一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的最理想的推进装置，超声速燃烧室是超燃冲压发动机的核心部分，进入超声速燃烧室的燃料经过点火后开始燃烧，提供高压动力。

目前，超声速燃烧室常采用双组元火炬式点火器，通过供应系统的火炬式点火器调节两种推进剂的量并将两种推进剂推进超声速燃烧室内。

但是，双组元火炬式点火器至少需要两组推进剂，因为所采用的推进剂的种类多，所以需要多步控制，以调节不同推进剂的量和流动等，调节及控制步骤多，增大了点火供应系统的复杂度，而且推进剂种类多，也会导致所需附件舱布置复杂，占用空间大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室，用于降低点火供应系统的控制复杂度，简化产品结构。

为了实现上述目的，本发明提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法，仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内。

相对现有技术，本发明提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法采用肼基分解燃气作为点火推进剂，肼基分解燃气中的氢气具有着火点低、反应速度快、热值高等优点，遇到超声速来流高温空气和燃料混合后的高温混和物后，能够迅速自燃，提高燃烧室燃料的火焰传播速度，进而充分点燃来流高温空气和燃料混合后的高温混和物，完成超声速燃烧室的燃料点火，另外，点火器关闭后，燃料燃烧能够继续进行，使燃烧室能稳定燃烧。基于此，本发明提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内，即可实现超声速燃烧室的燃料的点火，相对于现有的双组元火炬式点火器，仅需控制肼基分解燃气引入，调节及控制步骤简单，降低了供应系统的控制复杂度，提升发动机自身的实战能力；另外，发动机自身携带有肼基推进剂，肼基推进剂一方面做系统增压，另一方面分解后为燃烧室点火，简化点火结构，占用空间小，且高温分解后的肼基分解燃气温度较高，直接用于点火时，点火更加可靠。

可选地，上述的发动机超声速燃烧室的点火方法中，在仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内之前，发动机超声速燃烧室的点火方法还包括：

基于发动机超声速燃烧室需要的点火能量、肼基分解燃气的比热、肼基分解燃气温度与肼基介质的温度差，确定肼基分解燃气引入流量；

基于肼基分解燃气的特征速度、肼基分解燃气的引入流量、肼基分解燃气的特征速度和发动机超声速燃烧室的引入结构的喉部直径，确定肼基分解燃气供应压力，以供肼基分解燃气进入超声速燃烧室的凹腔内。

可选地，上述的发动机超声速燃烧室的点火方法中，基于发动机超声速燃烧室需要的点火能量、肼基分解燃气的比热、肼基分解燃气温度与肼基介质的温度差，确定肼基分解燃气引入流量满足：

其中，q

可选地，上述的发动机超声速燃烧室的点火方法中，基于肼基分解燃气的特征速度、肼基分解燃气的引入流量、肼基分解燃气的特征速度和发动机超声速燃烧室的引入结构的喉部直径，确定肼基分解燃气供应压力满足：

其中，P

本发明还提供一种发动机的超声速燃烧室，使用上述的发动机超声速燃烧室的点火方法，超声速燃烧室包括：

燃烧室本体，燃烧室本体上设置有依次连通的第一腔体、第二腔体、第三腔体和第四腔体，第一腔体用于与前端进气道连通，并将超声速来流高温空气输入第二腔体，第二腔体用于将超声速来流高温空气与燃料预先掺混并通入第三腔体，第三腔体用于燃料的燃烧释热，第四腔体用于与尾喷管连通，并将因燃烧释热而膨胀加速的气流通入尾喷管，燃烧室本体内还设置有凹腔，凹腔设置于第三腔体周侧并与第三腔体连通；

引入结构，引入结构设置于燃烧室本体的外周侧，引入结构上设置有喉部和收扩流道，喉部设置于收扩流道上，收扩流道在喉部处的内径小于收扩流道的两端的内径，收扩流道的一端用于与肼基分解燃气供应源连通，收扩流道的另一端用于与凹腔连通，用于向凹腔中输送肼基分解燃气。

相对现有技术，本发明提供的一种发动机的超声速燃烧室中，肼基分解燃气通过引入结构的收扩流道输送至凹腔后自燃，引燃凹腔中的燃料，并在凹腔中形成驻留火焰，然后将第三腔体内的燃料引燃，进而使超声速燃烧室内的燃料实现稳定燃烧。基于此，本发明提供的一种超声速燃烧室仅需要通过在凹腔连通的引入结构引入肼基分解燃气即可实现超声速燃烧室的点火，结构简单、占用空间小，而且控制复杂度低，另外，通过收扩流道在喉部处的内径小于收扩流道的两端的内径，因此在肼基分解燃气流经喉部时，能够提高肼基分解燃气的流速，进而喷射入凹腔时，提升了点火射流在超声速来流高温空气和燃料混合物中的穿透深度，提高点火可靠性。

可选地，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构的数目为1~4个，且引入结构均匀设置于燃烧室本体的外周侧。

可选地，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构与燃烧室本体的连接处的中心位置与凹腔远离第四腔体的侧壁的距离为凹腔远离第三腔体的凹腔外壁的一端的长度的25%~40%。

可选地，上述的发动机的超声速燃烧室中，收扩流道的中心轴与燃烧室本体的凹腔外壁的靠近第四腔体的一段的夹角为90°~120°。

可选地，上述的发动机的超声速燃烧室中，喉部的直径为8mm~15mm。

可选地，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构与燃烧室本体密封固定连接。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例提供的一种发动机超声速燃烧室的点火方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的一种发动机的超声速燃烧室的结构示意图。

附图标记：

1-燃烧室本体；11-第一腔体；12-第二腔体；13-第三腔体；14-第四腔体；15-凹腔；2-引入结构；21-喉部；22-收扩流道。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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。

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”、“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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的最理想的推进装置，超声速燃烧室是超燃冲压发动机的核心部分，进入超声速燃烧室的燃料经过点火后开始燃烧，提供高压动力。目前，超声速燃烧室需要采用双组元火炬式点火器，通过供应系统的火炬式点火器调节两种推进剂的量并将两种推进剂推进超声速燃烧室。但是，双组元火炬式点火器采用的推进剂的种类多，需要多步控制，以调节不同推进剂的量和流动等，调节及控制步骤多，增大供应系统的复杂度，而且推进剂种类多，所需附件舱布置复杂，占用空间大。而肼基常用作肼发动机的燃料，通过肼增强推力器中气体燃烧并受热膨胀后高速喷出从而产生推力，肼基分解燃气常被用作增压介质，为供应系统的贮箱增压，或者用作空气涡轮机中驱动涡轮的工质，均未在超声速燃烧室点火中使用。

为了解决上述问题，请参阅图1，本发明实施例提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法，仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内。

具体地，肼基在高温下进行分解，肼基分解燃气主要包括氢气、氮气、水蒸气和氨气，示例性地，肼基为肼-70、肼-80、肼-90或纯肼等，以肼-80为例，将分解后得到的温度为973.15K即700℃左右的肼-80分解燃气引入超声速燃烧室的凹腔内，超声速燃烧室前道腔体中，温度为1650K即1376.85℃左右的来流高温空气和喷入的燃料混合后流至超声速燃烧室的凹腔，肼基分解燃气引入超声速燃烧室的凹腔后与来流高温空气和燃料混合后的高温混和物掺混后，肼基分解燃气中的氢气迅速自燃，在凹腔内形成驻留火焰，以此点燃超声速燃烧室内的燃料，完成超声速燃烧室的燃料点火。

通过上述超声速燃烧室的点火方法的步骤可知，本发明实施例提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法采用肼基分解燃气作为点火推进剂，肼基分解燃气中的氢气具有着火点低、反应速度快、热值高等优点，遇到来流高温空气和燃料混合后的高温混和物后，能够迅速自燃，提高了燃烧室燃料的火焰传播速度，完成超声速燃烧室的燃料点火，另外，点火器关闭后，燃料燃烧能够继续进行，进而点燃新流来的燃料，使燃烧室能稳定燃烧。相较于现有技术，本发明实施例提供了一种发动机超声速燃烧室的点火方法仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内，即可实现超声速燃烧室的燃料的点火，相对于现有的双组元火炬式点火器，仅需控制肼基分解燃气引入，调节及控制步骤简单，降低了供应系统的控制复杂度，提升发动机自身的实战能力；另外，发动机自身携带有肼基推进剂，肼基一方面做系统增压，另一方面分解后为燃烧室点火，进而简化点火结构，占用空间小，且高温分解后的肼基分解燃气温度较高，直接用于点火时，点火更加可靠。

具体地，上述的发动机超声速燃烧室的点火方法中，在仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内之前，发动机超声速燃烧室的点火方法还包括基于发动机超声速燃烧室需要的点火能量、肼基分解燃气的比热、肼基分解燃气温度与肼基介质的温度差，确定肼基分解燃气引入流量；基于肼基分解燃气的特征速度、肼基分解燃气的引入流量、肼基分解燃气的特征速度和发动机超声速燃烧室的引入结构的喉部直径，确定肼基分解燃气供应压力，以供肼基分解燃气进入超声速燃烧室的凹腔内。

具体地，肼基分解燃气引入流量满足：

其中，q

具体地，肼基分解燃气供应压力满足：

其中，P

通过肼基分解燃气引入流量和肼基分解燃气供应压力的确定，保证肼基分解燃气引入超声速燃烧室的凹腔中后，点火射流穿透深度和产生的点火能量能够满足超声速燃烧室的燃料的可靠点火。

请参阅图2，本发明实施例还提供一种发动机的超声速燃烧室，使用上述的发动机超声速燃烧室的点火方法，超声速燃烧室包括燃烧室本体1和引入结构2，燃烧室本体1上设置有依次连通的第一腔体11、第二腔体12、第三腔体13和第四腔体14，第一腔体11用于与前端进气道连通，并将超声速来流高温空气输入第二腔体12，第二腔体12用于将超声速来流高温空气与燃料预先掺混并通入第三腔体13，第三腔体13用于燃料的燃烧释热，第四腔体14用于与尾喷管连通，并将因燃烧释热而膨胀加速的气流通入尾喷管，燃烧室本体1内还设置有凹腔15，凹腔15设置于第三腔体13周侧并与第三腔体13连通；引入结构2设置于燃烧室本体1的外周侧，引入结构2上设置有喉部21和收扩流道22，喉部21设置于收扩流道22上，收扩流道22在喉部21处的内径小于收扩流道22的两端的内径，收扩流道22的一端用于与肼基分解燃气供应源连通，收扩流道22的另一端用于与凹腔15连通，用于向凹腔15中输送肼基分解燃气。

在超声速燃烧室的点火过程中，超声速来流高温空气通过第一腔体11流至第二腔体12，在第二腔体12中与燃料掺混后，流至第三腔体13和凹腔15中，此时肼基分解燃气通过收扩流道22输送至凹腔15内，在凹腔15中与来流高温空气接触后开始自燃，释放点火能量将燃料引燃，实现超声速燃烧室的点火。

通过上述的超声速燃烧室的结构和具体工作过程可知，肼基分解燃气通过引入结构2的收扩流道22输送至凹腔15后自燃，引燃凹腔15中的燃料，并在凹腔15中形成驻留火焰，然后将第三腔体13内的燃料引燃，进而使超声速燃烧室内的燃料实现稳定燃烧。相对现有技术，本发明实施例提供的一种超声速燃烧室仅需要通过引入结构2向凹腔15内引入肼基分解燃气即可实现超声速燃烧室的点火，结构简单、占用空间小，而且控制复杂度低，另外，通过收扩流道22在喉部21处的内径小于收扩流道22的两端的内径，因此在肼基分解燃气流经喉部21时，能够提高肼基分解燃气的流速，进而喷射入凹腔15时，提升了点火射流在超声速来流高温空气和燃料混合物中的穿透深度，提高点火可靠性。

具体地，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构2的数目为1~4个，且引入结构2均匀设置于燃烧室本体1外周侧；示例性地，引入结构2的数目为1个、2个、3个或4个。引入结构2的数目可以根据超声速燃烧室的尺度确定，示例性地，在本实施例中，超声速燃烧室的尺度为5kg/s，引入结构2的数目为1个，当超声速燃烧室的尺度增加时，引入结构2的数目可为多个，进而通过多个方向引入肼基分解燃气，保证可靠点火。

作为一种可能的方式，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构2与超声速燃烧室的连接处的中心位置与凹腔15远离第四腔体的侧壁的距离为凹腔15远离第三腔体的凹腔15外壁的一端的长度的25%~40%；示例性地，引入结构2与燃烧室本体1的连接处的中心位置与凹腔15远离第四腔体的侧壁的距离为凹腔15远离第三腔体的凹腔15外壁的一端的长度的25%、30%、35%、40%等。如此设置，点火位置在凹腔15内靠近来流高温空气和燃料混合物的一段内，该部分来流高温空气和燃料混合物已扩散至凹腔15内，且在凹腔15中继续向后流动，流动过程中，继续将其他燃料点燃，保证充分点火，使燃料在凹腔15和第三腔体13中更加充分的燃烧。

在一些实施例中，上述的发动机的超声速燃烧室中，收扩流道22的中心轴与燃烧室本体1的凹腔15外壁的靠近第四腔体的一段的夹角为90°~120°；示例性地，收扩流道22的中心轴与燃烧室本体1的凹腔15外壁的靠近第四腔体的一段的夹角为90°、100°、110°、120°等。如此设置，肼基分解燃气喷射入凹腔15内时，肼基分解燃气喷射方向与来流高温空气和燃料混合物的流向的夹角为60°~90°，减少了肼基分解燃气与来流高温空气和燃料混合物碰撞消耗的动能，进而提高肼基分解燃气点火射流的穿透深度，保证稳定充分点火。

作为一种可选的方式，上述的发动机的超声速燃烧室中，喉部21的直径为8mm~15mm；示例性地，喉部21的直径为8mm、10mm、12mm、15mm等。

在一些实施例中，上述的发动机的超声速燃烧室中，引入结构2与燃烧室本体1密封固定连接；示例性地，引入结构2与燃烧室本体1通过法兰对接密封，或者，引入结构2与燃烧室本体1密封焊接，或者，引入结构2与燃烧室本体1为一体化结构。密封固定连接的连接方式在保证密封的前提下，能够提高连接可靠性。

在上述实施方式的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。