[发明专利]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

说明书

一、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。

二、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。

三、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.附图说明

附图1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