專利名稱：吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合循環(huán)推進系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬吸氣式航空動力系統(tǒng)，特別涉及一種應(yīng)用于空天飛機動力系統(tǒng)的多模態(tài)沖壓爆轟發(fā)動機。
背景技術(shù)：
飛行器在高超聲速條件下，來流空氣減速進入燃燒室時由于強激波壓縮，空氣溫度可迅速升高，在高靜溫燃燒過程中有相當(dāng)一部分氣體分子吸收能量處于解離狀態(tài)，表明燃燒的化學(xué)能只有少量轉(zhuǎn)化為熱能，絕大部分轉(zhuǎn)化為解離能。解離度與氣體的壓力有關(guān)，當(dāng)燃?xì)鈮毫υ龈?，解離度會有所下降，但在高超聲速飛行條件下解離影響總是非常明顯的。這些解離能在長度受限的尾噴管膨脹過程中難以釋放出來轉(zhuǎn)換成推力，導(dǎo)致沖壓發(fā)動機隨著飛行馬赫數(shù)增加其推力急劇下降，形成吸氣式推進的“高超音障”。工作在高超聲速的飛行器，激波壓縮與超聲速燃燒的熵增是非常嚴(yán)重的，使得系統(tǒng)可用功迅速下降，同時發(fā)動機外阻過大，以至于很難實現(xiàn)凈推力的調(diào)整與蓄備，限制了飛行器的飛行速度。自然界中存在兩種燃燒模式，即基于熱傳導(dǎo)的燃燒和基于激波誘導(dǎo)的爆轟波。對于實際的爆轟現(xiàn)象，盡管爆轟波的傳播速度可高達(dá)數(shù)千米，而爆轟陣面卻僅為毫米尺度，因此能量釋放過程的時間尺度為微秒量級。即使在如此小的時間和空間尺度下，仍然有超過 70%的能量近乎瞬間釋放，因此爆轟過程被認(rèn)為是燃燒過程的極限形式，其燃燒效率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于目前超燃沖壓發(fā)動機所采用的燃燒形式。對于理想的等壓燃燒，其熱效率約為36. 3 %， 爆轟過程的熱效率大約為56. 5%，比等壓燃燒幾乎高出一半?？偠灾?，爆轟模式作為高超聲速推進的熱力學(xué)循環(huán)有兩大優(yōu)點一是具有極高的反應(yīng)速率，可以大幅縮小發(fā)動機尺寸； 二是近似等容燃燒的熱力循環(huán)效率，能夠大大提高發(fā)動機的推力裕度。因此，爆轟模式在高超聲速天地往返飛行器動力中的發(fā)展?jié)摿?yīng)該受到重視。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提出一種吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合循環(huán)推進系統(tǒng)。推進系統(tǒng)在爆轟過程中，具有引射模態(tài)(Ma = 0-2)、正沖波模態(tài)(Ma = 2-6)、斜沖波模態(tài)(Ma =
6-12)。根據(jù)飛行要求，環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)可同時控制各模態(tài)和模態(tài)間進行的調(diào)整與轉(zhuǎn)換及尾噴管的推力全矢量調(diào)節(jié)。使旋轉(zhuǎn)爆轟熱力循環(huán)與沖壓動力循環(huán)在結(jié)構(gòu)與功能上有機耦合成一種沖壓爆轟動力循環(huán)的推進系統(tǒng)。本發(fā)明的主要技術(shù)特征包括旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器，沖壓進氣道，多模態(tài)爆轟燃燒室，環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)，超聲波主動冷卻催化裂解燃油系統(tǒng)等。所述旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器特征是在旋轉(zhuǎn)爆轟環(huán)形燃燒室的尾端連接波瓣引射噴管，利用旋轉(zhuǎn)爆轟波燃?xì)庖錄_壓進氣道中的預(yù)混合氣。所述沖壓進氣道特征是在旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器環(huán)形燃燒室的內(nèi)外都設(shè)有沖壓進氣道，旋轉(zhuǎn)爆轟燃燒室的內(nèi)環(huán)壁連接波瓣引射噴管，形成內(nèi)沖壓進氣道。旋轉(zhuǎn)爆轟環(huán)形燃燒室的外環(huán)壁連接波瓣引射噴管，與外環(huán)機殼形成外環(huán)沖壓進氣道。
所述多模態(tài)爆轟燃燒室特征是軸對稱圓形燃燒室，由擴張型燃燒室和擴張型尾噴管組成。擴張型燃燒室和擴張型尾噴管都有預(yù)混合氣入口和燃?xì)獬隹?。進入多模態(tài)爆轟燃燒室的預(yù)混合氣，經(jīng)引射剪切層點燃環(huán)形起爆，形成過驅(qū)爆轟波，爆轟波通過波瓣引射噴管，引射外環(huán)沖壓進氣道中的預(yù)混合氣，進入下游擴張燃燒室或擴張尾噴管。所述環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)特征是利用外環(huán)沖壓進氣道的預(yù)混合氣，通過波瓣引射噴管，進入擴張尾噴管產(chǎn)生爆轟波?？刂撇ò暌鋰姽艿沫h(huán)形相位爆轟波，可對推進系統(tǒng)進行調(diào)節(jié)與控制。所述超聲波主動冷卻催化裂解燃油系統(tǒng)特征是燃燒室熱端部件采用 (CFCC-SIC)纖維增韌碳化硅陶瓷復(fù)合材料制造。在燃燒室固壁內(nèi)構(gòu)造冷卻通道，在通道內(nèi)設(shè)有球形催化劑，導(dǎo)入碳?xì)淙剂蠟槔鋮s劑，燃料在超聲波發(fā)生器的震蕩中催化裂解后，經(jīng)高壓噴嘴噴入進氣道與旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器。
四.


附圖I吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合循環(huán)推進系統(tǒng)示意圖。
附圖2推進系統(tǒng)示意圖A-A剖視圖。
附圖3推進系統(tǒng)示意圖B-B剖視圖
附圖4推進系統(tǒng)示意圖C-C剖視圖
附圖5環(huán)形相位爆轟波控制尾噴管喉道示意圖
附圖6環(huán)形相位爆轟波控制尾噴管偏轉(zhuǎn)矢量射流示意圖
附圖7超聲波主動冷卻催化裂解燃油系統(tǒng)示意圖
附圖8燃油系統(tǒng)示意圖D-D剖視圖
附圖9實施例示意圖
上述附圖中I空氣，2預(yù)混合氣，3爆轟燃?xì)猓?旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器，5波瓣引射噴
管，6內(nèi)沖壓進氣道，7外環(huán)波瓣引射噴管，8擴張型多模態(tài)爆轟燃燒室，9擴張型尾噴管，10 渦旋進氣道，11外環(huán)機殼，12外環(huán)沖壓進氣道，13旋轉(zhuǎn)爆轟燃?xì)獬隹冢?4環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)，15環(huán)形相位爆轟波，16尾噴管喉道，17相位矢量爆轟波，18燃油進油管，19燃油出油管，20超聲波發(fā)生器，21半圓管道流化床，22燃油泵，23燃油引射器，24燃油油箱，25催化劑，26引射吸氣口，27進氣道。旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器采用環(huán)形燃燒室，在密閉端切向噴注推進劑，調(diào)整推進劑燃/ 氣比和壓縮空氣的氧氣含量，來控制旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器的引射性能和沖量。旋轉(zhuǎn)爆轟存在一個或多個爆轟波在環(huán)形燃燒室內(nèi)旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)播，只需一次點火起爆，就可以連續(xù)燃燒，解決了高頻率重復(fù)起爆的難題。由于旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播方向與來流方向是垂直的，所以它是通過橫向爆轟波燃燒，其形成的爆轟波結(jié)構(gòu)更加穩(wěn)定頻率更高。旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器從啟動到完整飛行包線范圍始終工作，性能不受外界影響，是推進系統(tǒng)穩(wěn)定工作的基礎(chǔ)。為使多模態(tài)沖壓爆轟燃燒室高效工作，進氣道內(nèi)設(shè)置液氧噴射系統(tǒng)和燃油噴射系統(tǒng)，噴射位置與噴射流量應(yīng)符合多模態(tài)燃燒室的工作要求，使預(yù)混合氣在進氣道內(nèi)即應(yīng)達(dá)到起爆臨界狀態(tài)。在燃燒室內(nèi)，臨界態(tài)預(yù)混合氣直接的爆轟引發(fā)，是由旋轉(zhuǎn)爆轟波噴射的燃?xì)恻c燃，在環(huán)形剪切層的作用下，環(huán)形火焰已經(jīng)膨脹，火焰前鋒產(chǎn)生壓縮波向中心壓縮，壓縮波在燃燒室軸線處發(fā)生碰撞并發(fā)生Mach反射,形成Mach盤，Mach反射波與膨脹的火焰相互作用，形成無數(shù)較小的高溫高壓區(qū)，即熱點，熱點區(qū)迅速爆炸成為過驅(qū)爆轟波，過驅(qū)爆轟波在剪切層帶動下，向下游不斷膨脹追趕前面已衰減的爆轟波。當(dāng)沖壓進氣道中的預(yù)混合氣，以高超聲速的速度撞擊波瓣引射噴管，波瓣錐體產(chǎn)生斜激波，波后氣體受激波壓縮其溫度、壓力和密度產(chǎn)生突升，在燃燒室內(nèi)與旋轉(zhuǎn)爆轟波相遇，瞬間爆炸生成過驅(qū)爆轟波?；诒Z陣面毫米尺度和微秒量級的能量釋放過程，可有效降低氣體解離程度，提高推進系統(tǒng)燃燒效率，使推進系統(tǒng)獲得較大的推力和比沖。環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)是為達(dá)到推進系統(tǒng)性能的優(yōu)化，實現(xiàn)流通通道的一體化控制，特別是對固定幾何的尾噴管喉道和尾噴管推力的全矢量，都要同時進行主動的加熱調(diào)節(jié)和被動的自適應(yīng)變幾何的控制。推進系統(tǒng)有內(nèi)沖壓進氣道和外環(huán)沖壓進氣道，內(nèi)外沖壓進氣道都設(shè)有液氧噴嘴，以調(diào)節(jié)飛行器變換姿態(tài)和燃燒室模態(tài)轉(zhuǎn)換時對氧化劑的需求。 外環(huán)預(yù)混合氣通過波瓣引射噴管進入擴張型尾噴管產(chǎn)生爆轟波，在環(huán)形爆轟波作用下，可調(diào)整尾噴管喉道和噴管出口截面積。喉道面積的變化可控制噴管的流量和燃燒室的工作狀態(tài)，尾噴管出口截面積的變化控制燃?xì)獾呐蛎洷?。控制外環(huán)波瓣噴管相位爆轟位置與數(shù)量， 可造成尾噴管擴張壁面形成壓差，在壓差與噴管擴張角度強耦合的作用下，可使射流出口方向偏離軸線，形成有效的矢量偏轉(zhuǎn)射流。在引射模態(tài)，外環(huán)沖壓進氣道空氣流量小，不能形成有效矢量偏轉(zhuǎn)射流，用噴射液氧給予補償，以穩(wěn)定矢量射流的可靠性，達(dá)到推進系統(tǒng)性能的優(yōu)化。將超聲波應(yīng)用于催化裂解反應(yīng)過程，是由于超聲空化現(xiàn)象。聲空化是指原存在于液體中的氣泡核在聲場的作用下振蕩，產(chǎn)生和崩潰閉合的過程。在氣泡崩潰時極短時間內(nèi)， 在氣泡內(nèi)極小空間里，形成局部熱點，產(chǎn)生5000K以上的高溫及50MPa的高壓。之后熱點急劇冷卻，冷卻速度高達(dá)109K/s。因此空化能夠在微觀尺度內(nèi)模擬反應(yīng)器內(nèi)的反應(yīng)條件，可降低碳?xì)淙剂铣跏即呋瘻囟?，有利于反?yīng)物的裂解和自由基的形成，尤其對結(jié)焦引起失活催化劑的再生效果更為顯著。因此，為催化裂解反應(yīng)過程提供了一種非常特殊環(huán)境。碳?xì)淙剂铣暡ㄖ鲃永鋮s催化裂解燃油系統(tǒng)，采用半圓形固定床反應(yīng)器，在催化反應(yīng)器內(nèi)裝有球形催化劑。在進出反應(yīng)器的燃油管盲端，各安裝一個管道超聲波發(fā)生器，使催化反應(yīng)器內(nèi)都有超聲波發(fā)生作用。工作在高超聲速飛行器中的吸熱型碳?xì)淙剂媳囟ㄌ幱诔R界狀態(tài)，裂解產(chǎn)物是小分子的碳?xì)浠衔?，具有良好霧化效果，非常有利于超聲速的混合，可以縮短燃燒誘導(dǎo)時間，提高燃燒效率。
五.
具體實施例方式為了使推進系統(tǒng)在寬飛行條件下具有高比沖、高推力系數(shù)、高推重比，需向超然沖壓射流多次噴注燃料和加速流場的流速。在推進系統(tǒng)流場內(nèi)可通過波瓣引射噴管多次吸入預(yù)混合氣，引射吸氣口設(shè)置在飛行器的上方，可增加飛行器的升力，在擴張尾噴管仍可設(shè)置環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)。從吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合推進系統(tǒng)的熱力循環(huán)過程可知旋轉(zhuǎn)爆轟波燃?xì)馍淞髌鸬搅藳_壓發(fā)動機點火器的作用，從引射來流空氣到高超聲速來流都可形成穩(wěn)定的燃燒。這種強制引爆方式，允許采用煤油這種著火時間和反應(yīng)時間較長的燃料， 通過與環(huán)形爆轟波燃?xì)獾幕旌?，化學(xué)反應(yīng)速率與溫度呈指數(shù)關(guān)系變化，瞬間形成爆轟。采用爆轟模式作為推進系統(tǒng)的熱力循環(huán)的關(guān)鍵問題在于預(yù)混合氣的起爆臨界狀態(tài)和預(yù)混合氣的可爆性能。吸氣式發(fā)動機由于空氣含氧量少，不能瞬間形成有效的爆轟波。但煤油/氧氣生產(chǎn)的爆轟波的胞格尺寸僅為煤油/空氣的1/27，由爆燃向爆轟轉(zhuǎn)變時間也僅有煤油/ 空氣的1/14，并且從起爆能量來說，氧氣混合氣僅為空氣混合氣的1/1000，說明煤油/氧氣比煤油/空氣要活潑得多。因此，增加吸氣中氧氣含量來促進爆轟和提高爆轟波壓力，可形成穩(wěn)定的爆轟波。向擴張型尾噴管內(nèi)注入推進劑，產(chǎn)生環(huán)形相位爆轟波控制燃燒室多模態(tài)流場和燃?xì)馐噶可淞鳌Ｒ员Z波控制爆轟流場，在增加推力的同時控制推進系統(tǒng)的推力，使爆轟模式的熱力循環(huán)作為空天飛機動力系統(tǒng)的工程應(yīng)用將成為一種可能。
權(quán)利要求
1.一種吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合循環(huán)推進系統(tǒng)特征包括旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器，內(nèi)外沖壓進氣道，多模態(tài)爆轟燃燒室，環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)，超聲波主動冷卻催化裂解燃油系統(tǒng)等。采用旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器引射內(nèi)外沖壓進氣道中的預(yù)混合氣，同時在擴張型燃燒室和擴張型尾噴管內(nèi)生產(chǎn)爆轟波。使旋轉(zhuǎn)爆轟熱力循環(huán)與沖壓動力循環(huán)在結(jié)構(gòu)與功能上耦合成一種沖壓爆轟動力循環(huán)的推進系統(tǒng)。
2.權(quán)利要求I所述的特征是旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器采用環(huán)形燃燒室，在環(huán)形燃燒室尾端連接波瓣引射噴管。
3.權(quán)利要求I所述的特征是內(nèi)沖壓進氣道設(shè)置在旋轉(zhuǎn)爆轟波引射器環(huán)形燃燒室的圓筒內(nèi)，與環(huán)形燃燒室內(nèi)環(huán)壁連接的引射噴管形成內(nèi)沖壓進氣道。環(huán)形燃燒室外環(huán)壁連接波瓣引射噴管與外環(huán)機殼形成外環(huán)沖壓進氣道。
4.權(quán)利要求I所述的特征是多模態(tài)爆轟燃燒室是由一個或多個串聯(lián)擴張燃燒室和擴張尾噴管組成。串聯(lián)擴張燃燒室和擴張尾噴管都是通過波瓣引射噴管連接。
5.權(quán)利要求I所述的特征是多模態(tài)爆轟燃燒室流場中都是通過引射流引射預(yù)混合氣，預(yù)混合氣都是通過引射剪切層點燃。
6.權(quán)利要求I所述的特征是向擴張型尾噴管內(nèi)注入推進劑，在擴張尾噴管產(chǎn)生環(huán)形相位爆轟波控制燃燒室多模態(tài)流場和燃?xì)馍淞鳌?br> 7.權(quán)利要求6所述的特征是在擴張尾噴管內(nèi)，環(huán)形相位爆轟波控制尾噴管喉道面積。
8.權(quán)利要求6所述的特征是在擴張尾噴管內(nèi)，環(huán)形相位爆轟波控制尾噴管的推力矢量射流。
9.權(quán)利要求I所述的特征是在燃燒室固壁內(nèi)構(gòu)造半圓冷卻通道，通道內(nèi)設(shè)有催化劑， 形成固定床反應(yīng)器。在進出反應(yīng)器的燃油管盲端，各安裝一個管道超聲波發(fā)生器。
10.權(quán)利要求I所述的特征是在進氣道內(nèi)都設(shè)有液氧噴嘴，向來流空氣噴射液氧調(diào)節(jié)氧化劑含氧量。
全文摘要
本發(fā)明提出一種吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟波引射多模態(tài)沖壓爆轟耦合循環(huán)推進系統(tǒng)，是一種應(yīng)用于空天飛機動力系統(tǒng)的沖壓爆轟發(fā)動機。推進系統(tǒng)在爆轟過程中，具有引射模態(tài)(Ma＝0-2)、正沖波模態(tài)(Ma＝2-6)、斜沖波模態(tài)(Ma＝6-12)。推進系統(tǒng)的環(huán)形相位爆轟波控制系統(tǒng)，可同時控制爆轟燃燒室各模態(tài)和模態(tài)間進行的調(diào)整與轉(zhuǎn)換及尾噴管的推力全矢量調(diào)節(jié)。以爆轟波控制爆轟流場，在增加推力的同時控制推進系統(tǒng)的推力。將旋轉(zhuǎn)爆轟熱力循環(huán)與沖壓動力循環(huán)在結(jié)構(gòu)與功能上耦合成一種沖壓爆轟動力循環(huán)的推進系統(tǒng)。
文檔編號F02K1/06GK102588145SQ201210061099
公開日2012年7月18日 申請日期2012年3月9日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月9日
發(fā)明者董國光 申請人:董國光