[发明专利]发动机、火焰稳定器及其凹腔的设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及发动机领域，更具体地，涉及一种发动机、火焰稳定器及其凹腔的设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，世界各大国正竞相发展相关技术并对我国国家安全构成新的威胁。

超燃冲压发动机作为高超声速吸气式飞行的最佳备选动力装置，已成为各航空航天大国研究的热点。作为超燃冲压发动机的核心部件，超声速燃烧室的性能直接决定着整个发动机研制的成败。由于超燃冲压发动机的来流速度高、驻留时间短，于是，超声速燃烧室的成功设计必须借助于可靠的火焰稳定技术。采用壁面凹腔的方法既可以有效地稳定火焰，又不会导致过分的总压损失，因而得到广泛应用。采用凹腔稳定火焰的基本思想是：通过凹腔形成一个低速回流区，稳定于回流区附近的亚声速燃烧可作为一个持续点火源，不断地引燃超声速主流。

由于受来流条件、凹腔构型及燃料喷注等因素的影响，凹腔火焰存在一定的稳定边界，一旦超过这些边界，凹腔中的火焰将被吹熄，于是，为了使超燃冲压发动机内的火焰保持稳定，必须对凹腔的结构和尺寸进行科学、合理的设计。

很长一段时间内，稳焰凹腔设计只能依赖于经验和大量的试验，其基本流程是：基于一些感性和经验的认识，设计出一个初步的凹腔构型，再辅以大量的试验对凹腔构型进行改进和优化。这种设计方法缺乏理论指导，一旦发动机来流或燃料喷注条件发生变化，又需要重复繁琐的设计过程，而且所设计的凹腔稳定裕度难以把握。

Davis等(Davis D L,Bowersox R D W.Stirred reactor analysis of cavity flame holders for scramjets[R].AIAA Paper97-3274,1997)基于均匀搅拌反应器(即假定凹腔内的组分和温度分布是完全均匀的)模型发展了一种凹腔的设计方法，其思路是基于燃烧室来流条件和均匀搅拌反应器模型计算出凹腔需要为气流提供的最小驻留时间t_r驻留，再依据凹腔驻留时间与凹腔深度的经验关系D＝U·t_r/40确定所需要的凹腔深度D，其中，U为空气来流速度。

然而，该方法有两个明显的局限：一是均匀搅拌反应器模型假设在超声速燃烧中难以成立，这一点已被大量实验观测所证实，故采用这种方法测的结果不够准确；二是对流动过程过度简化，不能考虑真实的非预混燃烧过程，故该凹腔的设计方法物理基础较差，适用范围较窄。

发明内容

本发明旨在提供一种发动机、火焰稳定器及其凹腔的设计方法，以解决现有技术的火焰稳定器的凹腔的设计方法适用范围较窄的问题。

为解决上述技术问题，根据本发明的一个方面，提供了一种火焰稳定器的凹腔的设计方法，包括：设定凹腔的长度值L；确定燃料的有效当量比φ₀；当有效当量比φ₀大于1时，确定富燃时的火焰时间尺度τ_f,r，否则，确定贫燃时的火焰时间尺度τ_f,l；根据长度值L、空气来流速度U和富燃时的火焰时间尺度τ_f,r或贫燃时的火焰时间尺度τ_f,l确定凹腔的燃烧流场的Da数，其中，或根据火焰吹熄准则确定状态点(Da，φ₀)是否位于火焰稳定区，当点(Da，φ₀)位于火焰稳定区时，根据凹腔的长深比，确定凹腔的深度D，否则，重新设定凹腔的长度值L。

进一步地，根据发动机的来流条件和燃料的喷注方案设定凹腔的长度值L。

进一步地，确定凹腔的深度D后，凹腔的设计方法还包括：判断确定的凹腔的长度L和深度D是否满足发动机的设计要求，若不满足，则调整喷注方案后重新设定凹腔的长度值L。