基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法与流程

1.本发明涉及高超声速推进技术领域，特别涉及一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法。


背景技术：

2.超声速燃烧室作为双模态超燃冲压发动机的核心部件之一，被誉为高超声速飞行器的“心脏”，其主要功能是将燃料中的化学能经过燃烧释放并转化为热能，使发动机内的气体总焓急剧增大，这样高温的燃气就能在下游的涡轮和喷管中膨胀做功并产生推力。在发动机研制过程中，燃烧室设计是非常关键的工作，宽域可靠点火与高效稳定工作，是型号设计的首要要求；低马赫数下点火失败将直接影响组合发动机的模态转换及推力性能，必须极力避免。低飞行马赫数下，双模态超燃冲压发动机面临低总温、低总压的燃烧室入口条件，其工作包线变窄，如何在低飞行马赫数下实现双模态超燃冲压发动机的可靠点火与稳定燃烧，已成为世界性难题。
3.涡轮发动机与冲压发动机组合形成的涡轮冲压组合循环发动机(tbcc)，是近空间高速飞行器的主要动力形式。tbcc的正向/逆向模态转换是组合动力可靠工作的核心技术。基于当前的技术状态，双模态冲压发动机的工作范围一般飞行马赫数3.5～7+，涡轮发动机工作的最大马赫数为2.5左右。可见，并联tbcc发动机在ma2.5～ma3.5之间存在“推力鸿沟”问题。由于研制飞行马赫数3以上的燃气涡轮发动机十分困难，进一步拓宽双模态冲压发动机起动与稳定工作的速度下边界至ma2(当前边界约为ma3.5)，提升模态转换阶段双模态冲压发动机的性能，是涡轮-冲压组合动力发展中的关键。
4.低飞行马赫数下，冲压燃烧室的进口总温和总压较低，低温低压条件下煤油雾化质量下降，蒸发、混合和化学反应速率降低，煤油粒径显著增大，最小点火能显著增加，火焰传播速度明显降低。因此，双模态冲压燃烧室在低总温下的燃烧效率低，即使能够实现模态转换，但受到煤油雾化蒸发特性恶化、油气混合气活性降低、化学反应速率减慢等因素的影响，燃烧性能将显著降低。已有研究结果表明，在燃烧室进口总压0.06mpa、总温400k时，燃烧效率远低于80％，很难产生净推力并实现推阻平衡。在双模态冲压发动机开始单独工作阶段，发动机的推力显著降低，也会严重影响模态转换过程中飞行器的加速性。
5.传统的超声速燃烧室点火技术，如火花点火、一次性火药点火等，火花点火往往具有点火能量较低、体积和重量相对较大的缺点；一次性火药点火具有体积和重量相对较小、点火能量较高的优点，但是具有一次性、不可重复使用的缺点，无法满足水平起降、可重复使用高超声速飞行器的应用需求。新一代超声速/高超声速飞行器及其推进系统的发展，面临着复杂的激波/附面层干扰问题，严重时会导致机翼抖振、进气道不启动、进气道喘振等有害影响；另一方面，典型的支板火焰稳定器存在阻塞比大、宽裕燃烧组织困难的问题，这些问题严重制约着飞行器/推进系统性能的提升。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法，解决了飞行器/推进系统性能难以提升的问题；通过将支板与凹腔火焰稳定器结合处的部分气流引出，可以降低堵塞导致的流道总压损失，有利于提升双模态冲压发动机在低马赫数条件下的稳定工作性能。
7.为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：
8.第一方面，本发明提供一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，包括：凹腔火焰稳定器、直射喷嘴、支板、支板喷嘴、引气流道、预燃室和预燃室火焰稳定器；
9.其中，所述凹腔火焰稳定器为超声速燃烧室的火焰稳定装置，在所述凹腔稳定器的上游布置所述直射喷嘴和侵入式支板；所述支板能够形成流向涡与横向涡；
10.所述支板的迎风面开设有所述引气流道；所述引气流道穿透燃烧室的壁面，将所述燃烧室的气流与所述预燃室的入口连通；
11.所述支板的迎风面上，沿着与迎风面垂直的方向布置有两个所述支板喷嘴；
12.所述预燃室的出口与所述凹腔火焰稳定器的凹腔下壁面连通；
13.所述预燃室火焰稳定器位于所述预燃室内腔中。
14.进一步地，所述凹腔火焰稳定器的展向宽度由二元超声速燃烧室试验段截面尺寸相关。
15.进一步地，所述直射喷嘴的数量为若干个，且沿所述凹腔火焰稳定器壁面展向等间距布置。
16.进一步地，所述引气流道与支板的迎风面垂直。
17.进一步地，所述预燃室的出口位置位于凹腔下壁面长度的2/3靠近凹腔下游处，形状为圆形，圆形直径为20～50mm。
18.进一步地，所述预燃室火焰稳定器采用钝体或旋流器的稳焰方式。
19.进一步地，所述预燃室火焰稳定器采用钝体稳焰方式时，为轴对称v形钝体火焰稳定器；所述v形钝体火焰稳定器的夹角为10
°
～60
°
。
20.进一步地，所述凹腔火焰稳定器由高温合金4169板材制成。
21.进一步地，所述支板的背风面与燃烧室气流方向的夹角为90
°
～150
°
。
22.第二方面，本发明还提供一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火方法，使用如上述任一项实施例所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，实现超声速燃烧室低马赫数点火。
23.与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
24.本发明实施例提供的一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，基于支板引气和超声速燃烧室低马赫数点火的现实需要，提出将支板引气与超声速燃烧室点火起动相结合，充分利用引气的气流和能量，在旁路设计小型预燃室，利用预燃室的高温燃气，进一步辅助超声速燃烧室的点火起动和稳定燃烧。最终形成针对超声速燃烧室低马赫数条件的高鲁棒性、可重复点火起动技术，支撑组合发动机技术发展。
附图说明
25.图1为本发明实施例提供的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置的结
构图；
26.图2为本发明实施例提供的超声速燃烧室的支板引气示意图；
27.附图中，1-1：凹腔火焰稳定器；1-2：直射喷嘴；1-3：支板；1-4：支板喷嘴；1-5：引气流道；1-6：预燃室；1-7：预燃室火焰稳定器。
具体实施方式
28.为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
29.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
30.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
31.实施例1：
32.参照图1-2所示，本发明提供的一种基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，包括：凹腔火焰稳定器1-1、直射喷嘴1-2、支板1-3、支板喷嘴1-4、引气流道1-5、预燃室1-6和预燃室火焰稳定器1-7。
33.其中，凹腔火焰稳定器1-1为超声速燃烧室的火焰稳定装置，在凹腔稳定器的上游布置有直射喷嘴1-2和侵入式支板1-3，侵入式支板1-3能够形成流向涡与横向涡，一方面可以增强混合，增加火焰的传播速度；另一方面，支板1-3后的火焰更接近燃烧室的中心，从而有效地减缓了贴壁燃烧导致的燃烧室壁面热防护问题。而现有技术中采用支板火焰稳定器的缺点是总压损失较大，为本领域技术人员熟知，不再累述。
34.凹腔火焰稳定器1-1的展向宽度与二元超声速燃烧室试验段截面的宽度一致，在本发明的一个具体实施例中，考虑到附面层效应以及实验室尺度模型燃烧室的研究需要，凹腔火焰稳定器1-1的展向宽度设计为55mm。
35.在凹腔上游壁面沿展向布置有一系列等间距的直射喷嘴1-2，直射喷嘴1-2将液态燃料经过高压后雾化，形成液滴直径较小的燃油喷雾，燃油的雾化质量一方面取决于进口气流条件，另一方面取决于喷嘴的孔径及喷前压力，为增强燃油雾化质量。在该实施例中，进口气流流量设定为3.0kg/s，气流总温为717k，气流总压为0.37mpa，由于气流总温较低，直射喷嘴1-2的直径设计为0.5mm，喷前压力设计为4.0～5.0mpa，喷嘴数量为3个，呈等间距对称分布。
36.支板1-3位于二元超声速燃烧室的中间截面位置，支板1-3的长度d、高度h和迎风面角度α与燃烧室进口气流速度成反比关系，在该实施例中，例如当进口气流速度为2ma时，长度d为10mm，高度h为20mm，角度α为30
°
。支板1-3的背风面角度γ由设计者根据强度和热
防护进行确定，在该实施例中，背风面角度γ设计为120
°
。
37.支板1-3的迎风面开有长度为d、宽度为w的引气流道1-5，引气流道1-5穿透燃烧室的壁面，将燃烧室的气流与预燃室1-6的入口连通，引气流道1-5与支板1-3的迎风面垂直，即引气流道1-5与气流方向的夹角β与支板1-3的迎风面角度α之和α+β＝90
°
，有利于减小总压损失。引气流道1-5的长度d和宽度w由燃烧室进口气流条件确定，进口气流总压和速度越大，长度d和宽度w的设计值越小，当气流总温设计为717k，气流总压设计为0.37mpa，进口气流速度设计为2ma时，在该实施例中，长度d为6mm，宽度w为25mm。
38.在支板1-3的迎风面上，沿着与迎风面垂直的方向布置有2个支板喷嘴1-4，支板喷嘴1-4的形状和数量由设计者根据燃烧室释热分配和来流速度确定，比如来流速度由2ma增加至3ma时，支板喷嘴1-4的数量由2个变为4个。在该实施例中，支板喷嘴1-4为圆形，数量为2个，喷嘴中心距为4mm。
39.超声速燃烧室的空气来流经过支板1-3时，空气来流分为两部分，绝大部分主流空气经过支板1-3后继续在超声速燃烧室流道(简称主流道)中流动，另一小部分主流空气通过支板1-3的引气流道1-5进入预燃室1-6的流道(简称副流道)，预燃室1-6的气流速度为亚声速，预燃室1-6的出口与凹腔火焰稳定器1-1的凹腔下壁面连通，预燃室1-6的出口位置和形状由燃油空间分布设计和来流速度确定，在该实施例中，出口位置位于凹腔下壁面长度的2/3靠近凹腔下游处，出口形状为圆形，圆形直径为20～50mm。
40.预燃室火焰稳定器1-7为预燃室1-6中的火焰稳定装置，预燃室火焰稳定器1-7的类型由来流速度确定，可采取钝体、旋流器等稳焰方式，当预燃室进口气流速度为0.1～0.8ma时，选用v型钝体火焰稳定器，当进口气流速度小于0.1ma时，选用旋流器作为火焰稳定方式。在该实施例中，采取轴对称v形钝体火焰稳定方式，v形钝体火焰稳定器的夹角δ为10
°
～60
°
。
41.在本发明的一个实施例中，凹腔火焰稳定器1-1采用耐高温性能良好的高温合金4169板材制成，凹腔火焰稳定器的长高比决定了凹腔内部流场特性，该比值由设计者根据来流马赫数决定，当来流马赫数为1.5～2时，该比值通常为4～7，当来流马赫数为2～3时，该比值通常为7以上。
42.在本发明的一个优选实施例中，如图2中，支板1-3的长度d为6～15mm，优选为10mm；支板1-3的高度h为10～30mm，优选为20mm；支板1-3的迎风面角度α为10
°
～60
°
，优选为30
°
。引气流道1-5的长度d为4～12mm，优选为8mm；引气流道1-5的宽度w为10～40mm，优选为25mm。在本发明的一个实施例中，预燃室火焰稳定器1-7的夹角δ为10
°
～60
°
，优选为35
°
。
43.在本发明的一个实施例中，支板1-3的背风面与燃烧室气流方向的夹角γ为90
°
～150
°
，优选120
°
。
44.实施例2：
45.基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火的方法，使用如实施例1的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，实现超声速燃烧室低马赫数点火；具体方法包括下列步骤：
46.第一步：燃烧室进口气流条件确定；
47.根据所需要模拟的飞行高度和马赫数，确定超声速燃烧室进口气流的总温、总压及马赫数，该方法为本领域技术人员熟知，不再累述。
48.第二步：超声速燃烧室的引气支板和预燃室设计；
49.根据超声速燃烧室在低马赫数下可靠点火与火焰稳定的需求，针对不同引气流道1-5长度、宽度以及预燃室火焰稳定器1-7夹角的参数组合进行流场仿真，根据实验结果，掌握不同引气流道和预燃室火焰稳定器参数组合下的流场特性及变化规律，获得所需低马赫数下的预燃室参数优化组合。
50.第三步：点火性能评估。
51.基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火的具体原理为：首先，高温气流在超声速燃烧室中以超声速流动，当经过支板1-3时，燃烧室来流空气分为两部分，其中绝大部分来流空气经过支板1-3后，作为主流空气继续在超声速燃烧室流道(简称主流道)中流动，支板喷嘴1-4和直射喷嘴1-2喷出的液态燃料在高速主流空气的作用下破碎、雾化、蒸发，形成燃气混合物，燃气混合物在流场的作用下被卷吸进入凹腔内部的低速回流区。另一小部分来流空气作为预燃空气通过引气流道1-5后进入预燃室1-6，由支板喷嘴1-4喷出的一部分超声速液态燃料射流随着预燃空气一起进入预燃室1-6，经过雾化、蒸发、掺混后进行强迫点火，强迫点火的方式有等离子体点火、火药点火、火花点火等多种方式，在该实施例中，点火方式优先选用等离子体点火或火花点火。预燃室点火成功后，在预燃室火焰稳定器1-7的作用下火焰能够维持稳定燃烧，燃烧后的高温产物经过预燃室1-7出口后进入凹腔火焰稳定器1-1内部，引燃凹腔内的燃气混合物，凹腔内火焰逐步发展、传播，形成主流火焰，最终预燃室内亚声速燃烧类似一盏“长明灯”，源源不断地向凹腔中提供高温燃烧产物，凹腔内也形成能够长期驻留的火焰，从而使超声速燃烧室既能在低马赫数下实现可靠点火，又能够维持高效稳定燃烧，为发动机提供源源不断的动力。
52.本发明实施例在不同进口马赫数来流条件下，进行基于支板引气的超声速燃烧室点火及稳焰特性仿真，可获得快速可靠的超声速燃烧室低马赫数点火方法，为组合发动机燃烧室的创新提供支撑。
53.显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

技术特征：
1.基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，包括：凹腔火焰稳定器、直射喷嘴、支板、支板喷嘴、引气流道、预燃室和预燃室火焰稳定器；其中，所述凹腔火焰稳定器为超声速燃烧室的火焰稳定装置，在所述凹腔稳定器的上游布置所述直射喷嘴和侵入式支板；所述支板能够形成流向涡与横向涡；所述支板的迎风面开设有所述引气流道；所述引气流道穿透燃烧室的壁面，将所述燃烧室的气流与所述预燃室的入口连通；所述支板的迎风面上，沿着与迎风面垂直的方向布置有两个所述支板喷嘴；所述预燃室的出口与所述凹腔火焰稳定器的凹腔下壁面连通；所述预燃室火焰稳定器位于所述预燃室内腔中。2.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述凹腔火焰稳定器的展向宽度由二元超声速燃烧室试验段截面尺寸相关。3.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述直射喷嘴的数量为若干个，且沿所述凹腔火焰稳定器壁面展向等间距布置。4.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述引气流道与支板的迎风面垂直。5.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述预燃室的出口位置位于凹腔下壁面长度的2/3靠近凹腔下游处，形状为圆形，圆形直径为20～50mm。6.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述预燃室火焰稳定器采用钝体或旋流器的稳焰方式。7.根据权利要求6所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述预燃室火焰稳定器采用钝体稳焰方式时，为轴对称v形钝体火焰稳定器；所述v形钝体火焰稳定器的夹角为10
°
～60
°
。8.根据权利要求1所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述凹腔火焰稳定器由高温合金4169板材制成。9.根据权利要求2所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，其特征在于，所述支板的背风面与燃烧室气流方向的夹角为90
°
～150
°
。10.基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火方法，其特征在于，使用如权利要求1-9任一项所述的基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置，实现超声速燃烧室低马赫数点火。

技术总结
本发明公开了基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法，该点火装置包括：凹腔火焰稳定器、直射喷嘴、支板、支板喷嘴、引气流道、预燃室和预燃室火焰稳定器；基于支板引气和超声速燃烧室低马赫数点火的现实需要，本发明提出将支板引气与超声速燃烧室点火起动相结合，充分利用引气的气流和能量，在旁路设计小型预燃室，利用预燃室的高温燃气，进一步辅助超声速燃烧室的点火起动和稳定燃烧；有利于提升双模态冲压发动机在低马赫数条件下的稳定工作性能；最终形成针对超声速燃烧室低马赫数条件的高鲁棒性、可重复点火起动技术，支撑组合发动机技术发展。支撑组合发动机技术发展。支撑组合发动机技术发展。


技术研发人员：黄胜方 杨顺华 侯淋 郭丽强 母忠强 吴世俊 张弯洲 王宇航 向周正 姬亚萌
受保护的技术使用者：中国人民解放军32804部队
技术研发日：2023.02.07
技术公布日：2023/5/30