【技术实现步骤摘要】
串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机及工作方法
[0001]本专利技术属于旋转爆震冲压发动机
,具体涉及到一种串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机及工作方法。
技术介绍
[0002]旋转爆震燃烧作为一种新型燃烧模式,具有放热速度快、一次点火即可连续工作、热效率更高等优势,在缩短燃烧室长度、减轻结构重量、提升推进性能等方面具有独特优势,可应用在航空发动机、火箭发动机及冲压发动机中以替代现有爆燃燃烧模式,在航空航天推进领域具有广阔应用前景。其中,旋转爆震冲压发动机即是以旋转爆震组织燃烧的新型冲压发动机类型,其主要工作过程是:高速气流经进气道捕获减速后经隔离段进入环形燃烧室,然后与喷孔喷注进入的燃料充分混合形成可燃混合气。随后,通过点火起爆,环形燃烧室内形成爆震波并沿燃烧室周向方向高速高频传播,通过爆震波实现燃料的快速释热。爆震波后高温燃烧产物沿流向向下游传播,经喷管加速排出从而实现发动机推力转化。
[0003]爆震波具备良好的来流适应性,前期的研究工作已经表明,冲压模态下旋转爆震能够在不同来流马赫数下实现高效稳定燃烧,但在不同马赫数范围内,旋转爆震稳定燃烧组织时的燃烧室构型存在差异,难以在单一燃烧室下实现宽马赫数范围内旋转爆震稳定高效燃烧。此外,在不同飞行马赫数条件下,高速空气来流状态变化剧烈,隔离段抵抗燃烧反压的能力差别较大。在较高马赫数条件下隔离段激波前传距离较短,隔离段长度不需太长;而在较低马赫数下,隔离段激波前传距离明显加长,需要较长的隔离段以避免燃烧反压前传。在高或低来流马赫数范围内隔离段长度要求相差较大 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机,其特征在于:包括外壳体(1),外壳体(1)内部放置中心体(2),中心体(2)通过中心体前支撑(3)和中心体后支撑(4)与外壳体(1)相连;外壳体(1)与中心体(2)之间形成环形流道,沿环形流道气流传播方向,该环形流道依次包括进气道(5)、隔离段(6)、第一级燃烧室(10)、第一级收缩段(11)、第二级燃烧室(14)、第二级收缩段(15)、出口喷管(16);中心体(2)内部设置燃料储箱(9);中心体前支撑(3)位于进气道(5)与第一级燃烧室(10)之间的隔离段(6),中心体后支撑(4)位于第二级燃烧室(14)与出口喷管(16)之间的第二级收缩段(15);中心体前支撑(3)及中心体后支撑(4)采用周向均匀分布;第一级喷注腔(7)及第二级喷注腔(12)均为双喷注腔结构,双喷注腔分别设置于外壳体(1)及中心体(2)上;沿气流传播方向,第一级喷注腔(7)位于隔离段(6)远离来流的尾端和第一级燃烧室(10)靠近来流的前端之间;沿气流传播方向,第二级喷注腔(12)位于第一级收缩段(11)远离来流的尾端和第二级燃烧室(14)靠近来流的前端之间;第一级喷注腔(7)对应的外壳体(1)和中心体(2)上都设有第一级喷注孔(8),第一级喷注孔(8)通过流道连通至第一级喷注腔(7);第二级喷注腔(12)对应的外壳体(1)和中心体(2)上都设有第二级喷注孔(13),第二级喷注孔(13)通过流道连通至第二级喷注腔(12);第一级喷注孔(8)及第二级喷注孔(13)均沿圆周方向均匀分布。2.根据权利要求1所述的串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机,其特征在于:第一级燃烧室宽度δ1及第二级燃烧室宽度δ2满足如下公式:δ≥0.5λ,当采用液体燃料时,还满足δ≥d;第一级燃烧室长度L1及第二级燃烧室长度L2满足如下公式:L≥2(12
±
5)λ,式中,λ为当前燃烧室室压下混合气所对应的爆震波胞格尺寸,d为燃料液滴的最小直径;在满足以上要求的基础上,第一级燃烧室(10)的型面结构设计以马赫数Ma=5来流条件为标准设计点,实现马赫数Ma=4~6来流范围旋转爆震燃烧;第二级燃烧室(14)的型面结构设计以马赫数Ma=3来流条件为标准设计点,实现马赫数Ma=2~4来流范围旋转爆震燃烧。3.根据权利要求1所述的串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机,其特征在于:第一级喷注腔(7)和第二级喷注腔(12)的双喷注腔结构,喷注腔截面为方形或圆形,喷注腔截面面积为4~25mm2,喷注腔燃料压力为1~5MPa。4.根据权利要求1所述的串联式双燃烧室旋转爆震冲压发动机,其特征在于:第一级喷注孔(8)和第二级喷注孔(13)沿圆周均匀分布,喷注孔直径为0.2~0.6mm;对于液体燃料,喷注孔数n满足以下公式:,其中m为燃料流量,C
d
为喷注孔流...
【专利技术属性】
技术研发人员:郑榆山,王超,蔡建华,刘彧,王一田,
申请(专利权)人:中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所,
类型:发明
国别省市:
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