[发明专利]采用射流对撞燃烧方式的在线可调式燃气发生器

说明书

技术领域

本发明涉及一种利用射流对撞方式组织燃烧，以利于液态燃料的雾化、掺混和燃烧的高效稳定，减少了燃烧室结构尺寸和冷却面积要求，燃烧室身部采用旋流进气再生冷却方式进行冷却，采用可移动式塞锥对喉部面积进行在线调节的多工况燃气发生器。

背景技术

燃气发生器在航空航天领域有广泛的应用，它将氧化剂和燃料按照设计要求的混合比组织燃烧，获得一定压力、温度、流量和速度参数要求的燃气，以实现特定的目的，如产生引射气流、驱动涡轮、产生弹射气流等。在冲压发动机领域燃气发生器的应用主要表现为两大类：一类是冲压发动机地面试验系统中的用于加热空气的燃烧式加热器，提供模拟高空飞行条件下的高焓空气。加热器形式的燃气发生器所产生的燃气参数组元成分必须能模拟出高空大气成分，同时对总压和气流的马赫数必须能满足飞行环境和速度的模拟要求。另一类是应用于冲压发动机技术本身的一种管道式火箭冲压发动机的富燃燃气生成技术，产生的富燃高温燃气在冲压空气中进一步补燃，提高燃烧稳定性。管道火箭冲压发动机用燃气发生器要能根据管道火箭冲压发动机飞行条件的变化适时对燃气发生器的出口气流参数进行调节，以满足对根据工况变化的来流冲压空气的匹配要求。

为了提高以上两类燃气发生器的性能，需要在气流参数可调节性、燃烧性能、长时间工作能力上进行改进。目前，燃气发生器多采用航空发动机燃烧室技术和液体火箭发动机技术组织燃烧，其燃烧过程呈现出不同的特点。航空发动机火焰筒燃烧室，结构复杂，工作过程组织困难，在该类领域中目前较少使用。采用液体火箭发动机头部燃料喷注的燃烧组织技术，结构较简单，但是燃料在燃烧室内喷注、雾化、蒸发，扩散燃烧需要较长的燃烧室长度，从而加大了燃烧室的冷却面积，长时间工作条件下需要在燃烧室身部需要布置较大范围的冷却通道；其出口喉部不可调节，难以在工作过程中对出口流量和马赫数进行调节，这使得加热器形式的燃气发生器难以模拟飞行器在变工况条件下的气流环境变化，也使管道火箭冲压发动机燃器发生器难以适应冲压空气的参数变化而合理组织补燃过程。

发明内容

本发明的技术解决问题是：

克服现有技术的不足，提供一种燃气发生器结构，采用对撞燃烧方式，形成驻定涡稳定火焰，身部冷却面板冷却面积少，并采用旋流进气的液膜再生式冷却方式，并促进燃气的掺混和燃烧，喉部大小可通过调节塞锥的移动实现在线式适时调节，燃烧室结构紧凑，燃烧稳定性、燃烧效率得到提高。

本发明的技术解决方案是：

一种采用射流对撞燃烧方式的在线可调式燃气发生器，其特征在于：所述的燃气发生器由环形槽燃烧室、收敛段和调节塞锥组件构成，调节塞锥位于燃气发生器头部，与收敛段同轴安装；所述的环形槽燃烧室由前喷注面板、后喷注面板、身部冷却面板组合而成；所述的调节塞锥组件由调节塞锥、作动套筒和固定盘组成，调节塞锥可在作动套筒内前后移动，调节塞锥与收敛段型面相互配合设计；所述的前喷注面板、后喷注面板上分别在内外圈的设置有相互隔开的集液腔，其上分别布置了多组错开的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴，喷嘴通过焊接或螺纹连接周向分布固定在面板上与集液腔相连同，燃料、氧化剂分别通过后喷注面板燃料进口接嘴、后喷注面板氧化剂入口接嘴、前喷注面板燃料入口接嘴、前喷注面板氧化剂入口接嘴进入集液腔，通过喷嘴喷出；所述前、后喷注面板上的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴相向布置，射流相互碰撞；所述的作动套筒的型面采用型面过度，并与收敛段的入口型面相互配合设计，最大转角不超过7度，保证燃气流不出现分离；所述的身部冷却面板采用多组不同旋向的旋流进气的射流孔进行液膜式再生冷却，逆时针射流角度与顺时针射流角度在10～80度之间，个数10～40，逆时针射流与顺时针射流成组出现，冷却组元通过冷却组元入口接嘴进入冷却组元集液腔后，通过再生冷却旋流孔喷出；所述的调节塞锥的锥部型面与收敛段的后段型面配合设计，使得在作动行程内能获得零到出口半径所标示的面积大小的喉部大小变化范围，并遵循一定的调节规律；所述的调节塞锥以手动或压力反馈调节的形式作用于作动连杆前后移动。

本发明的原理：液态燃料和气态氧化剂以射流对撞方式进入环形槽燃烧室，促进液态燃料液滴的破碎、雾化、蒸发、掺混，形成驻定的气动涡结构，以此稳定火焰并燃烧；身部冷却面板的不同旋向的冷却射流实现液膜式再生冷却的同时，加强燃气掺混燃烧；产生的燃气经出口型面的整流作用进入喉部截面，保证气流不发生分离；喉部截面通过调节塞锥与收敛段的相对位移的变化来实现喉部大小的调节，调节塞锥和收敛段型面配合设计，达到按一定的调节规律在线实时调节燃气发生器工况的目的。

本发明与现有技术相比具有的优点如下：