一种空气涡轮火箭发动机混流器结构制造技术

本发明专利技术提出一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，包括射流环缝、旋流叶片、中心锥；沿气流方向，中心锥前端为半球体，起到减少总压损失的作用；中心锥后部为周向凹槽，周向凹槽用环形隔板包覆形成内流道，环形隔板与中心锥外壁面平滑过渡，整体为圆台体，且环形隔板与中心锥外壁面之间形成射流环缝，射流环缝将内流道与环形隔板以及中心锥外侧的外流道联通；内流道为燃气流道，外流道为空气流道，内流道的燃气能够从射流环缝进入空气流道，并与空气进行掺混。本发明专利技术为被动掺混结构，该类结构与主动掺混结构相比，其结构简单、可靠且混合效果良好。此外本结构与其他被动掺混结构相比，可在较短距离内实现燃料充分掺混的同时保证较低的总压损失。低的总压损失。低的总压损失。

【技术实现步骤摘要】
一种空气涡轮火箭发动机混流器结构


[0001]本专利技术涉及空气涡轮火箭发动机
，具体为一种适用于空气涡轮火箭发动机的混流器结构。

技术介绍

[0002]空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,简称ATR)是一种吸气式的组合循环发动机，通过燃气发生器产生高温富燃燃气驱动涡轮，带动压气机压缩空气，外界空气经过压气机增压后与涡轮出口的富燃燃气掺混并在主燃烧室中发生二次燃烧，生成的高温燃气经尾喷管充分膨胀后排出产生推力。空气涡轮火箭发动机相对于常规涡轮发动机拥有更为宽阔的工作范围，能够实现Ma＝0～4的飞行速度，H＝0～30km的飞行高度，且具有结构简单、重量轻、推重比大等优势。该发动机利用了外界空气作为氧化剂，因此比冲远高于火箭发动机，还可以循环重复使用，实现了更佳的经济性。相比于冲压发动机，空气涡轮火箭发动机克服了自起动性能差的缺点，可从海平面静止状态自主加速到高空高速巡航状态。作为火箭发动机和航空发动机的有机融合，空气涡轮火箭发动机具有综合性能高、技术继承性好、可实现性强等特点，是可在较短时间内应用于我国临近空间飞行器的新型动力系统。
[0003]但空气涡轮火箭发动机要实现工程应用，仍然有多项关键技术需要攻克，该发动机在研究中面临的一个关键难题是高温燃气与空气在燃烧室的燃烧问题。燃烧品质的好坏对整个发动机的性能起着至关重要的影响，燃烧越充分，释放能量越多，发动机的推力和比冲越高，同时污染物排放越低，而燃气与空气在进入燃烧室之前能够均匀掺混是燃料充分燃烧的前提和重要因素。另外，空气涡轮火箭发动机涡轮后一次流和二次流发生掺混，其过程涉及高温、高速的富燃燃气与相对低温、低速的空气之间的相互作用以及动量、能量及质量的交换，掺混的效果直接影响到燃烧的效率，从而影响到发动机的性能。而任何的总压损失都会降低气流在尾喷管内膨胀做功能力，使得发动机的推力及经济性下降，因此需要在更短距离内实现燃气与空气充分混合的同时降低总压损失，这对空气涡轮火箭发动机混流器的掺混结构的设计提出了更高的要求。
[0004]国内外众多学者对气态燃料与空气的掺混问题做出了大量研究，掺混方法按其机理主要分为主动掺混和被动掺混，主动掺混主要是依靠大尺度的自激励，常见的主动掺混主要包括脉冲射流以及波形壁面等。例如Li等人设计的频率为1200Hz的正弦波形壁掺混结构。而被动掺混则是基于不同射流方式或者构型诱发的轴向涡结构，常见的被动掺混主要包括射流孔结构、波瓣混合器和旋流器等。例如田广志等人专利技术的喷射混合装置，陈辛等人基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计的波瓣混合器，孙林等人专利技术的三元旋流掺混器。主动掺混虽然也能增强混合效果，但是需要在发动机中加入额外的主动控制结构，增加了发动机结构的复杂性，并且可靠性仍需进一步研究加强。而相比较下被动掺混通过特殊的结构来促进流体均匀混合，其结构简单、可靠且混合效果良好，且不需要根据工况变化调节结构参数，仍是目前主流的掺混方式。

技术实现思路

[0005]空气涡轮火箭发动机中，在燃料进入燃烧室燃烧之前，需要在混流器中与空气进行充分掺混，而内涵燃气与外涵空气的掺混一直是空气涡轮火箭发动机研究中需要解决的关键难题之一，目前已有的被动掺混结构轴向尺寸均较大，难以在较短距离内实现燃料充分掺混的同时保证较低的总压损失。为改善空气涡轮火箭发动机中的掺混问题，本专利技术提出了一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，克服了掺混过程中周向上的不均匀性，可在较短距离内实现燃料充分掺混的同时保证较低的总压损失。
[0006]本专利技术的技术方案为：
[0007]所述一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，包括射流环缝、旋流叶片、中心锥；
[0008]沿气流方向，所述中心锥前端为半球体，起到减少总压损失的作用；所述中心锥后部为周向凹槽，所述周向凹槽用环形隔板包覆形成内流道，所述环形隔板与所述中心锥外壁面平滑过渡，整体为圆台体，且所述环形隔板与所述中心锥外壁面之间形成射流环缝，射流环缝将内流道与环形隔板以及中心锥外侧的外流道联通；内流道为燃气流道，外流道为空气流道，内流道的燃气能够从射流环缝进入空气流道，并与空气进行掺混；
[0009]射流环缝的出口面积A1与燃气流路入口面积A2的比值为0.1～0.25；
[0010]旋流叶片安装在混流器外罩与中心锥之间，或安装在混流器外罩与环形隔板之间；
[0011]旋流叶片进口角α1不大于20
°
；旋流叶片出口角α2为30
°
～60
°
；旋流叶片数量为8～16个；
[0012]所述圆台体母线与中轴线的角度α3为15
°
～25
°
。
[0013]进一步的，环形隔板由三块互成120
°
的支板固定支撑。
[0014]进一步的，旋流叶片在轴向上的投影长度L1与中心锥长度L2的比值为0.4～0.5。
[0015]有益效果
[0016]本专利技术将射流结构、旋流结构、中心锥一体化设计，使结构更加简单、紧凑，其将三者的掺混特性相综合并克服各自的缺点，可在较短距离实现燃料与空气充分混合。相比于纯射流掺混和纯旋流掺混，本专利技术较大程度的缩短了掺混距离且总压损失更低。
[0017]本专利技术采用射流环缝结构替代传统射流孔结构，解决周向上的掺混不均匀问题，燃料通过环缝射流入空气流道，有助于增强燃料的穿透深度，并与空气形成卷吸作用，从而极大的增强掺混效果。具有一定角度和弧度的旋流叶片可进一步加强旋流效果和降低总压损失，气流经过旋流叶片，形成的旋流具有旋转扩张特性，能够提升湍流度，并延长实际掺混距离。中心锥起到减速扩压的作用，有利于发动机燃烧室的稳定燃烧，同时该结构中心锥的总压损失小并且产生的回流作用有助于促进掺混。
[0018]本专利技术还提出了影响掺混以及总压损失的关键参数关系：射流环缝的出口面积与燃气流路入口面积比值，旋流叶片出口角以及旋流叶片数量，以及中心锥前端圆台体母线与中轴线的角度，通过对关键参数设计，配合相关结构，最终在较短距离内实现燃料充分掺混的同时保证较低的总压损失。
[0019]本专利技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。
附图说明
[0020]本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0021]图1：本专利技术的整体剖面三维示意图。
[0022]图2：混流器的整体三维示意图。
[0023]图3：混流器的整体剖面三维示意图。
[0024]图4：混流器的正视图。
[0025]图5：混流器的剖面示意图。
[0026]图6：混流器的左视图。
[0027]图7：实施例1的流场流线图。
[0028]图8：实施例2的流场流线图。
[0029]图中：1.射流环缝，2.旋流叶片，3.中心锥，4.环形隔板，5.混流器外罩。
具体实施方式本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，其特征在于：包括射流环缝、旋流叶片、中心锥；沿气流方向，所述中心锥前端为半球体；所述中心锥后部为周向凹槽，所述周向凹槽用环形隔板包覆形成内流道，所述环形隔板与所述中心锥外壁面平滑过渡，整体为圆台体，且所述环形隔板与所述中心锥外壁面之间形成射流环缝，射流环缝将内流道与环形隔板以及中心锥外侧的外流道联通；内流道为燃气流道，外流道为空气流道，内流道的燃气能够从射流环缝进入空气流道，并与空气进行掺混；射流环缝的出口面积A1与燃气流路入口面积A2的比值为0.1～0.25；旋流叶片安装在混流器外罩与中心锥之间；旋流叶片进口角α1不大于20
°
；旋流叶片出口角α2为30
°
～60
°
；旋流叶片数量为8～16个；所述圆台体母线与中轴线的角度α3为15
°
～25
°
。2.根据权利要求1所述一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，其特征在于：环形隔板由三块互成120
°
的支板固定支撑。3.根据权利要求1所述一种空气涡轮火箭发动机混流器结构，其特征在于：旋流叶片在轴向上的投影长度L1与中心锥长度L2的比值为0.4～0.5。4.一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：王治武，詹义民，杨予煊，龙好，肖静涛，李民强，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：