一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，包括扰流装置本体，扰流装置本体用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；所述扰流装置本体由前到后包括依次相连接的尖劈段、等直段和交错段；交错段的上下、左右侧面与等直段的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，所述倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，所述倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道的两侧。该扰流装置提高了一次燃气在燃烧室中的燃烧效率。

A spoiler for solid rocket fuel gas scramjet

The invention discloses a method for solid rocket ramjet turbolator scramjet, including turbolator body, turbolator body for the isolator is placed in solid rocket scramjet, and two gas inlet isolator into the turbolator left and right channel; the spoiler body from front to rear comprises a wedge section, straight section and cross section; the corresponding side of the straight section section staggered up and down left and right side and are respectively a plane; the cross section from the front to the back opened one or more a gas channel, when more than one, the interval in the vertical direction of the cross section shape; the left and right sides respectively, side B and side C and side B and side C is arranged between the inclined plane and the inclined plane of D E, the D side of the inclined plane before B The rear end of the end facing side C is tilted, and the sloping surface e is tilted from the front end of the side C to the rear end of the side B, and the inclined plane D and the inclined plane e are arranged alternately on one side of one gas channel in turn. The spoiler improves the combustion efficiency of a gas in the combustion chamber.

【技术实现步骤摘要】
一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置
本专利技术属于固体火箭燃气超燃冲压发动机
，具体涉及一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置。
技术介绍
固体火箭燃气超燃冲压发动机是利用燃气发生器产生的富燃燃气与空气掺混燃烧产生高温燃气，经喷管膨胀作用产生推力。其相比于液体超燃冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应时间短、机动性与安全性好、贮存时间长等优势，相比于固体燃料超燃冲压发动机具有流量易于调节、不存在点火及火焰稳定问题、燃烧室工作过程受来流参数影响小、工作时间长等优势，因此固体火箭燃气超燃冲压发动机具有良好的应用前景[1-3]。目前国内外对于固体火箭燃气超燃冲压发动机的研究尚处于初级阶段，国内的吕仲设计了头部与侧向进气两种方案，通过数值模拟与实验研究验证了固体火箭燃气超燃冲压发动机的可行性[1]；刘仔、陈林泉等人开展了固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析，针对纯气相的燃烧产物，分析了补燃室长度以及扩张角度对于补燃室性能的影响[3]；李轩、马利锋等开展了固体火箭燃气超超燃冲压发动机性能模拟研究，针对纯气相的燃烧产物，分别研究了凹腔以及扰流装置两种混合增强方式对于发动机补燃室的掺混燃烧性能的影响。凹腔结构促进了燃烧反应的进行，同时也带来较大的内部阻力，凹腔结构增加了发动机的直径，导致飞行器外部阻力增加；扰流装置提高了一次燃气与来流空气的掺混，提高了二次补燃效率，但是此类扰流装置的直接引入，在补燃室形成明显的物理喉道，一旦二次补燃，将在扰流装置附近形成压强峰，势必会造成补燃室内阻的急剧增加，使得发动机的整体性能严重下降。同时，此类扰流装置直接引入流道，对于内流场的影响较大，带来较大的损失，一次燃气直接冲刷扰流装置，对于扰流装置的热防护以及材料性能将要求特别高。由于一次燃烧产物中含有大量的固体颗粒，国内外关于固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室中的燃烧掺混研究尚浅，对于固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室内气固两相的增强掺混装置几乎未见文献报道。参考文献：[1]吕仲，固体火箭超燃冲压发动机工作特性研究[D]，国防科学技术大学，2012。[2]赵庆华，刘建全，王莉莉,马岩.固体燃料的超声速燃烧研究进展[J].，飞航导弹，2009，(10)：59-63。[3]刘仔，陈林泉，吴秋,王立武.固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析[J].固体火箭技术，：1-6。[4]李轩，马利锋，赵永涛，杨玉新，董新刚，固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究[J]，弹箭与制导学报，2014，(01):104-107+161。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种提高了燃料在燃烧室燃烧效率的用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置。为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是，一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，包括扰流装置本体，扰流装置本体用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；该扰流装置本体由前到后包括依次相连接的尖劈段、等直段和交错段；所述交错段的上下、左右侧面与等直段的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，所述倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，所述倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道的两侧。进一步地，该一次燃气通道为两条，则倾斜面d和倾斜面e共为三个，且交替依次交替排布于一次燃气通道两侧。进一步地，该尖劈段的上下表面为前端顶角为锐角的三角形，其左右侧面为前后一组对边相平行的梯形。本专利技术还公开了一种固体火箭燃气超燃冲压发动机，包括由前到后依次相连接的进气道隔离段、燃烧室和喷管，进气道隔离段内沿其长度走向设置有上述的用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置。本专利技术还公开了上述一种固体火箭燃气超燃冲压发动机扰流装置的后端面与燃烧室的入口相平齐，扰流装置将进气道隔离段内分成该扰流装置左右两侧的两个气体流道，两个气体流道内的气体在扰流装置的末端产生垂直于气体走向的速度，与一次燃气通道喷出的一次燃气作用，使一次燃气受到沿流向环向方向相反的两个强相互作用力，在一次燃气进入燃烧室内后，增加其在燃烧室的运动线程。本专利技术一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置具有如下优点：1.扰流装置的后端设置为交错段，使得气体流道内的气体在扰流装置的末端产生垂直于气体走向的速度，一次燃气通道出口受到沿切向的相反方向的两个强相互作用力，使得燃料与气体混合物在燃烧室中出现旋转情况，增加它们在燃烧室中的停留时间，进而提高其二次补燃效率。2.扰流装置在发动机工作过程中处于燃烧室入口，未直接引入流场，避免了燃烧室中的强冲刷作用，同时减少了损失。附图说明图1是本专利技术一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置的结构示意图；图2是本专利技术中一种固体火箭燃气超燃冲压发动机的结构示意图；图3是传统的支板火箭燃气超燃冲压发动机一次燃气通道出口下游距离一次燃气通道出口50mm截面处的流线图；图4是本专利技术中的固体火箭燃气超燃冲压发动机一次燃气通道出口下游距离一次燃气通道出口50mm截面处的流线图；图5是传统支板沿流道上面级火箭截面流线图的局部放大图；图6是本专利技术中沿流道上面级火箭截面流线图的局部放大图；图7是传统支板火箭燃气超燃冲压发动机中一次燃气在燃烧室中的补燃效率的变化曲线；图8是本专利技术中固体火箭燃气超燃冲压发动机中一次燃气在燃烧室中的补燃效率的变化曲线；其中：a.扰流装置本体；1.尖劈段；2.等直段；3.交错段；4.一次燃气通道；5.进气道隔离段；6.燃烧室；7.喷管。具体实施方式本专利技术一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，如图1所示，一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，包括扰流装置本体a，扰流装置本体a用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；扰流装置本体a由前到后包括依次相连接的尖劈段1、等直段2和交错段3；交错段3的上下、左右侧面与等直段2的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段3内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道4，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段3的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道4的两侧。该一次燃气通道4为两条，则倾斜面d和倾斜面e共为三个，且交替排布于一次燃气通道两侧。倾斜面d或倾斜面e与的夹角根据实际情况进行选择。尖劈段1的上下表面为前端的顶角为锐角的三角形，且其左右侧面为前后一组对边相平行的梯形，且前边的长度小于后边的长度。本专利技术还公开了一种固体火箭燃气超燃冲压发动机，如图2所示，包括由前到后依次相连接的进气道隔离段5、燃烧室6和喷管7，进气道隔离段5内沿其长度走向设置有上述的用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置。本专利技术还公开了上述本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，其特征在于，包括扰流装置本体(a)，所述扰流装置本体(a)用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；所述扰流装置本体(a)由前到后包括依次相连接的尖劈段(1)、等直段(2)和交错段(3)；所述交错段(3)的上下、左右侧面与等直段(2)的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段(3)内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道(4)，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段(3)的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，所述倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，所述倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道(4)的两侧。

【技术特征摘要】
1.一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，其特征在于，包括扰流装置本体(a)，所述扰流装置本体(a)用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；所述扰流装置本体(a)由前到后包括依次相连接的尖劈段(1)、等直段(2)和交错段(3)；所述交错段(3)的上下、左右侧面与等直段(2)的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段(3)内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道(4)，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段(3)的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，所述倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，所述倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道(4)的两侧。2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，其特征在于，所述一次燃气通道(4)为两条，则倾斜面d和倾斜面e共为三个，且交替依次...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘洋，高勇刚，付本帅，陈剑，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61