专利名称：吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合循环推进系统的利记博彩app
技术领域：
本发明属吸气式航空动力系统，特别涉及一种应用于空天飞机动力系统的多模态冲压爆轰发动机。
背景技术：
飞行器在高超声速条件下，来流空气减速进入燃烧室时由于强激波压缩，空气温度可迅速升高，在高静温燃烧过程中有相当一部分气体分子吸收能量处于解离状态，表明燃烧的化学能只有少量转化为热能，绝大部分转化为解离能。解离度与气体的压力有关，当燃气压力增高，解离度会有所下降，但在高超声速飞行条件下解离影响总是非常明显的。这些解离能在长度受限的尾喷管膨胀过程中难以释放出来转换成推力，导致冲压发动机随着飞行马赫数增加其推力急剧下降，形成吸气式推进的“高超音障”。工作在高超声速的飞行器，激波压缩与超声速燃烧的熵增是非常严重的，使得系统可用功迅速下降，同时发动机外阻过大，以至于很难实现净推力的调整与蓄备，限制了飞行器的飞行速度。自然界中存在两种燃烧模式，即基于热传导的燃烧和基于激波诱导的爆轰波。对于实际的爆轰现象，尽管爆轰波的传播速度可高达数千米，而爆轰阵面却仅为毫米尺度，因此能量释放过程的时间尺度为微秒量级。即使在如此小的时间和空间尺度下，仍然有超过 70%的能量近乎瞬间释放，因此爆轰过程被认为是燃烧过程的极限形式，其燃烧效率远远高于目前超燃冲压发动机所采用的燃烧形式。对于理想的等压燃烧，其热效率约为36. 3 %， 爆轰过程的热效率大约为56. 5%，比等压燃烧几乎高出一半。总而言之，爆轰模式作为高超声速推进的热力学循环有两大优点一是具有极高的反应速率，可以大幅缩小发动机尺寸； 二是近似等容燃烧的热力循环效率，能够大大提高发动机的推力裕度。因此，爆轰模式在高超声速天地往返飞行器动力中的发展潜力应该受到重视。
发明内容
本发明提出一种吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合循环推进系统。推进系统在爆轰过程中，具有引射模态(Ma = 0-2)、正冲波模态(Ma = 2-6)、斜冲波模态(Ma =
6-12)。根据飞行要求，环形相位爆轰波控制系统可同时控制各模态和模态间进行的调整与转换及尾喷管的推力全矢量调节。使旋转爆轰热力循环与冲压动力循环在结构与功能上有机耦合成一种冲压爆轰动力循环的推进系统。本发明的主要技术特征包括旋转爆轰波引射器，冲压进气道，多模态爆轰燃烧室，环形相位爆轰波控制系统，超声波主动冷却催化裂解燃油系统等。所述旋转爆轰波引射器特征是在旋转爆轰环形燃烧室的尾端连接波瓣引射喷管，利用旋转爆轰波燃气引射冲压进气道中的预混合气。所述冲压进气道特征是在旋转爆轰波引射器环形燃烧室的内外都设有冲压进气道，旋转爆轰燃烧室的内环壁连接波瓣引射喷管，形成内冲压进气道。旋转爆轰环形燃烧室的外环壁连接波瓣引射喷管，与外环机壳形成外环冲压进气道。
所述多模态爆轰燃烧室特征是轴对称圆形燃烧室，由扩张型燃烧室和扩张型尾喷管组成。扩张型燃烧室和扩张型尾喷管都有预混合气入口和燃气出口。进入多模态爆轰燃烧室的预混合气，经引射剪切层点燃环形起爆，形成过驱爆轰波，爆轰波通过波瓣引射喷管，引射外环冲压进气道中的预混合气，进入下游扩张燃烧室或扩张尾喷管。所述环形相位爆轰波控制系统特征是利用外环冲压进气道的预混合气，通过波瓣引射喷管，进入扩张尾喷管产生爆轰波。控制波瓣引射喷管的环形相位爆轰波，可对推进系统进行调节与控制。所述超声波主动冷却催化裂解燃油系统特征是燃烧室热端部件采用 (CFCC-SIC)纤维增韧碳化硅陶瓷复合材料制造。在燃烧室固壁内构造冷却通道，在通道内设有球形催化剂，导入碳氢燃料为冷却剂，燃料在超声波发生器的震荡中催化裂解后，经高压喷嘴喷入进气道与旋转爆轰波引射器。
四.
附图I吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合循环推进系统示意图。
附图2推进系统示意图A-A剖视图。
附图3推进系统示意图B-B剖视图
附图4推进系统示意图C-C剖视图
附图5环形相位爆轰波控制尾喷管喉道示意图
附图6环形相位爆轰波控制尾喷管偏转矢量射流示意图
附图7超声波主动冷却催化裂解燃油系统示意图
附图8燃油系统示意图D-D剖视图
附图9实施例示意图
上述附图中I空气，2预混合气，3爆轰燃气，4旋转爆轰波引射器，5波瓣引射喷
管，6内冲压进气道，7外环波瓣引射喷管，8扩张型多模态爆轰燃烧室，9扩张型尾喷管，10 涡旋进气道，11外环机壳，12外环冲压进气道，13旋转爆轰燃气出口，14环形相位爆轰波控制系统，15环形相位爆轰波，16尾喷管喉道，17相位矢量爆轰波，18燃油进油管，19燃油出油管，20超声波发生器，21半圆管道流化床，22燃油泵，23燃油引射器，24燃油油箱，25催化剂，26引射吸气口，27进气道。旋转爆轰波引射器采用环形燃烧室，在密闭端切向喷注推进剂，调整推进剂燃/ 气比和压缩空气的氧气含量，来控制旋转爆轰波引射器的引射性能和冲量。旋转爆轰存在一个或多个爆轰波在环形燃烧室内旋转转播，只需一次点火起爆，就可以连续燃烧，解决了高频率重复起爆的难题。由于旋转爆轰波传播方向与来流方向是垂直的，所以它是通过横向爆轰波燃烧，其形成的爆轰波结构更加稳定频率更高。旋转爆轰波引射器从启动到完整飞行包线范围始终工作，性能不受外界影响，是推进系统稳定工作的基础。为使多模态冲压爆轰燃烧室高效工作，进气道内设置液氧喷射系统和燃油喷射系统，喷射位置与喷射流量应符合多模态燃烧室的工作要求，使预混合气在进气道内即应达到起爆临界状态。在燃烧室内，临界态预混合气直接的爆轰引发，是由旋转爆轰波喷射的燃气点燃，在环形剪切层的作用下，环形火焰已经膨胀，火焰前锋产生压缩波向中心压缩，压缩波在燃烧室轴线处发生碰撞并发生Mach反射,形成Mach盘，Mach反射波与膨胀的火焰相互作用，形成无数较小的高温高压区，即热点，热点区迅速爆炸成为过驱爆轰波，过驱爆轰波在剪切层带动下，向下游不断膨胀追赶前面已衰减的爆轰波。当冲压进气道中的预混合气，以高超声速的速度撞击波瓣引射喷管，波瓣锥体产生斜激波，波后气体受激波压缩其温度、压力和密度产生突升，在燃烧室内与旋转爆轰波相遇，瞬间爆炸生成过驱爆轰波。基于爆轰阵面毫米尺度和微秒量级的能量释放过程，可有效降低气体解离程度，提高推进系统燃烧效率，使推进系统获得较大的推力和比冲。环形相位爆轰波控制系统是为达到推进系统性能的优化，实现流通通道的一体化控制，特别是对固定几何的尾喷管喉道和尾喷管推力的全矢量，都要同时进行主动的加热调节和被动的自适应变几何的控制。推进系统有内冲压进气道和外环冲压进气道，内外冲压进气道都设有液氧喷嘴，以调节飞行器变换姿态和燃烧室模态转换时对氧化剂的需求。 外环预混合气通过波瓣引射喷管进入扩张型尾喷管产生爆轰波，在环形爆轰波作用下，可调整尾喷管喉道和喷管出口截面积。喉道面积的变化可控制喷管的流量和燃烧室的工作状态，尾喷管出口截面积的变化控制燃气的膨胀比。控制外环波瓣喷管相位爆轰位置与数量， 可造成尾喷管扩张壁面形成压差，在压差与喷管扩张角度强耦合的作用下，可使射流出口方向偏离轴线，形成有效的矢量偏转射流。在引射模态，外环冲压进气道空气流量小，不能形成有效矢量偏转射流，用喷射液氧给予补偿，以稳定矢量射流的可靠性，达到推进系统性能的优化。将超声波应用于催化裂解反应过程，是由于超声空化现象。声空化是指原存在于液体中的气泡核在声场的作用下振荡，产生和崩溃闭合的过程。在气泡崩溃时极短时间内， 在气泡内极小空间里，形成局部热点，产生5000K以上的高温及50MPa的高压。之后热点急剧冷却，冷却速度高达109K/s。因此空化能够在微观尺度内模拟反应器内的反应条件，可降低碳氢燃料初始催化温度，有利于反应物的裂解和自由基的形成，尤其对结焦引起失活催化剂的再生效果更为显著。因此，为催化裂解反应过程提供了一种非常特殊环境。碳氢燃料超声波主动冷却催化裂解燃油系统，采用半圆形固定床反应器，在催化反应器内装有球形催化剂。在进出反应器的燃油管盲端，各安装一个管道超声波发生器，使催化反应器内都有超声波发生作用。工作在高超声速飞行器中的吸热型碳氢燃料必定处于超临界状态，裂解产物是小分子的碳氢化合物，具有良好雾化效果，非常有利于超声速的混合，可以缩短燃烧诱导时间，提高燃烧效率。
五.
具体实施例方式为了使推进系统在宽飞行条件下具有高比冲、高推力系数、高推重比，需向超然冲压射流多次喷注燃料和加速流场的流速。在推进系统流场内可通过波瓣引射喷管多次吸入预混合气，引射吸气口设置在飞行器的上方，可增加飞行器的升力，在扩张尾喷管仍可设置环形相位爆轰波控制系统。从吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合推进系统的热力循环过程可知旋转爆轰波燃气射流起到了冲压发动机点火器的作用，从引射来流空气到高超声速来流都可形成稳定的燃烧。这种强制引爆方式，允许采用煤油这种着火时间和反应时间较长的燃料， 通过与环形爆轰波燃气的混合，化学反应速率与温度呈指数关系变化，瞬间形成爆轰。采用爆轰模式作为推进系统的热力循环的关键问题在于预混合气的起爆临界状态和预混合气的可爆性能。吸气式发动机由于空气含氧量少，不能瞬间形成有效的爆轰波。但煤油/氧气生产的爆轰波的胞格尺寸仅为煤油/空气的1/27，由爆燃向爆轰转变时间也仅有煤油/ 空气的1/14，并且从起爆能量来说，氧气混合气仅为空气混合气的1/1000，说明煤油/氧气比煤油/空气要活泼得多。因此，增加吸气中氧气含量来促进爆轰和提高爆轰波压力，可形成稳定的爆轰波。向扩张型尾喷管内注入推进剂，产生环形相位爆轰波控制燃烧室多模态流场和燃气矢量射流。以爆轰波控制爆轰流场，在增加推力的同时控制推进系统的推力，使爆轰模式的热力循环作为空天飞机动力系统的工程应用将成为一种可能。
权利要求
1.一种吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合循环推进系统特征包括旋转爆轰波引射器，内外冲压进气道，多模态爆轰燃烧室，环形相位爆轰波控制系统，超声波主动冷却催化裂解燃油系统等。采用旋转爆轰波引射器引射内外冲压进气道中的预混合气，同时在扩张型燃烧室和扩张型尾喷管内生产爆轰波。使旋转爆轰热力循环与冲压动力循环在结构与功能上耦合成一种冲压爆轰动力循环的推进系统。
2.权利要求I所述的特征是旋转爆轰波引射器采用环形燃烧室，在环形燃烧室尾端连接波瓣引射喷管。
3.权利要求I所述的特征是内冲压进气道设置在旋转爆轰波引射器环形燃烧室的圆筒内，与环形燃烧室内环壁连接的引射喷管形成内冲压进气道。环形燃烧室外环壁连接波瓣引射喷管与外环机壳形成外环冲压进气道。
4.权利要求I所述的特征是多模态爆轰燃烧室是由一个或多个串联扩张燃烧室和扩张尾喷管组成。串联扩张燃烧室和扩张尾喷管都是通过波瓣引射喷管连接。
5.权利要求I所述的特征是多模态爆轰燃烧室流场中都是通过引射流引射预混合气，预混合气都是通过引射剪切层点燃。
6.权利要求I所述的特征是向扩张型尾喷管内注入推进剂，在扩张尾喷管产生环形相位爆轰波控制燃烧室多模态流场和燃气射流。
7.权利要求6所述的特征是在扩张尾喷管内，环形相位爆轰波控制尾喷管喉道面积。
8.权利要求6所述的特征是在扩张尾喷管内，环形相位爆轰波控制尾喷管的推力矢量射流。
9.权利要求I所述的特征是在燃烧室固壁内构造半圆冷却通道，通道内设有催化剂， 形成固定床反应器。在进出反应器的燃油管盲端，各安装一个管道超声波发生器。
10.权利要求I所述的特征是在进气道内都设有液氧喷嘴，向来流空气喷射液氧调节氧化剂含氧量。
全文摘要
本发明提出一种吸气式旋转爆轰波引射多模态冲压爆轰耦合循环推进系统，是一种应用于空天飞机动力系统的冲压爆轰发动机。推进系统在爆轰过程中，具有引射模态(Ma＝0-2)、正冲波模态(Ma＝2-6)、斜冲波模态(Ma＝6-12)。推进系统的环形相位爆轰波控制系统，可同时控制爆轰燃烧室各模态和模态间进行的调整与转换及尾喷管的推力全矢量调节。以爆轰波控制爆轰流场，在增加推力的同时控制推进系统的推力。将旋转爆轰热力循环与冲压动力循环在结构与功能上耦合成一种冲压爆轰动力循环的推进系统。
文档编号F02K1/06GK102588145SQ201210061099
公开日2012年7月18日 申请日期2012年3月9日 优先权日2012年3月9日
发明者董国光 申请人:董国光