一种连续旋转爆震燃烧室及冲压发动机的制作方法

本发明涉及冲压发动机技术领域，尤其涉及一种连续旋转爆震燃烧室及冲压发动机。

背景技术：

目前的航空发动机、火箭发动机、冲压发动机等热力发动机，都是以等压燃烧方式把燃料化学能转化为热能，燃烧产生的高温高压燃气膨胀加速后喷出，从而产生推力，经过多年的发展优化，这类发动机的燃烧性能都已接近理论极限，难以再大幅度提高。另外这些发动机的内部燃烧过程还有一个共同特点，那就是顺着气体流动方向组织燃烧，即在燃气向下游流动的过程中完成燃烧。为了保证燃料与氧化剂能充分燃烧，发动机燃烧室必须有足够的长度，通常燃烧室内流动速度越快，燃烧室长度也越长。

与传统的采用等压燃烧的航空航天动力装置相比，爆震燃烧的能量转换效率并没有明显提高，但是其燃烧产物的做功品质较高，做功能力更强，整体热循环效率更高，从爆燃到爆震燃烧形式的转变是航天化学推进的另一个发展趋势。可见，基于爆震的吸气式冲压发动机具有广阔的应用前景。

旋转爆震发动机是利用爆震组织燃烧的一种发动机，沿圆周方向组织燃烧，使得旋转爆震发动机燃烧室长度低于传统的发动机，可使旋转爆震发动机的体积、重量大幅降低。

旋转爆震发动机的工作原理是：首先，氧化剂从环形通道进入隔离段，燃料由喷孔喷入氧化剂来流，两者经过短距离即可均匀混合后一起进入爆震室。然后，通过点火器起爆，在燃烧室内形成初始爆震波。其次，初始爆震波沿环形燃烧室的圆周方向传播，由于燃料和氧化剂沿轴向流入、燃烧产物也沿轴向流出，当爆震波传播一周回到初始位置时，原来的燃烧产物已经流走，新鲜的燃料和氧化剂混合物又已流入，因此爆震波能够继续维持。这样周而复始，爆震波在环形燃烧室内持续旋转传播，高温高压的燃烧产物再经尾喷管高速排出，从而产生推力。由于旋转爆震燃烧的频率高达几千赫兹，旋转爆震发动机可产生稳定的推力。

目前申请人研究的旋转爆震发动机主要有圆环型和圆筒型两种爆震燃烧室方案，其中圆环形燃烧室一般由外套和位于外套内腔的实心内柱组成，外套和实心内柱之间为圆环形流道。圆环形流道依次分布有环形隔离段、过渡段和爆震室，燃料喷注腔位于隔离段外围。圆筒型燃烧室主要由外套和位于外套内腔的实心内柱组成，外套和实心内柱之间为圆环形的内流道。圆环形内流道依次设有环形进气通道、环形隔离段，隔离段以及内柱后的圆筒形外套内腔即为圆筒形爆震室，燃料喷注腔位于环形隔离段的外围。氧化剂从环形进气通道进入环形隔离段，燃料由燃料喷孔喷入，燃料与氧化剂来流两者经过短距离即可均匀混合后一起进入圆筒形爆震室，然后经起爆器起爆后，在圆筒形爆震室内即可形成连续旋转爆震燃烧波。

与的圆环形燃烧室相比，圆筒型燃烧室具有更强的燃烧组织能力，但是其燃烧室平均压力较低，不利于提高推力性能，但圆环形燃烧室工作边界有限，不利于低当量比工作，然而飞行工作过程中需要具有低当量比工作的能力。同时上述两种方案中都存在内柱，在发动机长时间工作的情况下，爆震室外套和内柱都需要热防护，热防护面积和难度都较大，同时内柱空间利用率较低，给设计进气道带来较大难度。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，为进一步提高旋转爆震燃烧室的燃烧组织能力和推力性能，本发明提供一种连续旋转爆震燃烧室及冲压发动机，可增强连续旋转爆震的稳定性,拓宽连续旋转工作边界。

为实现上述技术目的，本发明提出的技术方案为：

一种连续旋转爆震燃烧室，包括外壳以及位于外壳内腔的筒体，所述筒体为前后贯通的空筒，筒体与外壳内壁之间形成环形流道，环形流道前端设为进气道，在进气道之后的环形流道上依次设置有隔离段、爆震燃烧室以及尾喷管，隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成后向台阶，能够稳定火焰并增强燃烧；爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。

作为本发明的优选方案，进气道为喇叭口形状，可最大限度提高进气道性能。

作为本发明的优选方案，燃料喷注腔设置在隔离段的外围，与燃料喷注腔联通的多个燃料喷孔围绕隔离段的环形流道呈圆周方向均匀分布。进一步地，燃料喷孔一般位于隔离段的轴向尾端。氧化剂从环形流道进入隔离段，燃料喷注腔中的燃料由燃料喷孔喷入氧化剂来流，两者经过短距离即可均匀混合后一起进入爆震燃烧室。然后经爆震燃烧室内的起爆器起爆后，在爆震燃烧室内即可形成连续旋转爆震燃烧波。

作为本发明的优选方案，所述外壳以及位于外壳内腔的筒体为轴对称结构，筒体与外壳内壁之间的环形流道为轴对称圆环型构型。

作为本发明的优选方案，隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处的筒体壁面呈阶梯状内缩或/和隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处的外壳内壁呈阶梯状外扩形成后向台阶。

作为本发明的优选方案，筒体的末端与尾喷管的喷口端齐平。

作为本发明的优选方案，爆震燃烧室后段的外壳内壁向内线性缩进或者爆震燃烧室后段的筒体壁面向外线性扩张，进而使爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。

倾斜过渡段的倾斜角度θ较小时，流动损失较小，但爆震燃烧室的火焰稳定能力较弱；而当倾斜过渡段的倾斜角度θ较大时，爆震燃烧室的火焰稳定能力较强，但是流动损失较大。因此当采用的燃料活性较高时，倾斜过渡段的倾斜角度θ可取较小值；而当燃料活性较低时，倾斜过渡段的倾斜角度θ应当取较大值。

本发明提供一种冲压发动机，包括上述任一种连续旋转爆震燃烧室。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明采用突扩和倾斜渐扩相结合的方式，隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成后向台阶，起到稳定火焰并增强燃烧组织的作用。爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的有一定倾角的倾斜过渡段，根据需要设计合适倾角。本发明的燃烧组织能力更强；通过设计倾斜过渡段的倾角，可兼顾流动损失和燃烧组织能力，以获得更佳的推力性能。

本发明同时因为内部为完全贯穿的圆筒，贯通的空筒构型，可以有效减少流阻损失，并且存在的空间可以根据需要和涡轮相结合。在高速来流条件下工作时，与现有旋转爆震燃烧室方案相比，本方案的流动损失更低。当发动机长时间工作时，本方案的热防护面积更小，热防护难度较低。

本发明的燃烧室经过直连式试验，相较普通燃烧室构型，可以有效提供推力性能并拓宽当量比工作边界。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1是本发明一实施例的结构示意图。

图中标号：

1、进气道；2、隔离段；3、燃料喷注腔；4、爆震燃烧室；5、尾喷管；6、筒体；7、后向台阶；8、倾斜过渡段；9、外壳。

本发明目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步描述。

参照图1，本发明一实施例中提供一种连续旋转爆震燃烧室，包括外壳9以及位于外壳9内腔的筒体6，所述筒体6为前后贯通的空筒，筒体6与外壳内壁之间形成环形流道，环形流道前端设为进气道1，在进气道1之后的环形流道上依次设置有隔离段2、爆震燃烧室4以及尾喷管5，隔离段2与爆震燃烧室4之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成后向台阶7，能够稳定火焰并增强燃烧；爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段8。

燃料喷注腔3设置在隔离段2的外围，与燃料喷注腔3联通的多个燃料喷孔围绕隔离段的环形流道呈圆周方向均匀分布。燃料喷孔一般位于隔离段的轴向尾端。氧化剂从环形流道进入隔离段，燃料喷注腔3中的燃料由燃料喷孔喷入氧化剂来流，两者经过短距离即可均匀混合后一起进入爆震燃烧室。然后经爆震燃烧室内的起爆器起爆后，在爆震燃烧室内即可形成连续旋转爆震燃烧波。

本实施例中，进气道1为喇叭口形状，可最大限度提高进气道性能。

本实施例中，所述外壳9以及位于外壳内腔的筒体6为轴对称结构，筒体6与外壳内壁之间的环形流道为轴对称圆环型构型。

本实施例中，隔离段2与爆震燃烧室4之间的衔接处的筒体壁面呈阶梯状内缩，同时隔离段2与爆震燃烧室4之间的衔接处的外壳内壁呈阶梯状外扩，形成后向台阶。

本实施例中，筒体6的末端与尾喷管5的喷口端齐平。贯穿的空筒是可以通过空气的，进气道的捕获能力是一定的，在进气道工作过程中，除了捕获的空气外，还会产生大量的溢流，所产生的溢流与壁面作用会产生阻力，而完全贯穿中心的空筒设计，让所产生的溢流汇聚通过中心空筒向尾部排出，起到减阻的作用。而筒体与喷管出口齐平，减少燃烧室尾流与空筒通过气流的相互作用，旋转爆震产生的尾流是高速非定常的，并且旋转羽流是推力性能的重要组成部分，缩短一点，尾流在缩短处会向中心扩散，容易和空筒流动的气体产生混合作用，此时尾流对推力性能产生的是负效应。伸出一点，旋转羽流与壁面的接触距离增大，会一定程度上增大发动机内阻，有利于减少与中心尾流的相互混合影响，但是对推力性能的总体增幅为负效应。

本实施例中，爆震燃烧室后段的外壳内壁向内线性缩进，进而使爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。在实际应用中，也可以将爆震燃烧室后段的筒体壁面向外线性扩张，进而使爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。

倾斜过渡段的倾斜角度θ越小时，流动损失越小，但爆震燃烧室的火焰稳定能力越弱；而当倾斜过渡段的倾斜角度θ越大时，爆震燃烧室的火焰稳定能力越强，但是流动损失越大。因此当采用的燃料活性较高时，倾斜过渡段的倾斜角度θ可取较小值；而当燃料活性较低时，倾斜过渡段的倾斜角度θ应当取较大值。

本发明一实施例中提供一种冲压发动机，包括上述任一实施例中提供的连续旋转爆震燃烧室。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。