一种飞行器雾化喷燃装置及喷燃方法制造方法及图纸

技术编号：40580997 阅读：4 留言：0更新日期：2024-03-06 17:24

本发明专利技术涉及一种飞行器雾化喷燃装置及喷燃方法，该雾化喷燃装置包括外壳体、燃油喷射器和辅助雾化器，其中外壳体为腔体结构，上表面设有辅助气入口和至少一个燃油入口；燃油喷射器设置在外壳体内部，包括储油腔、混合室和燃油喷孔，辅助雾化器设置在燃油喷射器内部，包括辅助气储气腔和辅助气储气腔侧壁上开设的旋流孔，本发明专利技术通过结构设计利用反向气旋的方式，增强燃油和辅助雾化气的掺混，保证气泡流的均匀性，同时最大限度的减小辅助气量，由此具有高效能的雾化特性，此外本发明专利技术进一步利用极近喷孔出口的气动喉道，改变喷孔的流通面积，实现流量的实时调控，具有宽范围的流量调控特性和瞬态的燃油流量响应。

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【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行器雾化喷燃装置及喷燃方法，属于宽域燃烧装置。

技术介绍

1、随着空间控制利用及空间活动的频繁开展，对航天运输系统提出了“快速、机动、可靠、廉价”的需求，包括：迅速部署、重构、扩充和维护航天体系的能力；机动灵活的迅速反应能力；安全、可靠进出空间的能力；大幅降低航天运输成本的能力。空天融合已经成为航空航天发展的重要趋势，从临近空间到深空探测，是大国竞争的新疆域。适应于空天融合发展的新型推进系统是未来空天飞行器的“心脏”，需要开展创新研究。

2、组合动力是空天飞行的理想动力，其燃油喷射技术是亟需突破的热点问题之一。组合动力发动机在宽边界(ma0-10+)工作时，气流经过进气道、隔离段等整流压缩部件后，燃烧室工作的马赫数范围是0-4，燃烧室内压力波动范围覆盖5-20atm。要保证发动机性能的可靠与稳定工作，燃烧室的宽域高效工作是前提条件之一。从整个燃烧室工作过程来看，燃料的输运时间(喷射、破碎、雾化和掺混)占据将近60％的时间，而且燃料输运决定了燃烧效率。概言之，对于吸气式组合动力发动机而言，燃料的喷注与掺混技术一直是吸气式组合动力发动机研究中的关键技术。

3、在宽速域、大机动的推力需求背景下，推进剂的高效雾化和大变比的流量调节不可或缺，然而现有的喷射雾化技术不足以匹配发动机的设计性能，主要体现在雾化效率不理想、流量响应迟滞、调节范围受限等。

4、因此，针对以上技术不足，需要设计一种基于高效且具有宽适应性燃油雾化喷燃装置。

技术实现思路

1、本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种飞行器雾化喷燃装置及喷燃方法，该喷燃装置借助反向气流漩涡增强喷嘴内部的气液掺混，具有雾化高效、快速响应的特点；同时还可以进一步利用气动可调喉道调节燃油流量，实现大变比流量调控，并进一步增强燃油雾化效果，提高响应速度。

2、本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：

3、一种飞行器雾化喷燃装置，包括：

4、外壳体，为腔体结构，上表面设有辅助气入口和至少一个燃油入口；

5、燃油喷射器，设置在外壳体内部，包括储油腔、混合室和燃油喷孔，所述燃油入口与储油腔连通，储油腔与混合室连通，混合室底部与燃油喷孔连通；燃油通过燃油入口进入储油腔，并由储油腔出口进入混合室，与辅助雾化器形成的辅助雾化气旋在混合室中掺混后，通过燃油喷孔向外喷射；

6、辅助雾化器，设置在燃油喷射器内部，包括辅助气储气腔和辅助气储气腔侧壁上开设的旋流孔，所述辅助气储气腔与辅助气入口连通，辅助雾化气通过辅助气入口进入辅助气储气腔后，经旋流孔喷出在混合室内形成辅助雾化气旋。

7、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述辅助气储气腔贯穿储油腔并进入混合室，位于混合室内的壁面开设旋流孔。

8、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述辅助气储气腔进入混合室的长度l1与混合室的长度l2之比为0.8～0.95:1。

9、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述储油腔为圆柱形结构；所述混合室由上至下依次为圆柱形、圆台形、圆柱形、圆台形的组合机构，且内径逐渐减小，最下端的圆台形底部与燃油喷孔连通。

10、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述辅助雾化气压力与燃油压力之比为1.2～2:1。

11、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述储油腔内设有端盖，所述端盖位于混合室上方，使得储油腔与混合室之间形成储油腔出口，所述辅助气储气腔贯穿储油腔、端盖进入混合室。

12、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述旋流孔满足以下至少一项：

13、旋流孔在辅助气储气腔壁面采用逆时针的布局开孔方式，产生与燃油流动方向相反的逆向气旋；

14、旋流孔的直径φb的平方乘以旋流孔的个数，与辅助气入口的直径φc的平方之比为0.75～0.9:1。

15、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述辅助气入口设置在外壳体上表面的中心位置，所述燃油入口设置在辅助气入口周围。

16、在上述飞行器雾化喷燃装置中，还包括设置在外壳体内的气动喉道组件，所述气动喉道组件包括高压气入口、高压室和高压气出口，高压气入口开设在外壳体侧壁，高压气出口与燃油喷孔连通；高压气通过高压气入口进入高压室后，通过高压气出口喷出，在燃油喷孔上游形成气动喉道。

17、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述高压室为外壳体侧壁和底部开设的连续通道，高压气出口设置在通道底部并与燃油喷孔连通。

18、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述高压气出口满足以下至少一项：

19、高压气出口的高度l3与高压室的高度l5之比为0.4～0.5:1；

20、高压气出口的中心线与燃油喷孔出口端面的距离l4与燃油喷孔直径φa之比为2～5:1。

21、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述高压气的压力与燃油压力之比为1.1～10:1。

22、在上述飞行器雾化喷燃装置中，所述飞行器雾化喷燃装置应用的马赫数范围为0～10。

23、一种飞行器雾化喷燃方法，应用于上述雾化喷燃装置，包括：

24、辅助雾化气通过辅助气入口进入辅助气储气腔后，经旋流孔喷出在混合室内形成辅助雾化气旋。

25、燃油通过燃油入口进入储油腔后，通过储油腔出口进入混合室；

26、辅助雾化气旋与燃油在混合室中掺混后，通过燃油喷孔向外喷射。

27、在上述飞行器雾化喷燃方法中，还包括：高压气通过高压气入口进入高压室后，通过高压气出口喷出，在燃油喷孔上游形成气动喉道。

28、本专利技术与现有技术相比至少包含如下有益效果：

29、(1)、本专利技术实施例提供的飞行器雾化喷燃装置包括燃油喷射器和辅助雾化器，通过结构设计利用反向气旋的方式，增强燃油和辅助雾化气的掺混，保证气泡流的均匀性，同时最大限度的减小辅助气量，由此具有高效能的雾化特性。

30、(2)、本专利技术实施例中进一步利用极近喷孔出口的气动喉道，改变喷孔的流通面积，实现流量的实时调控，具有宽范围的流量调控特性和瞬态的燃油流量响应。

31、(3)、本专利技术实施例中优选二次利用气动喉道的气体，进一步增强雾化效能；此外，由于雾化的高效性和流量调节的宽适应性，本专利技术可以应用于宽速域飞行工况。

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【技术保护点】

1.一种飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，包括：

2.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助气储气腔(6)贯穿储油腔(1)并进入混合室(4)，位于混合室(4)内的壁面开设旋流孔(5)。

3.根据权利了要求2所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助气储气腔(6)进入混合室(4)的长度L1与混合室(4)的长度L2之比为0.8～0.95:1。

4.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述储油腔(1)为圆柱形结构；所述混合室(4)由上至下依次为圆柱形、圆台形、圆柱形、圆台形的组合机构，且内径逐渐减小，最下端的圆台形底部与燃油喷孔(13)连通。

5.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助雾化气压力与燃油压力之比为1.2～2:1。

6.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述储油腔(1)内设有端盖(7)，所述端盖(7)位于混合室(4)上方，使得储油腔(1)与混合室(4)之间形成储油腔出口(2)，所述辅助气储气腔(6)贯穿储油腔(1)、端盖(7)进入混合室(4)。

7.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述旋流孔(5)满足以下至少一项：

8.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助气入口(10)设置在外壳体(8)上表面的中心位置，所述燃油入口(11)设置在辅助气入口(10)周围。

9.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，还包括设置在外壳体(8)内的气动喉道组件，所述气动喉道组件包括高压气入口(9)、高压室(3)和高压气出口(12)，高压气入口(9)开设在外壳体(8)侧壁，高压气出口(12)与燃油喷孔(13)连通；高压气通过高压气入口(9)进入高压室(3)后，通过高压气出口(12)喷出，在燃油喷孔(13)上游形成气动喉道。

10.根据权利了要求9所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述高压室(3)为外壳体(8)侧壁和底部开设的连续通道，高压气出口(12)设置在通道底部并与燃油喷孔(13)连通。

11.根据权利了要求9所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述高压气出口(12)满足以下至少一项：

12.根据权利了要求9所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述高压气的压力与燃油压力之比为1.1～10:1。

13.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述飞行器雾化喷燃装置应用的马赫数范围为0～10。

14.一种飞行器雾化喷燃方法，其特征在于，应用于权利要求1所述的雾化喷燃装置，包括：

15.根据权利要求14所述的飞行器雾化喷燃方法，其特征在于，还包括：高压气通过高压气入口(9)进入高压室(3)后，通过高压气出口(12)喷出，在燃油喷孔(13)上游形成气动喉道。

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【技术特征摘要】

1.一种飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，包括：

3.根据权利了要求2所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助气储气腔(6)进入混合室(4)的长度l1与混合室(4)的长度l2之比为0.8～0.95:1。

5.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助雾化气压力与燃油压力之比为1.2～2:1。

7.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述旋流孔(5)满足以下至少一项：

8.根据权利了要求1所述的飞行器雾化喷燃装置，其特征在于，所述辅助气入口(10)设置在外壳体(8)上表面的中心位置，所述燃油入口...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵永胜，董金刚，吴军飞，穆向阳，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：

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