[发明专利]一种低湍流度的超声速部分预混燃烧装置

说明书

本发明公开了一种低湍流度的超声速部分预混燃烧装置，第一空气气瓶的输出端与加热器的输入端连接，第二空气气瓶的输出端、燃料气瓶的输出端均与预混器的输入端连接，同轴喷射器包括喷嘴和设于喷嘴外侧的环形喷注器，预混器的输出端与喷嘴的输入端连接，加热器的输出端与环形喷注器的输入端连接，环形喷注器内还安装有蜂窝状整流器。本发明采用预混器，可以精确控制燃料与空气的比例确保预混气体为设计当量比，采用蜂窝状整流器，在高焓气流通过以后大尺度的涡会破碎成很小的特征尺度，能够显著降低气流的湍流强度，在使用时首先打开高焓的空气射流，然后再打开富燃预混可燃气体，避免过多的燃料排放到实验室内，降低试验过程中的风险。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体地说，特别涉及一种低湍流度的超声速部分预混燃烧装置。

背景技术

可重复使用的天地往返飞行器是未来临近空间运载装置发展的大趋势，火箭基冲压组合发动机以其宽飞行包络和较优的整体性能得到国内外的广泛关注。根据实际的飞行状态，发动机可能经历火箭模态、火箭引射模态以及冲压模态等；引射模态下火箭和超燃冲压发动机同时工作：火箭喷管出口为高温燃气，引射进入冲压发动机的空气与燃料掺混形成富燃预混可燃气体，两股气流在下游发生剧烈的化学反应进而产生推力。引射模态下组合循环发动机内的燃烧机理极为复杂，表现为非常明显的部分预混特性，并且存在高强度湍流与化学反应之间的强相互作用。深入理解引射模式下的湍流燃烧过程及稳焰机制，对于火箭基冲压组合循环发动机系统设计和性能优化至关重要。考虑到实际发动机的工作过程复杂，开展试验观测的成本和技术难度都很大。为了便于试验观测和数值模拟，可根据反应流场的基本特征将实际物理问题抽象成一个简化的物理模型，即超声速气流中的部分预混火焰，因此设计一种结构简单、易于调节的超声速射流燃烧装置具有重要的科学研究价值。

目前关于低速条件下部分预混火焰装置的介绍很多，并且已经开展了大量的试验研究工作。受到火焰稳定难的限制，超声速射流燃烧器并不十分常见，一种较为成熟方案是中心区域采用低温的燃料射流，外部的环形射流为高焓的空气射流以维持火焰稳定。燃料与空气喷注后在剪切作用下迅速发生掺混，燃料点火延迟导致下游火焰存在一定的抬举高度，最终在下游形成部分预混火焰。该燃烧装置具有构型相对简单、易于稳焰等优势，通过调整燃料与空气的比例、空气射流温度或压力等参数，能够控制火焰的抬举高度。抬举射流火焰形成过程经历初始掺混、自点火和稳定火焰等多种物理化学机制，存在贫燃预混、复燃预混和扩散火焰等模式，包含实际问题中存在的全部过程，同时火焰结构为轴对称，比较容易开展光学观测试验。

由于现有的部分预混燃烧器大多采用轴对称方案，通常情况下燃烧器上游缺乏整流装置，燃料与高焓空气射流的湍流度很高，湍流强度对火焰抬举高度的影响非常显著，入口位置的湍流小尺度脉动难以精确测量；为了确保设备安全运行，中心的射流采用纯净的燃料，燃料与空气并未预先混合，无法研究不同当量比条件下的部分预混燃烧机理。

发明内容

本发明的目的在于提供一种低湍流度的超声速部分预混燃烧装置，以克服现有技术所存在的缺陷。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种低湍流度的超声速部分预混燃烧装置，包括第一空气气瓶、燃料气瓶、第二空气气瓶、预混器、加热器和同轴喷射器，所述第一空气气瓶的输出端与加热器的输入端连接，所述第二空气气瓶的输出端、燃料气瓶的输出端均与预混器的输入端连接，所述同轴喷射器包括喷嘴和设于喷嘴外侧的环形喷注器，所述预混器的输出端与喷嘴的输入端连接，所述加热器的输出端与环形喷注器的输入端连接，所述环形喷注器内还安装有蜂窝状整流器。

进一步地，所述第一空气气瓶与加热器的连接管道上依次设有第一减压器和第一电磁阀，所述第二空气气瓶与预混器的连接管道上依次设有第二减压器和第二电磁阀，所述燃气气瓶与预混器的连接管道上依次设有第三减压器和第三电磁阀。