037]
如图4所示，本发明第二方面所涉及的燃料喷射装置200的一个实施例可具备燃料流动通断执行部件190和前述第一方面的燃料供给流道100实施例。燃料流动通断执行部件190的数量和液相干道入口132总数的数量相同且一一对应。每一对应的燃料流动通断执行部件190和液相干道入口132彼此间具有高液压密封配合，该密封配合的一个实施例可以是内锥面-球冠面密封配合a210，提供给内锥面-球冠面密封配合a210的压紧力的一个实施手段可以是螺钉的螺纹轴向力。该燃料喷射装置200的实施例具备燃料供给流道100实施例，所以具有燃料供给流道100实施例的技术效果。而且液相航空燃料180mpa压差单次喷射流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至25微米。
[0038]
本发明第三方面所涉及的燃料供给系统300的一个实施例可具备燃料储存部件320、燃料增压部件340、燃料喷射部件360。燃料储存部件320和燃料增压部件340之间由管道连接，燃料增压部件340和燃料喷射部件360之间由管道连接，该管道可以是液压行业中常见的高压油管总成，这种常见的高压油管总成在实施时可以参考国家机械行业标准jb/t12036-2015。其中，燃料喷射部件360是前述第二方面的燃料喷射装置200实施例。该燃料供给系统300实施例具备燃料供给流道100实施例，所以具有燃料供给流道100实施例的技术效果。而且液相航空燃料180mpa压差单次或多次或定常喷射流动条件时的液滴索特平均直径指标可改善至25微米。
[0039]
本发明第四方面所涉及的连续旋转爆轰发动机400的一个实施例可具备燃料供给部件420、燃烧室部件440、引爆部件460。燃料供给部件420和燃烧室部件440之间由管道连接，该管道可以是液压行业中常见的高压油管总成。引爆部件460经燃烧室部件440的壳体外壁面的孔伸入燃烧室部件440的内部。其中，燃料供给部件420是前述第三方面的燃料供给系统300实施例。燃料供给流道100与燃烧室部件440的壳体外壁面442采用连接件实现连通、紧固和高压密封；如图5所示，该连接件的一个紧固实施例可以是螺钉配合a444；如图3所示，该连接件的一个连通和高压密封实施例可以是金属垫a446。该连续旋转爆轰发动机400实施例具备燃料供给流道100实施例，具有燃料供给流道100实施例的技术效果，其中可燃混合物混合均匀度的改善可提高燃烧效率，其中可燃混合物周向均匀性的改善可提高燃烧稳定性。而且克服了现有技术中需要借助气相燃料辅助引燃液相燃料的不足，达到仅用液相燃料可形成连续旋转爆轰燃烧的技术效果。
[0040]
本发明第五方面所涉及的飞行器500的一个实施例可具备发动机部件520、控制部件540、载荷部件560。发动机部件520和控制部件540之间由通讯数据线连接，载荷部件560包括飞行器壳体和填装物，填装物、控制部件540和发动机部件520依次布置于飞行器壳体内部的上、中、下的位置。其中，发动机部件520是前述第四方面的连续旋转爆轰发动机400实施例。该飞行器500实施例具备燃料供给流道100实施例，所以具有燃料供给流道100实施例的技术效果，其中可燃混合物混合均匀度的改善可提高推力和马赫数，其中可燃混合物周向均匀性的改善可提高飞行稳定性。而且克服了现有技术中采用液相燃料连续旋转爆轰发动机的飞行器需要配置辅助气相燃料系统的复杂性，达到提高工作可靠性和体积能量密度的技术效果。