相对运动式高超音速燃烧器的制作方法

1.本公开涉及燃烧技术领域。具体涉及相对运动式高超音速燃烧技术。


背景技术：

2.七代战机具备大气层内的高超音速突防能力，大气层外高超音速巡航能力，航空航天通用型喷气式发动机是突防打击力量的重要环节。


技术实现要素：

3.1.相对运动式高超音速燃烧
4.燃料液滴、助燃气体、燃烧废气，组成的燃烧两相流，受不同流向的气流作用发生运动方向偏转时，燃料液滴与气流产生偏转半径差致相对运动。见图1.
5.涡旋运动燃烧两相流中的燃料液滴，离心力大于气体。燃料液滴由近轴心区向外周运动过程中，与线速度逐渐增大的涡旋气流产生轨迹差致相对运动。见图2.
6.流通截面减小处的燃烧两相流，气体流动加速、燃料液滴的加速响应度低于气体，燃料液滴与气体产生运动速度差。
7.通过火焰筒壁的顺旋加强气膜，燃烧两相流的涡旋运动加强。通过阵列交错的气流补充，燃烧两相流多梯度加速、运动方向多次偏转，燃料滴液与高温气流的相对运动加强。使燃料液滴的升温速度增快、蒸发速率提升、燃烧速度加快。燃料液滴背流面的平均压强降低，达到临界温度的燃料液滴产生背流沸腾，低沸点高活性燃料液滴产生背流面喷射沸腾致液滴破碎。低沸点高活性燃料包括环氧乙烷、硝基甲烷、甲基肼、偏二甲肼、乙醚等。
8.在高超音速燃烧系统中，火焰传播速度小于火焰的移动速度，燃烧热无法凝聚、滞留。火焰的均匀性差、燃烧稳定性差、冷激猝熄率高、点火复燃困难。受高超音速气流作用，射流掺混的射深下降，掺混效率降低。受燃料液滴蒸发路程与燃烧路程的不充足、掺混效率的降低、附面层、激波干涉、局部冷激猝熄等因素影响，燃烧稳定性差、热效率低、红外特征与可见光特征增强。
9.使用前后分级式燃烧，前级燃烧独立。由一体结构的跨音速燃烧、超音速燃烧、高超音速燃烧，组成后级燃烧。前级燃烧为后级提供进气增压与高温场支持，前级燃烧输出的带焰废气射流贯穿高超音速燃烧火焰筒的轴心，形成轴心区火钟。
10.前级燃烧废气与氧化剂液雾或氧化剂蒸汽，在扫射吸冲压式高超音速压气机中掺混，形成含氧混合气，用于大气层外后级燃烧的助燃。大气层外，后级燃烧使用硝基甲烷与环氧乙烷混合型燃料时，不需要补充氧化剂，由前级富氧燃烧产生的含氧废气提供助燃，由氧化剂喷嘴喷射少量氧化剂液雾，提供火焰筒的微液滴蒸发式冷却。
11.前级燃烧包括膏体推进剂可控式燃烧、固体推进剂燃烧、氧化剂与燃料混合反应式燃烧、互激谐振式燃烧。单纯航空型前级燃烧可采用压气机供气的亚音速燃烧与跨音速燃烧。
12.2.扫射吸冲压式高超音速压气机；后级的相对运动式高超音速燃烧，使用高超音
速冲压进气口，起飞阶段需要高增压比进气。满负荷工况，需要进气压力大于冲压压力。在进气中掺混燃烧废气，提高进气温度，有利于抑制高超音速燃烧的冷激猝熄。
13.高超音速压气、高增压比压气，由前级燃烧提供。前级燃烧使用互激谐振燃烧时，可满足航空航天通用化要求。互激谐振燃烧输出的脉冲燃烧冲击波与扫气脉冲波，驱动脉冲射吸波压式增压器，实现无转子式高超音速压气、高增压比压气。
14.前级燃烧使用稳压燃烧时，选择扫射吸冲压式高超音速压气机。航空航天通用型稳压燃烧包括膏体推进剂式燃烧、氧化剂与燃料混合反应式燃烧、固体推进剂式燃烧。
15.前级稳压燃烧废气经旋转运动的多个扇叶形喷嘴喷射，形成多束扫射式废气射流，扫射射流的作用范围覆盖进气道。废气射流束吸带冲压进气口的空气，并对冲压进气口轴向流动的空气构成扫射式冲压。旋转运动中的多个扇叶形喷嘴，构成单级叶轮压气。喷嘴的喷射方向有一定的径向分量，使旋转喷射器产生扭矩，真空环境中容易失速破坏，需要拖带发电机抑制旋转超速。
16.旋转喷射器的密封环接口式废气输入，工作压力高，但对材料与工艺有较高要求。非接触式废气输入，输入口朝向冲压进气口，稳压燃烧废气以射流形式输入旋转喷射器。废气射流吸带冲压进气口的空气以后，进入旋转喷射器的进流口，旋转喷射器的工作温度下降，使用寿命提高，但工作压力有所下降。降低前级燃烧废气温度，旋转喷射器使用寿命提高。
17.扫射冲压式压气机体积小，结构简单，输出含一定比例燃烧废气的混合压缩气，使压缩气的温度提高，对抑制高超音速燃烧的冷激猝熄有一定作用。见图3.
18.由单级叶轮压气、射流射吸、扫射射流的冲压，构成扫射吸冲压式压气机。射流的速度达到高超音速时，构成高增压比扫射吸冲压式高超音速压气机。
19.3.相对运动式高超音速燃烧器
20.相对运动式高超音速燃烧器由前级燃烧室、后级燃烧室、扫射吸冲压式压气机、消旋补燃室构成。见图4.
21.后级燃烧是跨音速燃烧室、超音速燃烧室、高超音速主燃烧室的一体结构。跨音速燃烧与超音速燃烧属于过渡燃烧，高超音速燃烧为主燃烧。
22.氧化剂喷嘴喷射氧化剂液雾，用于大气层外火焰筒的液滴挥发式冷却、空气稀薄时的氧补充、起飞阶段的进气增氧。
23.前级燃烧废气能量的55％用于驱动进气增压。25％供应废气涡流室，在废气涡流室中组成涡旋运动高温气流。20％燃烧废气以带焰射流形式贯穿高超音速燃烧火焰筒的轴心。
24.跨音速过渡燃烧室的火焰筒壁设有顺旋加强气膜，使外周的旋涡运动加强。见图5.
25.顺旋加强气膜由火焰筒壁阵列小喷孔喷射的助燃气体构成，使火焰筒壁存在强涡旋气流，并构成助燃气体悬浮层。大气层内的助燃气体是扫射吸冲压式压气机输出的燃烧废气与空气的混合压缩气。大气层外，扫射吸冲压式压气机的扫射废气射流中掺混氧化剂液雾或氧化剂蒸汽，形成助燃混合气。
26.跨音速燃烧室的火焰筒为双层杯状结构，层间是助燃气体通道。杯底有废气涡流室，废气涡流室斜切向输出废气流，在杯底区与火焰筒喷射的少量助燃气体掺混形成强涡
旋运动、含氧带焰气流。强涡旋气流的轴向移动速度处于亚音速或跨音速。
27.跨音速燃烧采用逆向运动式燃烧。过渡燃烧的燃料液雾注入到强涡旋带焰气流的涡心区，燃料液滴被涡旋气流加热、加速，由于燃料液滴的离心力大于气体，燃料液滴由涡心区向外周运动过程中，与线速度逐渐增大的涡旋气流产生轨迹差致相对运动，燃料液滴快速升温，高活性燃料液滴产生贫氧初燃。高活性燃料包括环氧乙烷、硝基甲烷、甲基肼、偏二甲肼、乙醚等。煤油沸点高，有迟燃性，煤油燃烧火焰筒的轴向尺寸适当延长。
28.燃料液雾、燃烧废气组成的强涡旋运动初燃两相流，离心依附于火焰筒的悬浮层，悬浮层是顺旋加强气膜构成的助燃气体层。燃料液滴在旋风分离作用下，逐渐向外层集中，经多点气体射流作用，初燃两相流与悬浮层助燃气体充分掺混燃烧。使燃烧气流温度提高，含氧量增加。
29.高超音速主燃烧的燃料液雾注入到跨音速燃烧室末端，燃料液滴被高温涡旋气流加热、加速。
30.在跨音速燃烧室的出口，涡旋运动燃烧两相流脱离了火焰筒的约束，产生离心广角扩散。在扩散过程中受导向助燃气流与阵列的导向助燃气体射流作用。燃烧两相流由逆向运动折返为顺向，燃料液滴与气流产生偏转半径差致相对运动，燃烧速度提高。超音速燃烧火焰筒壁有顺旋加强气膜，受旋风分离作用，燃料液滴产生离心运动，与线速度逐渐增大的涡旋气流产生轨迹差致相对运动，使燃烧速度加快，燃烧两相流由跨音速燃烧逐渐转变为超音速燃烧。
31.高超音速主燃烧室的助燃气体透过超音速燃烧室出口段纵向阵列进气孔，形成偏向心、纵向长条状助燃气体射流群，阻拦吸带涡旋运动的燃烧两相流，组成多层旋筒结构，进入主燃烧室的近轴心区域。实现高超音速主燃烧、高温态、充分的油气混合。见图6.
32.主燃烧火焰筒壁设有顺旋加强气膜，使外周的旋涡运动加强。燃料液滴由近轴心区向外周运动过程中，与线速度逐渐增大的涡旋气流产生轨迹差致相对运动。燃料液滴由近轴心向外周运动过程中，穿透燃烧两相流与助燃气体组成的多层结构，燃烧速度加快，燃烧稳定、高效。
33.主燃烧火焰筒的中段布置有多级横向阵列喷孔，喷射方向偏顺流、偏向心，助燃气体经多级横向阵列喷孔喷射，形成多级射流群，使涡旋运动两相流多梯度加速、多次向心偏转。燃料液滴与高温气流的相运动加强、燃烧速度加快。
34.单燃烧器型、主燃烧火焰筒中段的多级横向阵列喷孔，喷射方向偏逆旋，助燃气体经多级横向阵列喷孔喷射，形成多级逆旋向射流群，与顺旋燃烧气流对撞消旋，旋转能量转化为轴心能量。
35.大推力发动机由多个喷气旋向不同的相对运动式燃烧器并联，进气口压气机共用，前级燃烧室共用。多个燃烧器喷口汇聚于消旋补燃室，燃烧器喷射的涡流在消旋补燃室内对撞消旋，旋转能量转化为轴向能量，消旋补燃室位于喷管前段。见图7.
36.由进气口扫射吸冲压式高超音速压气机、多个喷气旋向不同的相对运动式高超音速燃烧器、前级燃烧室、消旋补燃喷管、燃烧辅助系统，构成相对运动式燃烧、大推力高超音速喷气式发动机。
附图说明
37.图1两相流偏转模型。图中；1.两相流运动轨迹。2.气流运动轨迹。3.燃料液滴运动轨迹。
38.图2涡旋运动两相流相对运动模型。图中1.火焰筒。2.顺旋加强气膜。3.涡旋运动两相流。4.燃料液滴运动轨迹。
39.图3扫射吸冲压式压气机。图中；1.旋转喷射器 2.发电机 3.整流罩 4.燃烧废气输入管 5.喷口 6.扇叶形喷嘴。
40.图4相对运动式高超音速燃烧器。图中；1.扫射吸冲压式高超音速压气机 2.前级燃烧室 3.进气口 4.轴心区进气道 5.外环进气道 6.跨音速燃烧室 7.超音速燃烧室 8.横向阵列喷孔 9.燃烧气流运动轨 10.氧化剂喷嘴 11.前级燃烧废气导管 12.主燃烧燃料喷嘴。13.辅助燃烧燃料喷嘴 14.废气涡流室 15.废气涡流室接口纵向阵列进气孔 17.前级燃烧废气喷口 18.高超音速燃烧室。
41.图5顺旋加强气膜模型。图中1.火焰筒 2.进气道 3.顺旋加强气膜
42.图6高超音速主燃烧的油气混合模型。
43.图7.消旋补燃室。图中1.相对运动式高超音速燃烧器 2.消旋补燃室。
44.图8相对运动燃烧吸气式高超音速火箭发动机。图中；1。载荷仓 2.冲压进气口 3.液态燃料仓 4.助推火箭缓燃室 5.助推火箭速燃室 6.液态燃料管 7.燃料雾化嘴 8.陶瓷喷嘴 9.前级燃烧室内的固体推进剂 10.外涵疏水道 11.喷口 12.燃烧室进气排气路线 13.隔热罩 14.一级横向阵列陶瓷喷嘴 15.二级横向阵列陶瓷喷嘴 16.三级横向阵列陶瓷喷嘴 17.飞行姿态控制仓 18.飞行姿态控制用扰流片。
45.图9。液态燃料仓。图中1.液态燃料仓 2.活塞 3.液态燃料 4.燃料阀 5.燃料输出口。
46.具体实施方法
47.1.相对运动燃烧吸气式高超音速火箭发动机
48.将相对运动式高超音速燃烧首先应用于吸气式运载火箭发动机、吸气式高超音速火箭发动机，具有高效性、简洁性、紧凑性、航空航天通用性。
49.大气层内相对运动式高超音速燃烧的冲压进气口吸入空气与燃料液雾。大气层外，吸入硝基燃料液雾，由前级富氧燃烧废气，提供少量的氧。
50.相对运动燃烧、吸气式高超音速火箭发动机由前级燃烧室、助推火箭、高超音速主燃烧室、液态燃料阀、燃料雾化嘴、液态燃料仓、负荷仓、外涵疏水道、陶瓷喷嘴与冲压进气口组成。见图8.
51.需要大气层外飞行时，配备液态硝基燃料仓。考虑失重因素，液态燃料仓使用膜囊结构，或者使用内装薄壁活塞的圆柱形液态燃料仓。见图9.
52.前级燃烧采用缓燃型膏体推进剂式燃烧或缓燃型固体推进剂式燃烧，氧化剂过量添加，使燃烧废气的氧含量接近5％。助推火箭采用双段结构，起飞助推段短时间速燃，随后转入缓慢燃烧。
53.后级燃烧的燃料雾化采用废气射流射吸式雾化，实现液态燃料的无泵式低压配流，燃料雾化嘴由火棉胶膜封堵。
54.助推火箭点火后，前级燃烧室随即燃烧，液态燃料阀开启。前级燃烧废气经逆向、
略向心指向的阵列陶瓷喷嘴喷射，形成逆向、略向心废气射流群。废气射流引燃燃料雾化嘴的火棉胶膜封堵，吸带燃料液雾与冲压进气口的空气，燃料液滴被废气射流加热、加速，形成两相流，向轴心区运动。受轴心区进气与助推火箭喷射的顺向射流作用，两相流由逆向运动折回为顺向运动、两相流在折返过程中，燃料液滴与高温气流产生偏转半径差致相对运动，形成顺向运动燃烧两相流。
55.火焰筒壁设有多级的横向阵列陶瓷喷嘴、向心指向、偏顺流，前级燃烧废气经多级横向阵列陶瓷喷嘴喷射，形成多级废气射流群。受多级废气射流群作用，燃烧两相流充分掺混、多梯度加速、燃料液滴与高温气流的相对运动充分，燃烧速度加快，燃烧充分。

技术特征：
1.相对运动式高超音速燃烧器。2.扫射吸冲压式高超音速压气机。

技术总结
本申请公开一种相对运动式高超音速燃烧器，适用于航空、航天通用型高超音速喷气式发动机的燃烧系统。涡旋运动两相流中的燃料液滴，在旋风分离作用下，燃料液滴由近轴心区向外周运动，在离心运动过程中与线速度逐渐增大的涡旋气流产生轨迹差致相对运动。通过顺旋加强气膜、交错的气流补充、燃烧两相流多梯度的加速，燃料液滴与高温气流的相对运动加强。使燃料液滴的升温速度增快、蒸发速率提升、燃烧速度加快，燃料液滴背流面的平均压强降低，达到临界温度的燃料液滴产生背流面沸腾。利用前级燃烧为超音速过渡燃烧提供高温场支持、超音速过渡燃烧为高超音速主燃烧提供高温场支持，有效抑制冷激猝熄，并使附面层与激波对燃烧的影响降低。影响降低。影响降低。


技术研发人员：赵渺 赵书柱
受保护的技术使用者：北京啮研科技有限公司
技术研发日：2022.06.13
技术公布日：2023/9/11