[发明专利]一种有益于壁面冷却与起爆的脉冲爆震火箭发动机供油方案

说明书

本发明提出了一种有益于壁面冷却与起爆的脉冲爆震火箭发动机供油方案，其结构包括爆震燃烧室、共轨供油管道、供油环管、旋转阀、燃油预热腔、火花塞、同轴喷嘴等，其中爆震燃烧室沿来流方向依次分为DDT段与爆震传播段两部分。本发明中燃油在爆震燃烧室内既作为燃料，与氧化剂掺混形成可爆混合物，又作为冷却介质，对爆震燃烧室的DDT段壁面进行油膜冷却，对爆震传播段壁面进行发汗冷却，同时由于一部分燃油被预热，爆震燃烧室内燃料喷注的均匀度与爆震后的排气温度均得到提高，并且这一供油方案可作为流体DDT方案，取代原有的固体DDT装置，加速缓燃向爆震的转变，减小起爆过程的总压损失。

技术领域

本发明涉及脉冲爆震发动机技术领域，具体为一种有益于壁面冷却与起爆的脉冲爆震火箭发动机供油方案。

背景技术

爆震燃烧是一种不同于传统等压燃烧的等容燃烧方式，具有热循环效率高、释热速率快、自增压能力强等特点。而爆震发动机就是爆震燃烧在推进上的应用，脉冲爆震火箭发动机(Pulse Detonation Rocket Engine，简称PDRE)即是一种利用高频率脉冲爆震波产生推力的新概念发动机。由于PDRE具有热循环效率高、结构简单、重量轻便等优点，且其技术已较为成熟，近年来航空航天界纷纷加快推进对PDRE的研究，期望早日实现其工程化应用。

为在PDRE中产生爆震波，常采用的起爆方式有高能直接起爆和缓燃转爆震(Deflagration to Detonation Transition，简称DDT)的间接起爆。前者需要在极短时间内给出一个极大的能量源诱发爆震，需要高压电源的支持，而高压电源将极大地增加发动机的整体质量，故这一方法不适用于工程应用；若采用DDT起爆方式，爆震燃烧室的DDT段内缓燃工况燃烧速度较慢，且沿程为增大湍流度而设置的障碍物使总压损失较大，故在DDT段将会产生热量积累，必须采用高效的冷却方式。此外，由于爆震燃烧的高释热率，起爆后的爆震波后燃气温度能达到3000K左右，这使得爆震传播段壁面也要承担较高的热负荷，故在爆震燃烧室后段壁面上同样要采取有效的冷却方案。

此外，PDRE中的燃油雾化与掺混效果同样将影响发动机的工作性能，若DDT段掺混不均匀，将会加大起爆难度；若爆震传播段内掺混不均匀，管内混气的可爆性较差，可能会导致爆震波在传播过程中解耦，使爆震自增压效果减弱。以上这些问题都是将PDRE工程化的过程中面临的挑战。

解决的技术问题

PDRE自身的工作特性使得其对壁面冷却和燃油雾化掺混提出了很高的要求，为优化PDRE壁面冷却效果，提高爆震燃烧室内掺混均匀程度，减少DDT段的总压损失，本文提出了一种有益于壁面冷却与起爆的脉冲爆震火箭发动机供油方案。

发明内容

本发明的技术方案为：

一种有益于壁面冷却与起爆的脉冲爆震火箭发动机供油方案，其结构包括爆震燃烧室(1)、共轨供油管道(2)、供油环管(3)、旋转阀(4)、燃油预热腔(5)、火花塞(6)、同轴喷嘴(7)等，其中爆震燃烧室(1)沿来流方向依次分为DDT段(8)与爆震传播段(9)两部分；从油箱引出的共轨供油管道(2)的前段与爆震燃烧室(1)前端的DDT段(8)之间依靠供油环管(3)连接，同时后端直接与燃油预热腔(5)相连，其中一根供油管道(2)还与爆震燃烧室(1)头部的同轴喷嘴(7)相连为其外环油路供油；供油环管(3)的环面与爆震燃烧室(1)轴线垂直，且环管的中心位于爆震燃烧室(1)中轴线上；供油环管(3)从周向上每隔60°伸出支管与DDT段(8)上的喷注孔(10)通过旋转阀(4)连接，支管末端还装有密封圈(12)，以免燃油泄漏；旋转阀(4)为两端开放的直管，其上沿轴向与周向均布有通孔，旋转阀(4)与爆震燃烧室(1)同轴安装，轴线平行于来流方向，以外接电源为动力旋转工作，工作过程中旋转阀(4)上通孔与DDT段(8)上喷注孔(10)在有部分面积重合时，燃油被容许通过，此时定义为旋转阀(4)的“开启”状态；当旋转阀(4)上通孔与DDT段(8)上喷注孔(10)不存在重合面积时，定义为旋转阀(4)的“关闭”状态。