一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置

1.本发明属于矢量推进及飞行器隐身设计领域，具体为一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置。


背景技术：

2.旋转爆震燃烧具有热效率高、结构简单等优点，是航空航天推进领域的研究热点之一。旋转爆震燃烧通常在环形或空筒型燃烧室中组织，在燃烧室头部形成一个或多个爆震波，并沿周向传播，高温高压的燃烧产物从开口端排出，产生推力。将旋转爆震与矢量推进等实际需求相结合，有助于拓宽旋转爆震燃烧的应用范畴。
3.传统意义上，矢量推进装置是排气喷口可以向不同方向偏转以产生不同方向推力的动力装置。实际应用中，尾喷管偏转，获得附加控制力矩，实现飞行姿态变化。矢量推进装置的应用增强了对飞行器的控制，提高机动性的同时使原有的气动控制结构大大简化，飞行器重量降低。此外，亦可降低敌方探测雷达的回波，有利于改善隐身性能。传统的矢量推进技术综合了喷管转向技术与控制技术，现有的矢量推进发动机喷管机械结构复杂，控制系统设计难度高，仅有少数国家掌握。
4.现代战争中，高机动性与隐身能力兼备的飞行器将成为火力投送的利器，对战局发展有着重要作用。因此，设计一种结构简单、控制简便、可满足隐身飞行器的新型矢量推进装置尤为关键。本发明提出了一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置，恰能满足要求，可简化系统结构并降低控制难度，亦对促进旋转爆震燃烧的实际应用具有重要意义。


技术实现要素：

5.要解决的技术问题：
6.针对矢量推进装置喷管转向结构复杂、控制系统设计难度高的问题，本发明提出了一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置，将旋转爆震燃烧作为矢量推进的动力来源，创造性地将旋转爆震燃烧的等曲率环形燃烧室改进为变曲率椭圆环形燃烧室，使之与飞翼式隐身飞行器匹配，通过改变不同周向区域可燃混气喷注条件获得附加控制力矩，调整飞行姿态。根据飞行器俯仰与偏航的需要，将椭圆环状的旋转爆震燃烧腔分为多个区域(图中以4个区域为例)，椭圆截面短轴所在的两个区域为低曲率区，中心对称，控制飞行器的俯仰；椭圆截面长轴所在的两个区域为高曲率区，中心对称，控制飞行器的偏航；控制系统仅需控制部分喷注孔的开闭即可实现对某组中心对称区域可燃混气喷注流量的调节，使中心对称的两个区域爆震波强度产生差异，由此获得附加控制力矩，达到矢量推进的目的。本发明可用于矢量推进及飞行器隐身设计领域。
7.为达到上述目的，本发明采用的技术方案为：
8.一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置，包括喷注装置、燃烧室外环、燃烧室中心内柱、尾锥。
9.所述喷注装置位于矢量推进装置前部，可燃混气通过喷注装置进入爆震燃烧腔。
喷注装置包括多个沿周向与径向排布的喷注孔。喷注孔沿周向排布环绕一周，周向节距为喷注孔孔径的1～2倍；喷注孔沿径向排布数量不限(根据实际需求确定，图中以3排为例)。喷注孔出口在爆震燃烧室进口壁面为偏置设计(图中以靠近燃烧室外环为例)，确保可燃混气进入爆震燃烧室后形成回流区，降低轴向气流速度，有利于爆震燃烧组织。喷注装置可通过控制喷注孔流动通道的开闭，改变某一周向区域处的可燃混气喷注流量，从而改变某一周向区域处的爆震波强度，实现周向推力调整，进而达到矢量推进的目的。
10.所述矢量推进装置的旋转爆震燃烧室并非传统圆环结构，整体较为扁平，呈现椭圆环结构。扁平化设计使推进装置可以满足飞翼式隐身飞行器的装备需求。燃烧室内径与外径的曲率在同一周向位置处相同，但沿周向变化，依据不同的通道曲率，将燃烧室分为高曲率区与低曲率区。
11.所述燃烧室外环在任意轴向位置处的径向截面均为椭圆环，椭圆环截面的内环焦距沿轴向在前1/2轴向长度范围内保持不变，在中后部逐渐减小；同时，燃烧室外环厚度在前1/2轴向长度范围内保持不变，根据实际需要选取特定值，在矢量推进装置中后部，燃烧室外环厚度逐渐减小，形成燃烧室外环收缩通道；在燃烧室外环上，将距离其前端2/5轴向长度的位置设定为点火位置，根据实际需求，布置高能火花塞、预爆管等点火装置。
12.所述燃烧室中心内柱为椭圆柱结构，其在任意轴向位置处的径向截面均为椭圆形，该椭圆形在某一周向位置处的曲率与燃烧室外环椭圆环截面在同一周向位置的曲率相同，从而保证爆震波通道截面在周向保持一致。
13.所述尾锥连接在燃烧室中心内柱后部，其在任意轴向位置处的径向截面均为椭圆形，该椭圆截面的焦距沿轴向在前中部逐渐增大而后减小，在中后部收缩为一楔状尖端；尾锥与燃烧室外环收缩段共同形成矢量推进装置的喷管流道，实现流动加速，燃烧产物完全膨胀，达到提升推力的目的。
14.有益效果：
15.采用本发明提供的一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置，将旋转爆震燃烧的等曲率环形燃烧室改进为变曲率椭圆环形燃烧室，使之与飞翼式隐身飞行器匹配。将椭圆环状的旋转爆震燃烧流道分为多个区域(图中以4个区域为例)，低曲率区控制飞行器的俯仰，高曲率区控制飞行器的偏航，控制系统仅需控制部分喷注孔的开闭即可实现对某一区域可燃混气喷注流量的调节，使中心对称的两个区域爆震波强度产生差异，由此获得附加控制力矩，达到矢量推进的目的。通过引入变曲率椭圆环形旋转爆震燃烧室，本发明将飞行器飞翼式隐身设计与矢量推进相结合，有效规避传统矢量推进装置喷管的复杂机械设计与高难度控制系统研发，保证矢量推进装置的战时可靠性。同时，大幅提升隐身飞行器的机动性。本发明可用于矢量推进及飞行器隐身设计领域。
附图说明
16.图1为本发明基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置总体结构示意图；
17.图2为本发明基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置轴向竖直剖视图；
18.图3为本发明基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置轴向水平剖视图；
19.图4为本发明基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置逆排气方向视图与周向俯仰、偏航功能分区示意图；
20.图5为本发明基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置二元矢量推进时的总体结构示意图。
21.其中，1为点火位置，2为喷注孔，3为燃烧室中心内柱，4为爆震燃烧腔，5为尾锥，6为燃烧室外环，7为低曲率区，8为高曲率区。
具体实施方式
22.现结合附图对本发明作进一步描述：
23.参照图1～2，本发明为一种基于旋转爆震燃烧技术的矢量推进装置，包括喷注装置、燃烧室中心内柱3、尾锥5、燃烧室外环6。其特征在于矢量推进装置的旋转爆震燃烧室为椭圆环结构，整体较为扁平，燃烧室外环与中心内柱形成变曲率椭圆环形爆震燃烧腔4；扁平化设计使矢量推进装置可以满足飞翼式隐身飞行器的装备需求。尾锥5连接在燃烧室中心内柱3后部，其在任意轴向位置处的径向截面均为椭圆形，尾锥5与燃烧室外环6收缩段共同形成矢量推进装置的喷管流道。
24.参照图2～3，可燃混气通过喷注孔2进入变曲率椭圆环形爆震燃烧腔4内部；喷注孔2出口在爆震燃烧室进口壁面偏置设计，确保可燃混气进入爆震燃烧腔4后形成回流区，有利于爆震燃烧的组织；本发明采用预混喷注方式进行说明，实际工作中，可根据燃烧室设计与燃料、氧化剂物性等实际需求选择预混或非预混喷注设计。工作时，点火装置启动，在爆震燃烧腔中形成爆震波并沿周向旋转传播，燃烧产物向下游排出；在装置的下游部分，已燃气体通过喷管流道流动加速，在出口处实现完全膨胀。
25.实施例1：结合图1，所示矢量推进装置可实现全矢量推进。爆震燃烧腔4为变曲率椭圆环结构，根据飞行器俯仰与偏航的需要，将椭圆环状的旋转爆震燃烧腔分为多个区域，说明中以4个区域为例，如图4所示。椭圆截面短轴所在的两个区域为低曲率区7，中心对称，控制飞行器的俯仰；椭圆截面长轴所在的两个区域为高曲率区8，中心对称，控制飞行器的偏航，控制系统仅需控制部分喷注孔的开闭即可实现对某组中心对称区域可燃混气喷注流量的调节，使中心对称的两个区域爆震波强度产生差异，由此获得附加控制力矩，达到矢量推进的目的；其中，相比于低曲率区7，高曲率区8可获得更大的附加控制力矩，矢量推进性能更强。在实际工作中，可将爆震燃烧腔4进行更为细致的划分，利用多组附加控制力矩进行飞行姿态调节，以提高矢量控制精度。
26.实施例2：结合图5，所示矢量推进装置主要实现二元矢量推进，爆震燃烧腔4的低曲率区7环形通道变为直管通道，是变曲率椭圆环结构的特殊情况。矢量推进控制原理与实施例1相似。在实施例2中，直管通道弱化了低曲率区7的附加控制力矩，主要作用是保证爆震波的稳定传播，该类似“跑道”的构型更侧重于获得高曲率区8的附加控制力矩，实现二元矢量推进。本发明的矢量推进装置结构简单，可通过改变安装位置与角度，实现某一平面内的二元矢量推进，如舰载飞行器的垂直起降、战斗机的避弹翻滚等。
27.本发明对旋转爆震燃烧方式的实际应用具有重要价值。在本领域技术人员不脱离本发明原理的前提下，可以对上述方法做出各种改变与优化。