一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法技术

本发明专利技术提出一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法，内柱上设置可调凸台结构，可调凸台结构由不少于两个可调分级结构构成，沿来流方向，各可调分级结构的长度依次增加；所述的各可调分级结构的倾角在旋转爆震燃烧模态下一致，马赫数升高至第二马赫数，调整各可调分级结构的倾角，使沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少，可调凸台结构诱导起爆斜爆震，发动机从旋转爆震燃烧模态向斜爆震燃烧模态转换，在斜爆震燃烧模态下，各可调分级结构的倾角沿来流方向依次减少。本发明专利技术利用爆震燃烧的独特优势，结合旋转爆震与斜爆震两种模态，能够大幅拓宽发动机的速域、空域，缩短发动机尺寸，大幅提高发动机有效载荷，实现了覆盖(Ma2.5～15+)超宽域飞行。(Ma2.5～15+)超宽域飞行。(Ma2.5～15+)超宽域飞行。

【技术实现步骤摘要】
一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法


[0001]本专利技术涉及一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法，属于爆震发动机


技术介绍

[0002]随着人类对空天的进一步探索，飞行器能够达到更快的速度、实现更多的功能、应用于更多不同的领域是未来发展的必然趋势。然而，飞行器向“大空域、宽速域”方向发展受到动力系统的制约。传统的火箭发动机虽可实现全速域飞行，但是需要携带氧化剂，有效载荷大大降低；而对传统的涡轮发动机和冲压发动机来说，燃烧室长，发动机尺寸及结构质量大，大大增加了内流道摩擦阻力损失和大面积热防护的难度，极大地削弱了飞行器向更高高度、更快速度飞行的可能。
[0003]自然界中的燃烧波有两种存在形式，即缓燃和爆震。较为常见的是缓燃燃烧，火焰的传播依赖于质量和热量的扩散，传播速度一般在几米到几十米每秒。目前大多数航空航天动力装置(涡轮发动机、冲压发动机)都采用基于缓燃的等压模式组织燃烧。爆震是一种激波与化学反应强耦合并以千米每秒量级超声速传播的燃烧方式，可在较短的时空尺度下完成燃料化学能的释放，具有超声速传播、自增压和放热速本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种组合爆震发动机，包括内柱和外壳，内柱和外壳之间形成环形流道，其特征在于：所述的内柱上设置可调凸台结构，可调凸台结构由不少于两个可调分级结构构成，沿来流方向，各可调分级结构的长度依次增加；所述的各可调分级结构的倾角在旋转爆震燃烧模态下一致，马赫数升高至第二马赫数，调整各可调分级结构的倾角，使沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少，可调凸台结构诱导起爆斜爆震，发动机从旋转爆震燃烧模态向斜爆震燃烧模态转换，在斜爆震燃烧模态下，各可调分级结构的倾角沿来流方向依次减少。2.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的可调分级结构为2～3个。3.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的可调分级结构第一级的长度为0.05D～0.15D，最末级的长度范围为0.3D～0.5D，其中D为内柱中部直径。4.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的可调分级结构在旋转爆震燃烧模态下，第一级的倾角范围为40
°
～50
°
，最末级的倾角范围为25
°
～35
°
。5.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的环形流道包括进气道、燃烧室和喷管，在旋转爆震燃烧模态下，燃烧室包括燃料喷注区域、环形燃烧室段和旋转爆震喷管喉道前区域，在斜爆震燃烧模态下，环形燃烧室段作为斜爆震燃料掺混段，通过各可调分级结构的倾角调整，旋转爆震喷管喉道前区域转换为斜爆震诱导起爆区域。6.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的可调分级结构在斜爆震燃烧模态下，第一级的倾角范围为30
°
～40
°
，最末级的倾角范围为15
°
～30
°
。7.根据权利要求2所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的内柱中部为圆柱结构，内柱中部直径范围为[D
Z
,D
max
]，D
Z
＞(D
min
+D
max
)/2，其中D
min
、D
max
为依据旋转爆震原理确定的内柱中段的直径D的最小、最大值。8.根据权利要求5所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：所述的斜爆震燃料掺混段长度L
C
为5D～10D，所述的环形燃烧室段的环形腔高度不超过0.5D。9.根据权利要求1所述的一种组合爆震发动机，其特征在于：还包括调整可调分级结构倾角的驱动机构，所述的驱动机构设置在内柱内部。10.一种采用上述任一权利要求所述的组合爆震发动机的飞行器。11.一种组合爆震方法，其特征在于，包括以下步骤：...

【专利技术属性】
技术研发人员：张义宁，滕宏辉，涂胜甲，周林，解豪品，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：