[发明专利]一种超声速燃烧室的同轴喷注装置

说明书

本发明公开了一种超声速燃烧室的同轴喷注装置，包括用于进行空气射流的超声速空气喷孔，以及设于所述超声速空气喷孔外侧且用于燃料喷注的环形燃料喷注器，所述超声速空气喷孔和环形燃料喷注器同轴，所述超声速空气喷孔包括截面积大小相等的第一直线段和截面积大小依次变大的第一渐变段，所述环形燃料喷注器包括截面积大小相等的第二直线段和截面积大小依次变小的第二渐变段，所述超声速空气喷孔用于将空气射流从声速加速到超声速，所述环形燃料喷注器用于将燃料从亚声速加速到声速。本发明可以在很短的距离内实现燃料与空气的部分预混，进而在下游建立超声速的湍流部分预混火焰，显著提升发动机的火焰稳定边界。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体地说，特别涉及一种超声速燃烧室的同轴喷注装置。

背景技术

高超声速的飞行器具有速度快、机动性强等优势，在军用和民用领域都有着广泛的应用前景。作为其核心动力装置，吸气式冲压发动机无需携带氧化剂，通过吸收空气中的空气与燃料发生化学反应产生推力，因此可以实现更高的比冲性能。值得注意的是，超声速气流在燃烧室内的驻留时间极短(大约毫米量级)，同时伴随着激波、高强度湍流以及化学反应的强相互作用，这种极端条件下实现可靠点火并维持稳定燃烧极其困难，因此对燃料喷注和火焰稳定方案的设计及优化提出了很高的要求。

射流沿壁面垂直方向喷注是当前最具前景的一种燃料供应方案，构型简单却能较好的实现燃料与空气的快速掺混。为了解决低马赫飞行条件下的点火和火焰稳定难题，还需要在超声速流场内设置低速回流区，典型的方案包括后向台阶、支板和凹腔等。后向台阶能够产生的回流区较小，火焰稳定能力相对有限；对于总温相对较低的来流，支板在稳焰能力上更具优势，缺点在于会产生很多的总压损失；综合火焰稳定和全局性能两个方面，凹腔耦合上游壁面射流喷注是当前最为常用的燃烧组织方式。尽管射流与凹腔存在强相互作用，但是通过卷吸作用输运到凹腔内的燃料通常有限。如果上游燃料的当量比低于某个临界值，射流火焰也会被吹熄；反之全局当量比过高也会导致流场出现热拥塞，甚至诱发富燃熄火。考虑几何构型固定的超声速燃烧室，其火焰稳定对应的当量比存在一个范围。为了设计工作性能更加鲁棒的燃烧室，需要尽可能扩宽发动机稳定工作的上下边界。改变凹腔的深度、尺度以及后缘角度等，可以一定程度上提升特定状态点的燃烧性能，却难以从根本上解决当前面临的问题。吸气式冲压发动机不携带燃料，燃料与捕获的空气非预先混合，其工作性能更依赖于燃料的喷注混合方案，因此设计全新的喷注装置有望大幅提升发动机的全局性能。

现有的壁面燃料射流喷注装置的构型非常简单，通常为一个圆形喷孔或者阵列。燃料储箱下游安装减压装置和控制阀门，通过细管路与音速喷嘴相连，燃料直接沿壁面垂直方向垂直喷注进入燃烧室。圆柱形的燃料射流与超声速空气来流发生相互作用，诱导形成旋转方向相反的流向涡对以及迎风剪切涡，卷吸作用导致燃料与空气发生掺混，同时上游边界层内的湍流脉动能够进一步促进这种混合过程。

壁面射流喷注装置的构型虽然非常简单，由积液腔和圆形的积液腔组成。但是燃料与空气是非预混的，二者的掺混依赖射流与超声速气流的相互作用，因此在有限特征尺度内完成充分混合非常困难。尽管存在凹腔火焰稳定装置，湍流射流燃烧仍然表现出非常明显的非预混特性，化学反应速率主要依赖于混合速率，燃烧强度和效率偏低。如果将燃料与空气提前混合好，存在很大的安全风险。

发明内容

本发明的目的在于提供一种超声速燃烧室的同轴喷注装置，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：

一种超声速燃烧室的同轴喷注装置，包括用于进行空气射流的超声速空气喷孔，以及设于所述超声速空气喷孔外侧且用于燃料喷注的环形燃料喷注器，所述超声速空气喷孔和环形燃料喷注器同轴，所述超声速空气喷孔包括截面积大小相等的第一直线段和截面积大小依次变大的第一渐变段，所述环形燃料喷注器包括截面积大小相等的第二直线段和截面积大小依次变小的第二渐变段，所述超声速空气喷孔用于将空气射流从声速加速到超声速，所述环形燃料喷注器用于将燃料从亚声速加速到声速。