[发明专利]高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法

说明书

本发明提供一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法，包括：内柱、外壳和激波发生装置，外壳环绕于内柱外侧，外壳的内壁与内柱的外壁间形成环形燃烧室，超声速可燃气沿环形燃烧室轴向流动，激波发生装置位于环形燃烧室中，其放置方向迎着气流流动方向，超声速可燃气流经作为障碍物的激波发生装置时产生激波，激波将可燃气点燃并诱导产生斜爆震波，斜爆震波在环形燃烧室中呈螺旋状发展，最终将整个环形燃烧室中的可燃气点燃，本发明能够显著改善高马赫数条件下的燃料混合，抑制斜爆震的马赫反射并降低斜爆震燃烧带来的总压损失，增强斜爆震的可控性，减小激波发生装置的相对阻力。

技术领域

本发明属于吸气式高超声速飞行器技术领域，尤其是一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法。

背景技术

超燃冲压发动机是目前吸气式高超声速飞行器的主要动力产生方案，适用于飞行马赫数大于4的飞行条件。在高速气流中，燃料混合和火焰稳定都相对比较困难，在高马赫数下这种情况更加严峻。因此，传统的超燃冲压发动机都采用了支杆、支板、斜坡喷注、凹腔等混合增强及火焰稳定装置。这些装置虽然能够在一定工况范围内起到良好的效果，但是在高马赫数飞行条件下(Ma≥6)，这些装置相对于现有的发动机构型来说，性能有限，并会带来显著的阻力。这使得超燃冲压发动机突破更高飞行马赫数的能力受到限制。因此，亟需寻找一种可行的替代方案使得超燃冲压发动机在高马赫数飞行中仍然能够稳定工作。目前，斜爆震发动机是理论上可行的一种方案。

该方案是在超燃冲压发动机燃烧室中，通过激波发生装置产生激波与燃烧波相耦合的斜爆震燃烧，产生推力，其方案示意图如图1所示，为基于斜爆震燃烧方案的超燃冲压发动机构型示意图。这种燃烧方案在理论上对高马赫数具有很好的适应性，是高马赫数条件下天然的火焰稳定器，且爆震燃烧具有比缓燃燃烧更高的理论热力循环效率，爆震的快速释热也使得燃烧室长度显著缩短，从而减小飞行器结构重量并减轻发动机冷却负担。然而，针对现有的斜爆震燃烧方案，仍存在严峻的挑战，这导致斜爆震发动机至今仍停留在概念阶段。这些挑战主要包括三方面：

(1)基于斜爆震预混的燃烧方案，产生了高马赫数下燃料与空气的混合问题：在高马赫数下，燃料射流穿透深度及混合层增长速率都受到极大的抑制，导致燃料与空气混合不充分。

(2)斜爆震的可控性问题。目前，初步的试验及数值研究表明，斜爆震在燃烧室的驻定稳定性较差的原因是斜爆震在受限空间内产生马赫反射造成流动壅塞，进而导致斜爆震驻定失稳并向上游传播。且如果采用通过激波多次反射产生斜爆震的方案更加难以控制。

(3)激波发生装置带来了对飞行器的阻力：通过激波发生装置产生足够强度的激波诱导产生斜爆震，且激波发生装置需要具备足够的迎风面积才能实现斜爆震的起爆，这导致在现有的构型中激波发生装置的迎风面积相对于流道横截面积较大，即堵塞比较大，在产生激波的同时带来额外较大的阻力，削弱了发动机的性能。

针对以上问题，本发明技术方案采用了一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法，能够有效改善上述三方面问题，显著提高采用斜爆震燃烧方案时发动机的性能。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及利用所述燃烧室进行螺旋斜爆震燃烧的方法。

为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：