[发明专利]具有宽广工作范围的矩形截面通道亚燃冲压燃烧室

说明书

技术领域

本发明涉及一种具有宽广工作范围的矩形截面通道亚燃冲压燃烧室方案。

背景技术

社会需求和航空技术的发展促使人们希望未来超音速运输机的飞行马赫数Ma能够达到0～5的范围。根据航空推进系统现在所处的技术水平，目前单一类型的动力装置不能够满足在Ma＝0～5的宽范围内高效率的工作，必须采用组合发动机。组合发动机是指根据飞行器的需要，将两种或两种以上不同类型发动机组合在一起，在不同的飞行阶段最大限度地发挥各自的性能优势，这样的动力装置称为组合式发动机。

组合动力装置的类型和方法有很多，根据不同空域，不同飞行速度范围可以采用不同的组合。对于飞行Ma＝0～5范围的运输机，不论是美国国家航空航天局(NASA)格伦研究中心(Glenn Research Center)的革新涡轮加速器RTA计划(Revolutionary Turbine AcceleratorProject)，还是日本HYPR计划(Hypersonic Transport PropulsionSystem Project)，都采用涡轮发动机与亚燃冲压发动机的组合。

亚燃冲压燃烧技术，虽然早在五十年代就开始进入应用阶段，但是早期使用的冲压发动机大多是液体燃料普通冲压发动机，主要用来作为导弹的动力装置，大多数飞行马赫数Ma＝2～3。典型的普通亚燃冲压燃烧室结构示意图如图5所示；在图5中，标号51表示进气道，52表示一个亚燃冲压燃烧室，53表示喷管。普通的亚燃冲压发动机，对工作状态的改变敏感，当发动机离开设计点时，性能很快恶化，工作范围较窄。而飞行马赫数Ma＝0～5的超声速运输机所采用的亚燃冲压燃烧室的工作范围要比普通冲压燃烧室宽很多，它必须在更宽广的工作范围内保持良好的燃烧稳定性、高效率的燃烧以及燃烧室组件结构可靠性，因此，其技术难度很高。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种矩形截面通道亚燃冲压燃烧室，其特征在于包括：

燃烧室外壁部分，

设置在所述燃烧室外壁部分之内的矩形外圈值班火焰稳定器，

固定在所述燃烧室外壁部分上的多个支架，所述多个支架沿着与所述亚燃冲压燃烧室的来流方向垂直的方向等距离设置，所述矩形外圈值班火焰稳定器与所述多个支架相连接，

与所述多个支架分别对应和连接的多个纵向值班火焰稳定器，

与所述多个纵向值班火焰稳定器分别连接的多组V形稳定器。

附图说明

图1是包括根据本发明的一个实施例的并联亚燃冲压燃烧室的正视横截面图。

图2是侧剖视图，显示了根据本发明的一个实施例的燃烧室的各个主要组件。

图3是沿图1中的B-B线的剖视图。

图4是沿图1中的C-C线的剖面图。

图5表示了一种现有技术的普通亚燃冲压燃烧室结构示意图。

图6表示了上下并联方式的两种发动机(涡轮发动机与亚燃冲压发动机)在飞行器中的一种具体布置，其亚燃冲压发动机中可应用本发明的实施例。

具体实施方式

涡轮发动机与亚燃冲压发动机的具体组合方式有串联式和并联式，本发明的实施例主要应用在上下并联方式布局下的这两种发动机中的亚燃冲压发动机中。

并联方式在飞行器中的一种具体布置如图6所示。在图6中，标号61表示涡轮喷气/风扇发动机，62表示一个可以应用本发明的亚燃冲压燃烧室。

本发明人针对Ma＝0～5超声速运输机组合动力装置(涡轮发动机与亚燃冲压发动机上下并联)中的亚燃冲压发动机，提出一种实际可行的具有宽广工作范围的矩形截面通道亚燃冲压燃烧室方案。本发明的主要特点包括：

-横截面采用二元矩形设计，不同于常规的圆形截面设计。

-承力框架采用弓形支架结构，可沿径向热变形，保证在高温工作时的结构可靠。

-局部供油管路采用波纹设计，使管路在高温时可以热变形。

-采用带燃油分配器的值班火焰稳定器作为主稳定器，保证燃烧室有宽广的稳定边界。

图1显示了包括本发明的一个实施例的并联亚燃冲压燃烧室的正视横截面图，其采用二元矩形设计

在如图2所示的本发明的实施例中，燃烧室采用带纵向半波纹的分段式防震隔热屏2，见图2，隔热屏2分5段，从前至后，采用阶梯设计；隔热屏2的前缘距离最外圈值班火焰稳定器4的尾缘的轴向距离要适当，一方面防止燃油进入冷却气通道，另一方面使得火焰充分发展后，火焰前锋位于隔热屏2以内；另外还要选取合适的隔热屏2到最外圈值班稳定器4的径向距离。