带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机

1.本技术涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机。


背景技术：

2.以高超声速飞行和天地往返为主要特征的空天动力飞行器，对燃料的能量密度以及燃烧性能具有极高的要求。目前，航空航天推进系统的主要动力来源是碳氢燃料，碳氢燃料的燃烧的性能直接决定了飞行器的性能，例如航程、航速、有效载荷等。
3.现有的碳氢燃料带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机理论极限飞行马赫数为8ma，此后由于燃烧热与来流动能相当，燃料释热不足而导致无法产生有效净推力。因而对于更高马赫数的碳氢燃料带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机而言，会出现推力不足的问题。
4.对于上述推力不足的问题，目前有两种典型的解决方案。第一种方案是通过像边界层燃烧和气膜减阻等方式来降低飞行器内流阻，从而降低飞行器阻力以提升净推力。第二种方案则是通过提高燃烧温度来进一步提升推力。第二种方案主要是侧重研究含高能金属颗粒的碳氢燃料，具体为：在碳氢燃料内添加纳米金属颗粒，例如镁、铝、硼等。这样使得在燃烧的过程中同时可以释放金属颗粒的热能，并且金属颗粒在高温来流中也不会发生离解；然而此种方式产生的热值仍然无法达到需求，并且这种方案还会由于其添加金属颗粒后燃料的高粘稠度使得飞行器无法利用碳氢燃料进行再生冷却。
5.因此，亟需一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，在一定程度上以解决现有技术中存在的技术问题。


技术实现要素：

6.本技术的目的在于提供一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，以在一定程度上解决现有技术中由于高马赫数飞行时燃料燃烧释热不足而无法产生有效净推力的技术问题。
7.本技术提供了一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，包括飞行器主体、发动机下壁面以及进气道；所述飞行器主体内具有燃料油箱；所述飞行器主体与所述发动机下壁面之间围设有沿第一方向依次排布的隔离段、第一燃烧室以及喷管段；所述隔离段远离所述第一燃烧室的一侧具有进气道；所述进气道用于压缩高焓来流，压缩后的高焓来流经过所述隔离段并在所述第一燃烧室内与所述燃料油箱释放的碳氢燃料燃烧，所述高焓来流与所述燃料燃烧的产生的燃烧产物由喷管段喷出；
8.所述带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机还包括粉末燃料喷注组件以及第二燃烧室；
9.所述粉末燃料喷注组件设置于所述飞行器主体，所述第二燃烧室形成于所述第一燃烧室与所述喷管段之间；
10.所述粉末燃料喷注组件能够向所述第二燃烧室内喷注金属燃料，所述金属燃料能够在所述第二燃烧室内与所述燃烧产物进行二次燃烧，二次燃烧产生的能量用于提高飞行器的推力。
11.在上述技术方案中，进一步地，粉末燃料喷注组件包括喷注器、附电管、电源以及金属燃料存储构件；
12.所述附电管的一端连通所述金属燃料存储构件且另一端与所述喷注器连通；所述金属燃料存储构件通过所述附电管能够向所述喷注器喷注金属燃料；
13.所述电源与所述附电管电连接，以使通过所述附电管的金属燃料带正电；
14.所述喷注器内具有通恒定电流的螺线管，所述螺线管能够产生轴线方向的磁场，以使带正电的所述金属燃料在所述喷注器内做周向方向运动。
15.在上述技术方案中，进一步地，所述喷注器的底部呈渐缩结构。
16.在上述技术方案中，进一步地，所述金属燃料存储构件包括箱体以及活塞；
17.所述活塞设置于所述箱体，且将所述箱体划分为第一区域和第二区域，所述第一区域用于存储高压气源，所述第二区域用于存储金属燃料；
18.所述高压气源能够推动所述活塞，以使所述活塞将所述金属燃料推动至所述喷注器内。
19.在上述技术方案中，进一步地，还包括热交换管路，所述热交换管路沿着所述飞行器主体的侧壁延伸，所述热交换管路与所述燃料油箱连通，能够将从所述燃料油箱导出的燃料进行热交换，热交换后的燃料至少一部分能够通过第二管路导入至所述粉末燃料喷注组件，至少另一部分能够通过碳氢燃料喷注器导入至所述第一燃烧室。
20.在上述技术方案中，进一步地，所述第一凹腔的开口端朝向所述第一燃烧室；
21.所述燃料油箱通过碳氢燃料喷注器与所述第一凹腔连通，且所述碳氢燃料喷注器与所述第一凹腔之间呈第一预设角度，所述第一凹腔远离所述进气道的侧壁与所述飞行器的底壁之间呈第二预设角度；
22.所述燃料油箱内的燃料会以所述第一预设角度喷注于所述第一凹腔；所述第一凹腔能够使得高速的所述高焓来流在该位置形成低速回流区，以使所述碳氢燃料与所述所述高焓来流稳定燃烧。
23.在上述技术方案中，进一步地，所述第一预设角度设置在20
°‑
50
°
之间；所述第二预设角度设置在20
°‑
50
°
之间；
24.所述第一凹腔的开口端的长度与所述第一凹腔的深度比设置在7-10之间。
25.在上述技术方案中，进一步地，所述飞行器主体朝向所述第二燃烧室的侧壁形成有第二凹腔，所述第二凹腔的开口端朝向所述第二燃烧室；
26.所述喷注器通过粉末燃料喷注器与所述第二凹腔连通，且所述粉末燃料喷注器与所述第二凹腔之间呈第三预设角度，所述第二凹腔远离所述进气道的侧壁与所述飞行器的底壁之间呈第四预设角度；
27.所述喷注器内的所述金属燃料会以所述第三预设角度喷注于所述第二凹腔；当由所述第一燃烧室燃烧后产生的燃烧产物进入至所述第二燃烧室时，其能够在所述第二凹腔内形成回流，以使所述金属燃料与所述燃烧产物稳定燃烧。
28.在上述技术方案中，进一步地，所述第三预设角度设置在30
°‑
90
°
之间；所述第四
热交换管路；8-燃料油箱；9-粉末燃料喷注组件；10-箱体；11-活塞；12-第二区域；13-第一凹腔；14-第二凹腔；15-第二管路；16-喷注器；17-附电管；18-电源；19-螺线管；20-渐缩结构；21-粉末燃料喷注器；22-第一压缩面；23-第二压缩面；24-第三压缩面；25-第四压缩面；26-发动机下壁面；27-第一方向；29-金属燃料存储构件；30-碳氢燃料喷注器。
具体实施方式
44.下面将结合附图对本技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。
45.通常在此处附图中描述和显示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本技术的范围，而是仅仅表示本技术的选定实施例。
46.基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
47.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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技术和简化描述，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技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
48.在本技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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技术中的具体含义。
49.实施例一
50.结合图1所示，本技术提供一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，包括飞行器主体6、发动机下壁面26以及进气道1；具体地，飞行器主体6内具有燃料油箱8，燃料油箱内存储有碳氢燃料；具体地，飞行器主体6与发动机下壁面26之间围设有沿第一方向27(这里面的第一方向27是指飞行器主体6的长度方向)依次排布的隔离段2、第一燃烧室3以及喷管段5；隔离段2远离第一燃烧室3的一侧具有进气道1；其中，进气道1用于压缩高焓空气来流，使得进入第一燃烧室3的高焓空气来流具有更高的温度和压力，并降低高焓空气来流的流速；其中，隔离段2通过激波作用隔离进气道1与第一燃烧室3；由燃料油箱内存储释放的碳氢燃料与高焓空气来流在第一燃烧室3掺混和燃烧释热，燃烧后产生的燃烧产物能够通过喷管段5喷出，并且产生一定的推力；具体地，为了进一步提高推力，带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机还包括粉末燃料喷注组件9和第二燃烧室4，进一步地，粉末燃料喷注组件9设置于飞行器主体6，第二燃烧室4形成于喷管段5与第一燃烧室3之间；粉末燃料喷注组件9能够向第二燃烧室4内喷注金属燃料，这里面的金属燃料例如有镁、铝、锂、铍等，在该实施例中以镁为例，镁燃料能够在第二燃烧室4内与燃烧产物进行二次燃烧，二次燃烧产生的能量能够进一步提高飞行器的推力。
51.综上，本技术巧妙地利用了碳氢燃料与高焓空气来流在第一燃烧室3内的燃烧产
物(燃烧产物主要有氮气、二氧化碳和水，这些气体对于发动机来说，是惰性的工质)，使其与镁燃料二次燃烧，提高了实际油气比上限；具体地，通过镁金属与燃烧产物的燃烧，释放热来进一步提升飞行器的最高工作温度进而实现更高飞行马赫数的目的；克服了现有技术中由于高马赫数飞行时燃料燃烧释热不足而无法产生有效净推力的问题。
52.在该实施例中，结合图2所示，粉末燃料喷注组件9包括喷注器16、附电管17、电源18以及金属燃料存储构件29；具体地，金属燃料存储构件29包括箱体10以及活塞11；活塞11设置于箱体10，且将箱体10划分为第一区域和第二区域12，第一区域用于存储高压气源，第二区域12用于存储金属燃料；在实际的使用过程中，高压气源能够推动活塞11，以使活塞11将金属燃料推动至喷注器16内。
53.优选地，喷注器16圆柱形喷注器16。
54.具体地，附电管17的一端连通箱体10且另一端与喷注器16连通；镁燃料通过附电管17最后喷注至喷注器16内；电源18与附电管17电连接；喷注器16内具有通恒定电流的螺线管19。具体地，喷注器16的底部呈渐缩结构20。
55.具体地，还包括热交换管路7，所述热交换管路7沿着所述飞行器主体6的侧壁延伸，所述热交换管路7与所述燃料油箱8连通，能够将从所述燃料油箱导出的燃料进行热交换，热交换后的燃料至少一部分能够通过第二管路15导入至所述粉末燃料喷注组件9，至少另一部分能够通过碳氢燃料喷注器30导入至所述第一燃烧室3。
56.在实际的工作过程中：碳氢燃料从燃料油箱8中输出到热交换管路7中，常温的碳氢燃料在流经飞行器机体的内表层时会大量吸热，碳氢燃料温度和压力会迅速上升，并且很快达到超临界状态形成高温高压裂解气体。燃油(燃料)裂解后主要成分为甲烷、乙烯和丙烷等小分子气体，这些气体会继续通过热交换，绝大部分喷注到第一燃烧室3，裂解后的碳氢燃料在第一燃烧室3内中充分燃烧，温度会上升至2500k水平，然后进入第二燃烧室4中，进入第二燃烧室4的燃气主要为氮气、二氧化碳和水蒸气，此时高压气源受控推动活塞11将箱体10中的镁燃料推至喷注器16中进行离散。镁燃料(镁燃料为镁粉)在进入喷注器16前会先在附电管17中获得正电荷，这是通过电源18连接到金属附电管17上所实现的。带有正电的镁粉沿径向进入喷注器16内，并且具有一定的初速度；在圆柱形喷注器16内壁内有通有恒定电流的螺线管19，该螺旋管可以产生轴线方向的磁场，从而使得具有径向初速度的镁粉末沿喷注器16内壁做周向运动。在热交换管中的高压裂解气有一小部分通过第二管路15沿轴向喷注到喷注器16内进而进一步离散镁粉并将其携带喷注到第二燃烧室4中；在金属粉末喷注器16内，为了提高喷注稳定性和喷注速度，在喷注器16底部设计有一个倒锥型收缩坡面，气体会在流经该位置时进行加速和向中心收缩，并通过粉末燃料喷注器21喷入第二燃烧室4。在第二燃烧室4内镁粉充分与燃烧产物充分掺混并进行燃烧释热，在进入尾喷段前，燃气温度会达到接近2800k水平。超音速的高温燃气通过高速尾喷段进行膨胀做功，从而推动飞行器向更高马赫数飞行。
57.值得注意的是：在粉末燃料喷注器21内，为了达到气固两相流壅塞，上游压力至少为第二燃烧室4压力的2倍。为了减小飞行器最大截面尺寸，同时提高飞行器性能，其喷管出口压力设计为环境压力的1.5倍。
58.综上，本技术利用碳氢燃料进行再生冷却的功能，以便于碳氢燃料带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机能够往更高马赫数应用。
59.在该实施例中，所述进气道的压缩面采用4道斜激波进行压缩。
60.具体地，飞行器被设计在8ma巡航，因此高焓来流首先经过进气道1进行压缩，优选地，进气道1采用4道斜激波进行压缩，将高速来流进行减速增压，在进气道1出口气体速度从8.0ma减速到3.0ma，然后通过隔离段2后进入到第一燃烧室3中。
61.优选地，结合图3所示，第一压缩面22的楔角α为6.8
°
，第二压缩面23的楔角β为8.4
°
，第三压缩面24的γ楔角为10.5
°
，第四压缩面25的楔角高速来流经过进气道1后，静压压比(进气道1出口静压/来流静压)为118，静温温比(进气道1出口静温/来流环境温度)4.7。
62.值得注意的是：第一燃烧室3的出口与隔离段2的出口面积比为2.46，第二燃烧室4的出口与入口面积之比为1.37，高速尾喷段的出口与进气管道的入口面积比为3.48。
63.实施例二
64.在该实施例中，结合图4所示，飞行器主体6朝向第一燃烧室3的侧壁形成有第一凹腔13，第一凹腔13的开口端朝向第一燃烧室3；燃料油箱8通过碳氢燃料喷注器30与第一凹腔13连通，且碳氢燃料喷注器30与第一凹腔13之间呈第一预设角度，第一凹腔13远离进气道1的侧壁与飞行器的底壁之间呈第二预设角度；燃料油箱8内的燃料会以第一预设角度喷注于第一凹腔13；所述第一凹腔能够使得高速的所述高焓来流在该位置形成低速回流区，以使所述碳氢燃料与所述所述高焓来流稳定燃烧。
65.进一步地，第一预设角度设置在20
°‑
50
°
之间；第二预设角度设置在20
°‑
50
°
之间，优选地，第一预设角度与第二预设角度均为45
°
；第一凹腔13的开口端的长度l1与所述第一凹腔13的深度l2比设置在3-5之间。
66.优选地，第一预设角度为45
°
；第二预设角度为22
°
；第一凹腔13的开口端的长度与第一凹腔13的深度比为4。
67.在该实施例中，飞行器主体6朝向第二燃烧室4的侧壁形成有第二凹腔14，第二凹腔14的开口端朝向第二燃烧室4；喷注器16通过粉末燃料喷注器21与第二凹腔14连通，且粉末燃料喷注器21与第二凹腔14之间呈第三预设角度，第二凹腔14远离进气道1的侧壁与飞行器的底壁之间呈第四预设角度；喷注器16内的金属燃料会以第三预设角度喷注于第二凹腔14；当由第一燃烧室3燃烧后产生的燃烧产物进入至第二燃烧室4时，其能够在第二凹腔14内形成回流，以使金属燃料与燃烧产物低温高速燃烧。
68.进一步地，第三预设角度设置在30
°‑
90
°
之间；第四预设角度设置在30
°‑
90
°
之间；第二凹腔14的开口端的长度l3与第二凹腔14的深度l4比小于等于7。
69.优选地，第三预设角度为45
°
；第四预设角度为25
°
；第二凹腔14的开口端的长度与第二凹腔14的深度比为5。
70.综上，由于高焓来流在经过进气管道减速后，其速度仍然有3.0ma,为了维持第一燃烧室3中在高焓来流中的稳定燃烧，利用高焓来流经过第一凹腔13时所产生的再循环区(回流)来维持一个稳定的低速高温燃烧区。另外，第二凹腔14的回流区能够将镁粉充分地与第一燃室内燃烧后产生的燃烧产物进行燃烧。
71.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进
行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围。

技术特征：
1.一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，包括飞行器主体、发动机下壁面以及进气道；所述飞行器主体内具有燃料油箱；所述飞行器主体与所述发动机下壁面之间围设有沿第一方向依次排布的隔离段、第一燃烧室以及喷管段；所述隔离段远离所述第一燃烧室的一侧具有进气道；所述进气道用于压缩高焓来流，压缩后的高焓来流经过所述隔离段并在所述第一燃烧室内与所述燃料油箱释放的碳氢燃料燃烧，所述高焓来流与所述燃料燃烧的产生的燃烧产物由喷管段喷出；其特征在于，所述带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机还包括粉末燃料喷注组件以及第二燃烧室；所述粉末燃料喷注组件设置于所述飞行器主体，所述第二燃烧室形成于所述第一燃烧室与所述喷管段之间；所述粉末燃料喷注组件能够向所述第二燃烧室内喷注金属燃料，所述金属燃料能够在所述第二燃烧室内与所述燃烧产物进行二次燃烧，二次燃烧产生的能量用于提高飞行器的推力。2.根据权利要求1所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，粉末燃料喷注组件包括喷注器、附电管、电源以及金属燃料存储构件；所述附电管的一端连通所述金属燃料存储构件且另一端与所述喷注器连通；所述金属燃料存储构件通过所述附电管能够向所述喷注器喷注金属燃料；所述电源与所述附电管电连接，以使通过所述附电管的金属燃料带正电；所述喷注器内具有通恒定电流的螺线管，所述螺线管能够产生轴线方向的磁场，以使带正电的所述金属燃料在所述喷注器内做周向方向运动。3.根据权利要求2所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述喷注器的底部呈渐缩结构。4.根据权利要求2所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述金属燃料存储构件包括箱体以及活塞；所述活塞设置于所述箱体，且将所述箱体划分为第一区域和第二区域，所述第一区域用于存储高压气源，所述第二区域用于存储金属燃料；所述高压气源能够推动所述活塞，以使所述活塞将所述金属燃料推动至所述喷注器内。5.根据权利要求2所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，还包括热交换管路，所述热交换管路沿着所述飞行器主体的侧壁延伸，所述热交换管路与所述燃料油箱连通，能够将从所述燃料油箱导出的燃料进行热交换，热交换后的燃料至少一部分能够通过第二管路导入至所述粉末燃料喷注组件，至少另一部分能够通过碳氢燃料喷注器导入至所述第一燃烧室。6.根据权利要求5所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述飞行器主体朝向所述第一燃烧室的侧壁形成有第一凹腔，所述第一凹腔的开口端朝向所述第一燃烧室；所述燃料油箱通过碳氢燃料喷注器与所述第一凹腔连通，且所述碳氢燃料喷注器与所述第一凹腔之间呈第一预设角度，所述第一凹腔远离所述进气道的侧壁与所述飞行器的底壁之间呈第二预设角度；
所述燃料油箱内的燃料会以所述第一预设角度喷注于所述第一凹腔；所述第一凹腔能够使得高速的所述高焓来流在该位置形成低速回流区，以使所述碳氢燃料与所述高焓来流稳定燃烧。7.根据权利要求6所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述第一预设角度设置在20
°‑
50
°
之间；所述第二预设角度设置在20
°‑
50
°
之间；所述第一凹腔的开口端的长度与所述第一凹腔的深度比设置在7-10之间。8.根据权利要求5所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述飞行器主体朝向所述第二燃烧室的侧壁形成有第二凹腔，所述第二凹腔的开口端朝向所述第二燃烧室；所述喷注器通过粉末燃料喷注器与所述第二凹腔连通，且所述粉末燃料喷注器与所述第二凹腔之间呈第三预设角度，所述第二凹腔远离所述进气道的侧壁与所述飞行器的底壁之间呈第四预设角度；所述喷注器内的所述金属燃料会以所述第三预设角度喷注于所述第二凹腔；当由所述第一燃烧室燃烧后产生的燃烧产物进入至所述第二燃烧室时，其能够在所述第二凹腔内形成回流，以使所述金属燃料与所述燃烧产物稳定燃烧。9.根据权利要求8所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述第三预设角度设置在30
°‑
90
°
之间；所述第四预设角度设置在30
°‑
90
°
之间；所述第二凹腔的开口端的长度与所述第二凹腔的深度比小于等于7。10.根据权利要求5所述的带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，其特征在于，所述进气道的压缩面利用4道斜激波进行压缩，压缩面有4个偏转角。

技术总结
本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机。带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，包括飞行器主体、发动机下壁面以及进气道；飞行器主体内具有燃料油箱；飞行器主体与发动机下壁面之间围设有隔离段、第一燃烧室以及喷管段；隔离段远离第一燃烧室的一侧具有进气道；还包括粉末燃料喷注组件以及第二燃烧室；粉末燃料喷注组件设置于飞行器主体，第二燃烧室形成于第一燃烧室与喷管段之间；粉末燃料喷注组件能够向第二燃烧室内喷注金属燃料，金属燃料能够在第二燃烧室内与燃烧产物进行二次燃烧，二次燃烧产生的能量用于提高飞行器的推力。产生的能量用于提高飞行器的推力。产生的能量用于提高飞行器的推力。


技术研发人员：徐旭 王旭 刘永祺 杨庆春
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.03.15
技术公布日：2023/5/30