基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法

1.本发明属于航天设备技术领域，特别是涉及一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法。


背景技术：

2.面向天地往返运输任务的宽速域组合动力飞行器关键技术之一就是零速下启动问题。目前单一循环的吸气式发动机都有其最佳的工作马赫数和高度范围，且比冲和推重比要求难以同时满足，难以满足大空域、宽速域的运行需求。现有组合发动机低速需要涡轮或火箭起动，涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足，需要研究没有涡轮压缩的高比冲发动机模式，获得一种在没有涡轮压缩下就可以在零速工作的发动机，并具有较高的发动机比冲和推重比。可为超声速飞行器、高超声速飞机、天地往返运输系统等提供高性能的推力系统，为实现高性能、廉价、宽速域的发动机研究提供技术支撑和思路。
3.发动机核心的问题是气流增压。超声速来流可以采用冲压的激波压缩，亚声速主要用涡轮叶片，火箭采用涡轮泵也可以获得高燃烧压力。组合动力是有机融合涡轮、冲压、火箭三种基本发动机性能为一体，形成从地面零速到高超声速工作的超宽范围工作的新型动力形式。当前组合动力主要包括rbcc、tbcc、trijet、atr等，可分为以超燃冲压组合发动机(tbcc、rbcc、三组合)和高速涡轮机(预冷涡轮机、atr)两类，以爆震为代表的增压燃烧动力也有可能工作到宽速域。
4.高超声速tbcc发动机是燃气涡轮发动机与双模态冲压发动机通过串联或并联方式的组合，并联tbcc工作马赫数可以超过6，但目前为止，解决了全尺寸高超声速tbcc模态转换问题的飞行器仍未出现。高超声速tbcc发动机的比冲较高，但地面推重一般小于4，并且体积较大。
5.trijet三组合循环发动机是将涡轮发动机、火箭增强型引射冲压发动机与双模态超燃冲压发动机整合，可利用现货涡轮，是一种有可能近期内实现高超声速组合发动机方案。三组合发动机单部件的技术成熟度高，比冲较高，但体积很大，迎风面积较大，推重比较低。预冷循环发动机是指对进入发动机的气流进行冷却降温，压缩后输入燃烧室，作为氧化剂进行燃烧的发动机，典型的如英国的协同吸气式火箭发动机(sabre)。sabre从理论上具有在速度从零速到入轨速度，高度从地面到轨道空间的全域工作能力。其采用液氢燃料做燃料，存在系统极其庞杂、预测性能越来越低、技术难度大等问题，具体应用情况尚需进一步论证。
6.rbcc是将火箭发动机与双模态发动机结合的组合循环动力系统。在飞行加速过程中，rbcc要经过四个模态：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态，通过模态切换实现全空域、全速域工作。rbcc推重比很大，但是低速下的引射模态比冲一般不大于450s，从零速起飞很困难。
7.atr工作高度、速度适应范围广，但其比冲性能偏低，工作速度难以超过马赫5，不
与其它发动机组合满足高超声速的宽域工作要求。
8.燃烧本身是可以达到增压目的的，采用增压燃烧模式，有可能实现零速高比冲、高推重比的新构型。脉冲燃烧可以自增压，但脉冲燃烧的发动机比冲性能较低；爆震燃烧是典型的高效增压燃烧模式，利用爆震燃烧产生推力的爆震发动机，在原理上具有更高的热力循环效率、结构简单而且比冲大。
9.根据工作方式不同，爆震发动机分为脉冲爆震发动机(pde)、连续爆震发动机(cde)、斜爆震发动机(ode)几种类型。pde需要更高的爆震频率，当前的发动机低速下的性能距离目标还有一定距离，还没有向高超声速探索。rde是近年研究的热点，在超声速下已经获得了很好的发动机性能，但其在零速下如何使用尚未有可行方案。
10.在零速和亚声速的低速下，气流压缩最常用的是涡轮叶片压缩，高速涡轮对材料学、转子动力学等有很大的需求，研制难度大。低速来流下无涡轮增压可能的方案包括引射增压、爆震增压等方式，他们的增压能力相对有限；在超声速来流下无涡轮压缩相对简单，采用激波压缩可以达到10倍以上的压缩能力。因此探索无涡轮的增压系统很有意义。


技术实现要素：

11.有鉴于此，为了解决宽速域飞行器的动力需求，以及解决现有组合发动机低速需要涡轮或火箭起动，涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足的问题。本发明提出一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法，在ma0速度下的新型增压技术，通过爆震燃烧来产生高增压源，并采用回流引射、气动流道滤波等方式使得压力相对稳定并达到高压比工作状态，实现高速来流高性能增压，主要应用于在ma0速度下提供增压能力。
12.为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统，包括增压源、引射器进气道、引射器、分流器、回流流道和出口喷管，所述引射器的前方设置有引射器进气道，所述增压源的燃气出口与引射器连接，所述增压源的空气入口与回流流道连接，所述引射器的尾部、回流流道的头部和出口喷管的头部分别与分流器连接，分流的其中一路进入回流流道，另一路进入出口喷管。
13.更进一步的，所述增压源为直线形爆震室，其采用爆震燃烧增压，其通过回流气流的引射作用产生压力的叠加增益。
14.一种所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的增压方法，爆震燃烧激励的回流引射增压启动，提高进入出口喷管气流的压力和温度，通过气流反复在流道内回转增压并引射外部气流进入系统，达到足够高的增压比。
15.更进一步的，所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的增压方法，具体包括以下步骤：
16.(1)气流首先从引射器进气道进入体系，在引射器内部与增压源产生的高能燃气发生动量和能量交换后，压力和温度上升，并经过分流器燃气在发生动量和能量交换后通过分流器进入回流流道；
17.(2)然后在增压源中燃烧做功，产生高能燃气并第二次进入引射器，与下一次的外部空气发生动量和能量交换后通过分流器进入出口喷管排出系统并做功，完成一次工质循环。
18.(3)最后，经过所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统，既能向爆震室内引射足够的外部气流，也能令回流提供逐次迭代升高的压力，最后建立稳定的工作状态。
19.更进一步的，所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的增压方法，具体包括以下四个阶段：
20.第一阶段(a)点火：增压源内有预混气，点火产生高温高速气流；
21.第二阶段是(b)引射：引射器的主流是增压源产生的高温燃气，二次流是从引射器进气道进入的外界空气，爆震燃烧的高温气流作为引射器的一次流，引射外部气流进入引射器；
22.第三阶段是(c)分流：进入引射器的气流经过分流器，一部分进入回流流道，一部分进入出口喷管，进入出口喷管的气流具有高于增压源单独工作情况下的能量；进入回流流道的气流进入下一阶段；
23.第四阶段是(d)扫气：上一阶段进入回流流道的气流吹除增压源内残余气，同时混合燃料在增压源内形成预混环境，此过程回流也给下一次循环提供增压后的来流，下一次起爆之前回流气流的压力波动会多次沿流道回转。
24.与现有技术相比，本发明所述的一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法的有益效果是：
25.1、本发明能够用一种没有转子的结构实现ma0速度下来流气流的增压作用，通过气流在爆震腔内增压后进入引射器引射气流进入系统，将增压后的外部空气引射增压后进入爆震腔，作为下一次爆震的填充条件。
26.2、本发明借助爆震燃烧的高压升、高频脉冲等特性，通过采用回流引射、气动流道滤波等方式使得压力相对稳定并达到高压比工作状态。
27.3、本发明能在零速条件下实现增压作用并可以让飞行器达到高推重比、高比冲的性能指标。
28.4、目前单一循环的吸气式发动机都有其最佳的工作马赫数和高度范围，且比冲和推重比要求难以同时满足，本发明能提供两个相比涡轮压气机系统的优势：首先该系统可以实现ma0速度下的高性能增压，其次该系统内部没有机械旋转部件，能大幅降低结构死重提高推重比。
29.5、本发明可为组合动力飞行器等提供从零速起动的水平起降能力，是一种高性能的推力系统，可为实现高性能、廉价、宽速域的发动机研究提供技术支撑和思路。
附图说明
30.构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
31.图1为本发明所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的结构示意图，其中蓝色区域表示引射器，粉色区域表示增压源，绿色区域表示回流流道，灰色区域表示出口喷管。
32.图2为本发明所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的俯视结构简图。
33.图3为一个周期内回流增压的工作过程示意图，图3分为了四个工作过程，分别是(a)点火、(b)引射、(c)分流和(d)扫气过程，其中红色代表爆震燃烧室产生的高温主流，蓝
色代表被引射进入体系的外部空气。
34.图4展示了示意的热力学和气体动力学计算结果，增压源以爆震燃烧室为例。(a)是一个可行工作示例的热力学计算结果；其中横轴代表计算的工质循环次数，对于工质循环次数的定义在实施方式中有阐述，纵轴是爆震室内的压力变化，经过回流自激作用，爆震室内的起始气流压力从环境压力0.1mpa提升至0.3mpa；(b)是气体的一维cfd仿真计算结果，其中黑色线是爆震室内的燃烧起始压力，红色线是该压力的时均值，该图展示了体系启动的动态过程实例；(c)是这次算例流体工质的启动过程前2次循环的热力过程图，其中黑色点和线是体系初始填充气体的热力学过程，红色线是被初始气体引射进入系统的第二次循环的工质热力过程线，蓝色线是第三次工质循环被引射作用压缩还尚未进入分流器的外界气流热力过程线；(d)是系统从初始建立到稳定后的热力过程图，一共计算了50个循环，可以看到工质的热力过程从起始状态逐渐迭代增加，并最终达到蓝色线表示的稳定工作状态。
35.图中：1-增压源，2-引射器进气道，3-引射器，4-分流器，5-回流流道，6-出口喷管。
具体实施方式
36.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
37.参见图1-4说明本实施方式，本具体实施方式所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统，包括增压源1、引射器进气道2、引射器3、分流器4、回流流道5和出口喷管6，所述引射器3的前方设置有引射器进气道2，所述增压源1的燃气出口与引射器进气道2连接，所述增压源1的空气入口与回流流道5连接，所述引射器3的尾部、回流流道5的头部和出口喷管6的头部与分流器4连接，分流的其中一路进入回流流道5，另一路进入出口喷管6。
38.本技术提出的爆震燃烧激励的回流引射增压系统，通过气流在增压源1内增压后进入引射器3引射气流进入系统，将增压后的外部空气引射增压后进入增压源1，作为下一次爆震的填充条件。当气流经过多次回旋后进入稳定工作状态后，能够引射足够的气流进入增压源1内，从而使增压源1持续工作；增压源1燃烧的尾气经过引射器3与外界空气发生能量和动量交换后，进入出口喷管6排出系统做功，实现燃气的热力学闭环。
39.其中增压源1为直线形爆震室，采用爆震燃烧增压，有一个空气入口和燃气出口，通过回流气流的引射作用产生压力的叠加增益，引射进气道2与增压源2燃气出口相连，作用是捕获外界气流。
40.引射器3作用是令高温燃气和外界气流发生能量和动量交换，提高外界气流进入系统的压力。分流器4的作用是分离外界气流和主流。
41.回流流道5的作用是使外界气流进入增压源1，并令系统产生自激工作状态。出口喷管6的作用是提高尾气排出系统的速度，使未发生完全掺混的主流膨胀做功，产生推力。
42.所述的基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的工作过程为：
43.在工作状态，气流首先从引射器进气道2进入体系，在引射器3内部与增压源1产生的高能燃气发生动量和能量交换后，压力和温度上升，并经过分流器4燃气在发生动量和能量交换后通过分流器4进入回流流道5。由于氧气扩散时间尺度远小于气流在进气道内运动
的时间尺度，因此外部空气主要集中在上部进入回流流道5，在经过燃料掺混过程后作为增压源1的填充燃料；最后在增压源1中燃烧做功，产生高能燃气并第二次进入引射器3，与下一次的外部空气发生动量和能量交换后通过分流器4进入出口喷管6排出系统并做功，完成一次工质循环。经过设计的回流引射系统既能向爆震室内引射足够的外部气流，也能令回流提供逐次迭代升高的压力，最后建立稳定的工作状态。
44.基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统的增压方法如下：爆震燃烧激励的回流引射增压启动，提高进入出口喷管6气流的做功能力，通过气流反复在流道内回转增压并引射外部气流进入系统，达到足够高的增压比。
45.每个气流回转的循环包含以下四个阶段，点火、引射、分流、扫气(如图3所示)：
46.首先是第二阶段(a)点火，增压源1内有预混气，点火产生高温高速气流。
47.第二阶段(b)引射，引射器3的主流是增压源1产生的高温燃气，二次流是从引射器进气道2进入的外界空气，爆震燃烧的高温气流作为引射器3的一次流，引射外部气流进入引射器3。
48.第三阶段(c)分流，引射器3的气流经过分流器4，一部分进入回流流道5，一部分进入出口喷管6。进入出口喷管6的气流在其喷管内膨胀并产生推力；进入回流流道5的气流进入下一阶段。
49.第四阶段(d)扫气，上一阶段进入回流流道的气流吹除增压源1内残余气，同时混合燃料在增压源1内形成预混环境，此过程回流也给下一次循环提供增压后的来流，下一次起爆之前回流气流的压力波动会多次沿流道回转。
50.图4展示了期望的工作过程结果，图4(a)是该系统基于热力学理论计算的启动过程，其中横轴代表计算的工质循环次数，纵轴是爆震室内的压力变化，经过回流自激作用，爆震室内的起始气流压力从环境压力0.1mpa提升至0.3mpa。
51.图4(b)是该系统基于气体动力学理论计算的启动过程，其中黑色线是爆震室内的燃烧起始压力，红色线是该压力的时均值，该图展示了体系启动的动态过程实例。
52.图4(c)是系统启动过程流体工质的前2次循环的热力过程图，其中黑色点和线是体系初始填充气体的热力学过程，红色线是被初始气体引射进入系统的第二次循环的工质热力过程线，蓝色线是第三次工质循环被引射作用压缩还尚未进入分流器的外界气流热力过程线。
53.图4(d)是系统启动到稳定过程的热力学过程，一共计算了50个循环，可以看到工质的热力过程从起始状态逐渐迭代增加，并最终达到蓝色线表示的稳定工作状态。当回流增压工作状态建立后，该系统可提供不亚于涡轮-压气机系统的增压性能，进而为飞行器提供同时具有高比冲以及高推重比性能的动力装置。
54.爆震激励的回流引射增压技术是一种ma0条件下的无转子增压燃烧技术，指通过回旋流道组织气流旋转，使上一次回旋的气流为下一次增压提供较高的入口条件。借助回流引射增压系统，采用爆震燃烧激励的回路引射增压，可使得燃烧室入口压比达到2以上。来流通过爆震激励的回路引射增压，可提供零速起动能力及提高低速来流时爆震燃烧室性能。
55.基于此增压系统的爆震激励回流引射增压吸气式发动机，相比涡轮压气机系统来说，可以实现低速来流的无转子高性能增压。借助爆震燃烧的高压升、高频脉冲等特性，通
过回流引射、气动流道滤波等构建压力相对稳定的高压比工作状态。
56.基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统主要特性在于其通过爆震燃烧室产生的脉冲一次流，激励气体在引射器3和回流流道5内形成稳定的内循环，使高速回流气流不断引射来流低速气流，从而在低速甚至零速度下提高进入出口喷管气流的总压和温度，获得高于增压源单独工作的性能。系统通过引射增压来实现热力学闭环，引射增压是一种利用高速气流的剪切混合作用来给另一股低速流体引射加速，将引射流将能量传递给低能的被引射流的技术。混合气体在经过混合段后，流动几乎成为均匀流。通过将引射器3出口重新引流至低速气流入口，可形成气体流动的闭环反馈，提高压升的同时不引入旋转部件。
57.本发明基于当前可用于天地往返运输系统动力装置的局限，提出了一类自行起降载具平台的动力方案，可用于承载从零速自行加速的水平起降飞行器。作为可重复使用的运输载体，可以成为宽域临近空间飞行器的动力方案。此类方案更广泛来说，可有效降低结构死重和生产成本，解决现有组合动力方案低速需要涡轮或火箭起动的问题，突破涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足的问题。
58.本发明内部没有机械旋转部件，可大幅提高宽域飞行器的推重比，可在ma0速度的来流条件下实现高性能增压。
59.以上公开的本发明实施例只是用于帮助阐述本发明。实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。