CN113154451B - 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，包括旋转爆震燃烧室本体和导向喷管。在点火系统一侧喷注惰性介质，点火后爆震波只能向背离惰性介质的反向传播，以控制出口气流的旋流方向。通过在燃烧室出口布置导向喷管，其导向叶片由导向喷管外环和中心体固定，叶片前半段中弧线弯曲且前缘方向与燃烧室出口气流偏角一致，后半段中弧线为直线，方向与燃烧室轴线方向一致，将燃烧室出口气流的周向速度偏转为轴向速度，且继续膨胀加速直至沿轴向排出。采用本发明可有效利用旋转爆震燃烧室内气流的周向动能，能够消除原有排气过程中由于旋流产生的扭矩，有利于稳定飞行器飞行姿态，提高整体推进性能。本发明可以用于爆震推进等领域。

Description

一种旋转爆震燃烧室的导向喷管

技术领域

本发明涉及爆震推进领域，具体为一种旋转爆震燃烧室的导向喷管。

背景技术

旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine，简称RDE)作为一种新型概念动力装置，具有结构简单、热循环效率高、熵增小等潜在优点，应用前景广阔，成为近年来国内外研究的热点。

现有研究中，旋转爆震燃烧室一般分为环形(有内柱)和空桶(无内柱)两种结构类型。燃料和氧化剂从一端(燃烧室头部)喷入，爆震波沿周向传播消耗可燃混气，高温高压燃气向后膨胀做功并从另一开口端(燃烧室尾部)排出。由于爆震波在燃烧室头部高速旋转，波后的已燃气体压力、温度、速度均增加，且跟着爆震波以亚声速运动，具有较大的周向动能。尽管波后的高温高压气体向出口端膨胀加速，其轴向速度不断增加，但是，其周向速度几乎不会减小，直至气流排出燃烧室。在不安装喷管的条件下，周向速度约为轴向速度的10％，不仅会造成一定推力损失，而且，带有一定旋流角度的出口气流会产生额外的扭矩，传递至飞行器后影响飞行姿态，提高了飞行控制的难度。

因此，针对上述旋转爆震燃烧室出口气流具有一定周向动能的特性，设计一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，将周向动能转化为轴向动能，既能提高发动机的推进性能，又能够消除原有排气过程中由于旋流产生的扭矩，有利于飞行器飞行姿态的控制。本发明提出了一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，满足以上要求，对推动旋转爆震的实际应用具有重要作用。

发明内容

要解决的技术问题

针对旋转爆震燃烧室出口气流具有一定周向动能的特性，本发明提出了一种旋转爆震燃烧室的导向喷管。由于出口气流的旋转方向取决于燃烧室头部爆震波的传播方向，因此，需先在点火系统一侧喷注惰性介质，并在点火触发后停止喷注惰性介质，使爆震波只能沿远离惰性介质的方向传播，然后，在燃烧室出口布置一圈弯曲的导向叶片，其前半段中弧线弯曲且前缘方向与燃烧室出口气流偏角一致，后半段中弧线为直线，方向与燃烧室轴线方向一致，使之既能将气流的周向速度偏转为轴向速度，能够消除原有排气过程中由于旋流产生的扭矩，利于稳定飞行，又能够使气流在其中形成的收敛-扩张通道中膨胀加速，提高整体推进性能。本发明可以用于爆震推进等领域。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，包括旋转爆震燃烧室本体和导向喷管。

所述旋转爆震燃烧室本体由燃烧室头部、燃烧室外环、供给系统和点火组件组成。燃烧室头部是一圆盘，燃烧室外环是一个圆环形壳体，燃烧室外环和燃烧室头部共同组成旋转爆震燃烧室的主体，根据有无内柱可设计为环形燃烧室或空桶型燃烧室，整体尺寸可根据燃料的类型和使用环境进行合理设计；燃料和氧化剂采用对撞环孔形式供给，经管道分别从燃烧室头部处沿周向均布的30～120对环孔中喷出，以保证燃料和氧化剂的充分掺混、雾化。值得注意的是，掺混系统还可采用环孔-环缝对撞式或气液同轴离心等方式；点火组件安装在燃烧室外环壁面，用于对旋转爆震燃烧室点火，一般可使用预爆震管、热射流管或火花塞等；在点火位置一侧设置惰性介质喷注孔，数量为10～20个，喷注时间早于点火时间30～100ms，点火触发后停止喷惰性气体以确保有效隔离，具体时间需综合考虑点火延迟、惰性介质隔离区域形成时间后确定。

所述导向喷管由导向喷管外环、导向叶片和导向喷管中心体组成。对于空桶型燃烧室，在燃烧室出口位置直接将喷管外环与燃烧室外环相连；对于环形燃烧室，燃烧室外环与导向喷管外环相连，导向喷管中心体与燃烧室内柱直径相同，且互相连接；导向叶片两端分别与导向喷管外环和中心体相连，沿周向均匀分布，数量为8～40个，叶片前半段中弧线弯曲且前缘方向与燃烧室出口气流角一致，对气流进行整流，将气流的周向速度偏转为轴向速度，后半段中弧线为直线，且安装方向与燃烧室轴线方向一致，用于气流的加速膨胀，其特征尺寸的设计准则应满足以下条件：

1.导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角

导向叶片前缘需保证气流进入喷管时，总压损失较小，则当前缘入口角度与气流方向一致时，可满足条件，此时，导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角为：

式中，θ_i为导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角，v_z,ce为燃烧室出口气流轴向速度，v_t,ce为燃烧室出口气流周向速度。燃烧室宽度较大时(如空桶燃烧室)，导向叶片沿径向方向的高度较大，不同径向位置处的周向和轴向速度不同，使得不同径向位置处导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角不同。

2.喉道位置处导向叶片最大厚度所对应的圆心角

气流的加速膨胀过程主要在导向叶片后半段形成的通道中完成，叶片的最大厚度位置处形成的通道对应着喷管整体的喉道位置，根据燃烧室出口的气流参数以确定尾喷管的喉道面积，则喉道位置处导向叶片最大厚度所对应的圆心角大小需由以下条件确定：

式中，A_th为导向叶片喉道位置所需的面积，R为气体常数，γ为出口气流比热比，

为流经燃烧室的气流流量，T_t为燃烧室出口气流总温，p_t为燃烧室出口气流总压，Θ_th为导向叶片喉道位置所对应的圆心角，π为圆周率，N为导向叶片数量，r_outer为喷管外环半径，r_inner中心体半径。

3.导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角

导向叶片尾缘厚度处形成的通道对应着喷管整体的出口位置，喷管出口面积则由燃烧室出口气流完全膨胀为环境压力时的出口马赫数决定，则导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角大小需由以下条件确定：

式中，π_des为喷管的设计落压比，p_t,des为燃烧室设计点总压，p₀为环境压力，Ma_ne为喷管出口马赫数，A_ne为喷管出口面积，Θ_ne为导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角。

4.导向叶片沿燃烧室径向的高度

根据不同燃烧室的构型，导向叶片沿燃烧室径向的高度需满足以下条件：

(1)环形燃烧室

H＝r_outer-r_inner

(2)空桶燃烧室

0.2r_outer≤H＜r_outer

式中，H为导向叶片沿燃烧室径向的高度。

5.导向叶片沿燃烧室轴向的长度

气流流动方向发生偏转及膨胀做功产生推力的过程中，需尽量减少总压损失，导向叶片的长度决定了气流偏转的疾缓和摩擦损失的程度，则根据经验关系式，导向叶片沿燃烧室轴向的长度需满足以下条件：

L_z＝L₁·sinθ_i+L₂

式中，L_z为导向叶片沿燃烧室轴向的总长度，L₁为导向叶片前半段的长度，L₂为导向叶片后半段的长度，L_c为燃烧室的长度。

有益效果：

采用本发明提供的一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，通过在点火系统一侧喷注惰性介质，并在点火触发后停止喷注惰性介质，使爆震波只能沿远离惰性介质的方向传播，确定爆震波的旋转方向以控制出口气流的旋流方向，其后，设计燃烧室出口的导向叶片，其前半段中弧线弯曲且前缘方向与燃烧室出口气流偏角一致，后半段中弧线为直线，方向与燃烧室轴线方向一致，使气流的周向速度偏转为轴向速度，同时，能够使气流在相邻叶片间形成的收敛-扩张通道中膨胀加速。本发明可以有效利用旋转爆震燃烧室内周向旋转气流的动能，能够消除原有排气过程中由于旋流产生的扭矩，有利于稳定飞行器飞行姿态，并提高整体推进性能。

附图说明

图1为本发明带导向喷管的旋转爆震环形燃烧室的结构简图和剖面图(实施例1)；

图2为本发明无扭转短导向叶片正三轴测放大图；

图3为本发明无扭转短导向叶片仰视放大图；

图4为本发明带导向喷管的旋转爆震空桶燃烧室的结构简图和剖面图(实施例2)；

图5为本发明带扭转的长导向叶片正三轴测放大图；

图6为本发明带扭转的长导向叶片仰视放大图；

其中，1为燃料供给环孔，2为氧化剂供给环孔，3为惰性介质供给喷嘴，4为燃烧室头部，5为点火组件，6为燃烧室外环，7为导向喷管，8为燃烧室内柱，7-1为导向喷管中心体，7-2为导向喷管外环，7-3为导向叶片。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施过程对本发明作进一步说明。

以环形燃烧室为例，参见图1，旋转爆震燃烧室本体包括燃烧室外环6、燃烧室内柱8,、燃烧室头部4、供给系统(如燃料供给喷嘴1、氧化剂供给喷嘴2、惰性介质喷嘴3)和点火组件5，导向喷管包括导向喷管外环7-2、导向喷管中心体7-1和导向叶片7-3。工作时，燃料和氧化剂分别通过燃料供给环孔1和氧化剂供给环孔2进入燃烧室，并于在点火前经惰性介质喷嘴3供给惰性介质，形成隔离区域后，通过点火组件5点火，燃烧室头部形成爆震波并稳定传播。旋转爆震波的高速传播，使波后的气流产生一定周向速度，不加装喷管时其大小约为轴向速度的10％，不仅会造成一定推力损失，而且，带有一定旋流角度的出口气流会产生额外的扭矩，由发动机安装座传递至飞行器，影响整体飞行姿态。

本发明提出一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，燃烧室出口具有一定周向速度的气流经过导向喷管7，于导向叶片7-3间形成的通道中完成整流过程，将其周向动能转化为轴向动能，并继续膨胀加速直至沿轴向排出，提高整体推进性能，同时消除原先由于出口旋流产生的扭矩，稳定飞行器飞行姿态。

实施例1：

参见图1，在本实例中，采用环形燃烧室，导向喷管外环7-2直接与燃烧室外环6相连，导向喷管中心体7-1则与燃烧室内柱8相连。由于燃烧室宽度较小，导向喷管7入口的外侧和内侧出口气流角度相近，可采用直导向喷管叶片7-3(参见图2和图3)，将气流周向速度偏转为轴向速度，并继续膨胀加速直至沿轴向排出，提高整体推进性能，同时可消除原先由于出口旋流产生的扭矩，稳定飞行器飞行姿态。

实施例2：

参见图4，在本示例中，采用空桶燃烧室，导向喷管外环7-2直接与燃烧室外环6相连。由于燃烧室无内柱，导向叶片7-3整体叶片高度较大，导向喷管中心体7-1和导向喷管外环7-2用于固定导向叶片7-3。导向喷管7入口的外侧和内侧出口气流角度相差较大，可采用扭转导向喷管叶片7-3(参见图4和图5)，将气流周向速度偏转为轴向速度，并继续膨胀加速直至沿轴向排出，提高整体推进性能，同时可消除原先由于出口旋流产生的扭矩，稳定飞行器飞行姿态。

以上结合附图和具体实施过程对本发明的具体实施方式作了详细描述，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域的技术人员不脱离本发明原理的前提下，可以对上述方法做出各种改变与优化。

Claims (2)

1.一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，包括旋转爆震燃烧室本体和导向喷管，其特征在于：燃烧室头部是一圆盘，燃烧室外环是一个圆环形壳体，燃烧室外环和燃烧室头部共同组成旋转爆震燃烧室的主体，根据有无内柱设计为环形燃烧室或空桶型燃烧室，整体尺寸根据燃料的类型和使用环境进行合理设计；燃料和氧化剂采用对撞环孔形式供给，经管道分别从燃烧室头部处沿周向均布的30～120对环孔中喷出，以保证燃料和氧化剂的充分掺混、雾化；掺混系统还可采用环孔-环缝对撞式或气液同轴离心方式；点火组件安装在燃烧室外环壁面，用于对旋转爆震燃烧室点火，使用预爆震管、热射流管或火花塞；在点火位置一侧设置惰性介质喷注孔，数量为10～20个，喷注时间早于点火时间30～100ms，点火触发后停止喷惰性气体以确保有效隔离，具体时间需综合考虑点火延迟、惰性介质隔离区域形成时间后确定；导向喷管由导向喷管外环、导向叶片和导向喷管中心体组成；对于空桶型燃烧室，在燃烧室出口位置直接将喷管外环与燃烧室外环相连，对于环形燃烧室，燃烧室外环与导向喷管外环相连，导向喷管中心体与燃烧室内柱直径相同，且互相连接，根据不同燃烧室的构型，导向叶片沿燃烧室径向的高度需满足以下条件：

1)环形燃烧室

H＝r_outer-r_inner

2)空桶燃烧室

0.2r_outer≤H＜r_outer

式中，H为导向叶片沿燃烧室径向的高度，r_outer为喷管外环半径，r_inner中心体半径；

导向叶片两端分别与导向喷管外环和中心体相连，沿周向均匀分布，数量为8～40个，叶片前半段中弧线弯曲且前缘方向与燃烧室出口气流角一致，对气流进行整流，将气流的周向速度偏转为轴向速度，导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角为：

式中，θ_i为导向叶片前缘与燃烧室轴线的夹角，v_z,ce为燃烧室出口气流轴向速度，v_t,ce为燃烧室出口气流周向速度；后半段中弧线为直线，且安装方向与燃烧室轴线方向一致，用于气流的加速膨胀。

2.根据权利要求1所述的一种旋转爆震燃烧室的导向喷管，其特征在于：所述导向叶片特征尺寸的设计准则应满足以下条件：

(1)喉道位置处导向叶片最大厚度所对应的圆心角

气流的加速膨胀过程主要在导向叶片后半段形成的通道中完成，叶片的最大厚度位置处形成的通道对应着喷管整体的喉道位置，根据燃烧室出口的气流参数以确定尾喷管的喉道面积，则喉道位置处导向叶片最大厚度所对应的圆心角大小需由以下条件确定：

式中，A_th为导向叶片喉道位置所需的面积，R为气体常数，γ为出口气流比热比，

为流经燃烧室的气流流量，T_t为燃烧室出口气流总温，p_t为燃烧室出口气流总压，Θ_th为导向叶片喉道位置所对应的圆心角，π为圆周率，N为导向叶片数量；

(2)导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角

导向叶片尾缘厚度处形成的通道对应着喷管整体的出口位置，喷管出口面积则由燃烧室出口气流完全膨胀为环境压力时的出口马赫数决定，则导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角大小需由以下条件确定：

式中，π_des为喷管的设计落压比，p_t,des为燃烧室设计点总压，p₀为环境压力，Ma_ne为喷管出口马赫数，A_ne为喷管出口面积，Θ_ne为导向叶片尾缘厚度所对应的圆心角；

(3)导向叶片沿燃烧室轴向的长度

气流流动方向发生偏转及膨胀做功产生推力的过程中，应减少总压损失，导向叶片的长度决定了气流偏转的疾缓和摩擦损失的程度，则根据经验关系式，导向叶片沿燃烧室轴向的长度需满足以下条件：

L_z＝L₁·sinθ_i+L₂

式中，L_z为导向叶片沿燃烧室轴向的总长度，L₁为导向叶片前半段的长度，L₂为导向叶片后半段的长度，L_c为燃烧室的长度。

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