[發明專利]一種帶直角三角形凹槽的超燃沖壓燃燒室支板

有效

• 申請號: 201611144214.1
• 申請日: 2016-12-13
• 公開（公告）號: CN106765311B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發明（設計）人: 劉玉英;劉廣海
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F23R3/28
• 分類號: F23R3/28
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 楊學明;顧煒

本發明提供一種帶直角三角形凹槽的超燃沖壓燃燒室支板，相比于傳統尾緣順噴支板，本發明布置有直角三角形凹槽結構，燃料噴注器從尾緣前移至直角三角形凹槽頂面，直角三角形凹槽側棱的方向以及燃料噴注的方向平行于支板前緣后氣流的方向。本發明繼承了支板順流噴注較橫向噴注損失小的優勢，通過將燃料噴注器前置，改善了燃料順流噴注霧化、蒸發、混合時間短的問題；充分利用三角形凹槽與支板的直角交界處產生的流向渦，以較小流動損失的代價，換取燃料霧化性能、燃料/氧化劑混合性能的提升；充分利用支板尾緣處的展向渦，進一步促進燃料/氧化劑混合，并改善燃料在展向方向分布；將燃料流道布置于支板前緣處，有效地提高了支板熱載荷能力。

技術領域

本發明涉及超燃沖壓燃燒室、TBCC及RBCC組合動力燃燒室技術領域，具體涉及一種基于流向渦摻混增強技術的支板，該支板具有較好的燃料霧化性能、燃料/氧化劑混合性能以及燃料沿展向分布特性。

背景技術

飛行器在大氣層內以高超聲速飛行時，超燃沖壓發動機以其大比沖、高馬赫數巡航等特點，使其較火箭推進系統有著更大的優勢。在TBCC(Turine-based combined cycle)或RBCC(Rocket-Based Combined Cycle)等組合動力系統中，超燃沖壓發動機與渦輪發動機或火箭推進系統相結合，能夠更有效地拓寬飛行器的飛行邊界，并有望成為最有前途的動力系統，因此受到了各國的高度重視。

超燃沖壓發動機的燃料噴注技術可以分為壁面噴注和插入式噴注兩類。壁面噴注的主要形式為橫向噴射(側噴)，該方式雖然具有較好的混合能力，但是由于存在燃料穿透深度小、激波損失大、局部壁面熱載荷高等問題而使其發展受到了限制。插入式噴注包括支板(或塔式結構)側噴和順噴，由于其直接將燃料噴注器布置于主流之中，因此在穿透深度方面較壁面噴注優勢明顯。支板側噴與壁面橫向噴射類似，盡管具有較好的混合能力，但激波損失較大。因此，基于支板順噴的摻混增強技術是目前超燃沖壓燃燒室重要的燃料噴射方式與研究熱點，例如基于流向渦摻混增強技術的斜坡支板、交錯尾緣支板、楔形突臺支板(專利號：CN201310731214.1)等。基于流向渦摻混增強技術的必要條件是相鄰兩股氣流的法向速度差，法向速度差值越大，兩股氣流交界處的流向渦越強。本發明提出一種帶直角三角形凹槽的超燃沖壓燃燒室支板，將燃料噴注器前置于直角三角形凹槽與支板的直角交界處，在使用流向渦的基礎上，并通過進一步利用支板尾緣展向渦，達到強化混合的目的。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：傳統尾緣順噴支板具有燃料霧化性能差、燃料沿展向分布集中、燃料/氧化劑混合效果差等問題。為克服現有技術不足，提供一種帶直角三角形凹槽的超燃沖壓燃燒室支板，該支板能以較小的損失，換取燃料霧化性能提升、燃料沿展向分布均勻、燃料/氧化劑混合性能提升，并有效提高了支板熱載荷能力。

本發明解決該技術問題所采用的技術方案是：一種帶直角三角形凹槽的超燃沖壓燃燒室支板，在傳統尾緣順噴支板的基礎上，布置直角三角形凹槽結構，燃料噴注器前置，并設置直角三角形凹槽側棱以及燃料噴注的方向，其特征在于：

在支板尖劈后具有對稱或者交錯排列的直角三角形凹槽結構；

燃料噴注器從尾緣前移至三角形凹槽頂面；

直角三角形凹槽側棱的方向平行于支板前緣后氣流的方向；

燃料噴注的方向平行于直角三角形凹槽側棱的方向。

本發明原理如下：

燃料從燃料噴注器以平行于直角三角形凹槽側棱的方向順噴。直角三角形凹槽與支板的直角交界處產生流向渦，一方面促進燃料霧化，另一方面促進燃料/氧化劑混合。隨著燃料沿流向方向移動，進入直角三角形凹槽的氧化劑越多，燃料在直角三角形凹槽內分布范圍越大。待燃料移動至支板尾緣處，尾緣產生的展向渦能進一步促進燃料/氧化劑混合。

本發明所具有的優點包括：