[发明专利]凝胶超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却结构

说明书

本发明公开了一种凝胶超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却结构，包括设置在外罩和内壳体上的上气膜冷却引气通道和下气膜冷却引气通道；上气膜冷却引气通道和下气膜冷却引气通道均由依次连接的锥形收缩段、发展段和入射段；所述锥形收缩段，进气口位于抽吸口后侧，锥形收缩段用于实现超声速气流的增压；所述发展段，平行燃烧室主流方向，用于实现入射前流动的充分发展及与发动机壳体固壁的换热；所述入射段，喷注位置位于燃料喷注口下游，以对燃烧室内壁。本发明能够对受热最严重的内壁段集中冷却。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器的热防护领域，特别是一种凝胶超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却结构。

背景技术

相比于亚燃冲压发动机，超燃冲压发动机在更高的飞行马赫数条件下(Ma5)工作，具有更高的来流总温，从燃烧室进口到出口之间的内流场内温度骤增几百至上千K，内部的超声速流动燃烧会给超燃冲压发动机带来更大的热负荷。适用于超燃冲压发动机的热防护技术有主动热防护和被动热防护两类，在郑宽.气膜冷却在超燃冲压发动机上的应用及影响因素研究[D].哈尔滨工业大学,2016.一文中，对超燃冲压发动机的热防护技术的应用场景及使用特点进行了概述。被动/半被动热防护技术是通过耐高温的特殊材料隔热层来对热量进行表面辐射或者烧蚀吸收。主动热防护技术分为发汗冷却、再生冷却、膜冷却三种。发汗冷却由于多孔材料的存在会降低结构强度，使用限制性大。再生冷却采用燃料作为冷却剂，使其先经过燃烧室内壁、外壁间的再生冷却通道，吸收一部分内壁的热量后再注入燃烧。膜冷却使低温的冷却剂流通过狭缝、孔注入高温主流，在主流的作用下贴附于壁面形成气膜，避免了主流与壁面的直接接触来保护壁面。气膜冷却能够减小壁面的摩擦阻力，且产生的气膜参与燃烧后能够产生额外的推力。

在Jin Y,Xu X,Yang Q,et al.Combustion Behavior of Hydrocarbon/BoronGel-Fueled Scramjet[J].AIAA Journal,2022:1-10.一文中，对凝胶超燃冲压发动机燃烧室内的压强和热流密度分布进行了实验测量，实验结果表明凝胶超燃冲压发动机有着很高的热防护需求。由于凝胶燃料的流动性较差和流变特性复杂，因此在细微结构的再生冷却通道和小尺度几何的膜冷却通道内流动时容易造成堵塞，就导致一般的再生冷却和以燃料作冷却剂的液膜冷却方案不再适用于凝胶冲压发动机。被动型的烧蚀热防护技术虽具有一定程度的可靠性，但由于烧蚀材料消耗而防护时间有限，过厚的烧蚀层也会加大发动机结构质量和飞行代价、从而限制飞行航程，燃烧室壳体的烧蚀层过度消耗导致的结构改变还会对发动机内流场产生影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种凝胶超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却结构，其一，针对发动机的外流场特点，选择并设计引气入口以及引气通道将来流空气压入做冷却气源；其二，针对燃烧室在燃料喷注后的热流密度分布特点，选择并设计气膜入射位置及气膜冷却构型，对内壁上受热最严重的地方进行冷却。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种凝胶超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却结构，分别设置在外罩和内壳体上的上气膜冷却引气通道和下气膜冷却引气通道；

上气膜冷却引气通道和下气膜冷却引气通道均由依次连接的锥形收缩段、发展段和入射段；

所述锥形收缩段，进气口位于进气道出口后侧或抽吸口后侧，锥形收缩段用于实现超声速气流的增压；

所述发展段，平行燃烧室主流方向，用于实现入射前流动的充分发展及与发动机壳体固壁的换热；

所述入射段，喷注位置位于燃料喷注口下游，以对燃烧室内壁。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

(1)在冷却构型的设计上，使用了较斜孔空气膜冷却效果更明显的后台阶气膜冷却结构，上下气膜冷却构型轴向对称，尺寸一致，让上下喷注口产生的激波和膨胀波系在燃烧室壁面对称地进行反射，减少复杂的波系干扰。