[发明专利]一种拓展超声速燃烧火焰稳定极限的方法

说明书

技术领域

本发明涉及超燃冲压发动机，特别涉及一种拓展超声速燃烧火焰稳定极限的方法。

背景技术

超燃冲压发动机内火焰稳定对于超燃冲压发动机正常运行是十分重要的。在超声速气流条件下，能够维持火焰稳定燃烧的范围很窄，随着马赫数的增加，范围会变得更窄。而且，超燃冲压飞行器在飞行器的加速、减速、巡航与机动等过程中，燃烧室入口来流条件可能存在渐变或周期性变化。这些变化会引起流场结构、燃料与空气混合和化学反应特性的变化，进而容易超出稳定燃烧范围，造成发动机熄火，引发恶性事故。

已经发展的增加超声速燃烧火焰稳定性的方法主要包括：增加稳焰机构，如凹腔、支板等，通过形成回流区来降低流速，增加流动特征时间；改进燃料喷注方式，如支板喷注、斜坡喷注等，形成反向旋转涡结构和回流区，增强油气混合程度；使用化学方法，如等离子体射流、引导火焰、添加活性物质、催化剂和改善局部燃料当量比，此类方法多通过产生大量化学活性物质，如处于激发态的分子和自由基，改善火焰稳定性。当前，虽然稳焰机构已广泛使用，但是稳焰范围仍然有限；另外，化学方法因为基本上都需要引入巨大能量源，实用性还不高。

发明内容

本发明要解决的技术问题就是克服现有技术的缺陷，提出一种拓展超声速燃烧火焰稳定极限的方法，能够实现超燃冲压发动机燃烧室中火焰的稳定。

为了解决上述问题，本发明提供一种拓展超声速燃烧火焰稳定极限的方法，包括：

针对超燃冲压发动机内的稳焰结构，确定火焰最稳定驻扎区域、火焰驻扎基点以及回流区结构；

对所述稳焰结构的火焰最稳定驻扎区域喷注氧气，同时避免破坏原有的火焰驻扎基点和回流区结构。

优选地，所喷注的氧气喷注量大于等于3%，所述氧气喷注量为喷注氧气的流量与来流空气中氧气流量之间的百分比。

本发明采用的方法是通过直接向火焰驻扎区域喷注氧气，造成局部富氧环境，增强了局部化学反应速度和释热强度，将更多的能量传递给超声速主流，极大地拓展了超声速燃烧火焰稳定极限。本发明提供了氧气喷注位置选择方法，即喷注到火焰最稳定驻扎的一个区域，同时避免破坏原有火焰驻扎点和回流区结构。遵照此方法，只需喷注少量氧气就能达到很好的稳焰效果。本发明实现简单，操作控制方便，且氧气用量少，可用于超燃冲压发动机燃烧室中火焰的稳定。

附图说明

图1为本发明实施例的凹腔稳焰器与氧气喷注位置；

图2为本发明实施例的稳焰极限的拓展结果。

具体实施方式

下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明提供了一种通过直接向火焰驻扎区域喷注氧气，形成局部富氧环境，简单并有效地实现超声速燃烧稳焰极限拓展的方法。

本发明的理论基础：从分子碰撞理论出发，通过在燃料一定的单位空间内，加入氧气，提高氧气浓度，增加燃料分子与氧气的碰撞几率，有助于化学反应的进行。本方法突破了一般性认识，即局部燃料当量比对火焰稳定至关重要，如在贫油熄火极限处，局部当量比下降会引起火焰熄灭。在添加氧气这种情况下，虽然燃料局部当量比会降低，氧气浓度增加，会扩展稳定燃烧的极限。这也是本方法与美国空军研究室向凹腔稳焰器内喷注空气和燃料方法的一个根本性的区别。美国空军研究室的方法是通过控制空气和燃料的量，在稳焰范围内调节局部当量比来改善火焰稳定性，从本质上说没有拓展稳焰范围。

本发明实施例的拓展超声速燃烧火焰稳定极限的方法，包括如下步骤：

步骤1，针对超燃冲压发动机内的稳焰结构，确定火焰最稳定驻扎区域、火焰驻扎基点以及回流区结构；

步骤2，对所述稳焰结构的火焰最稳定驻扎区域喷注氧气，同时避免破坏原有的火焰驻扎基点和回流区结构。

在步骤2中，所需喷注的氧气量少，只需大于等于3%即可，所述氧气喷注量为喷注氧气的流量与来流空气中氧气流量之间的百分比。

以下以超燃冲压发动机燃烧室内常用稳焰器－凹腔为例，介绍局部富氧方法的具体实施步骤。

首先，针对凹腔这种稳焰器，分析存在稳焰模式，氧气向最稳定的稳焰区域喷注。国际上超声速燃烧稳焰研究最新进展表明，对于常用的凹腔稳焰器，随着来流总温的升高，燃烧室内火焰依次呈现以下稳定模式：“凹腔稳焰模式”，“在凹腔与射流尾迹振之间振荡稳焰模式”和“射流尾迹稳焰模式”。因为射流尾迹空间位置并非固定，且对来流总温要求高，所以“凹腔稳焰”是更为稳定的。氧气喷注位置首先定在凹腔内。