[发明专利]一种超高速冲压发动机

说明书

本发明涉及吸气式高超声速推进装置技术领域，提供了一种超高速冲压发动机，发动机本体包括依次连接的进气道、混合段、燃烧室和尾喷管，进气道上设置有第一楔面单元，混合段上设置有第二楔面单元，燃烧室上设置有用于诱导产生驻定的斜爆震波的燃烧室楔面，尾喷管上设置有尾喷管楔面，第二楔面单元上设置有用于喷出推进剂喷雾的喷孔单元，进气道边缘与混合段边缘为非水平直线；本发明减小燃料喷注器阻力，增强推进剂与空气的混合及稳定性，同时使燃料喷注高度不受限，并且避免在混合段入口附近组织爆震燃烧，从而避免爆震波与边界层干扰导致进气道不起动，不需要设置边界层抽吸装置，在保证发动机本体结构强度的同时可有效降低飞行器结构重量。

技术领域

本发明涉及吸气式高超声速推进装置技术领域，具体涉及一种超高速冲压发动机。

背景技术

冲压发动机的结构简单，比冲一般高于火箭，制造成本低，适用于大气层内超声速飞行。随着对临近空间安全、低成本太空运输和太空资源开发的日益重视，高超声速飞机、高超声速巡航导弹、跨大气层运载飞行器的研发越显重要，从而对冲压发动机技术提出了更高的要求。现有冲压发动机可实现马赫数10以下的飞行，飞行马赫数10以上的高超声速冲压发动机还未实用化。马赫数15以上的飞行为超高速飞行，是冲压发动机的重要发展方向。高超声速冲压发动机可分为超燃冲压发动机、斜爆震发动机和激波诱燃发动机三种类型。

超燃冲压发动机的技术难点在于高效混合燃料以及组织燃烧，以获得足够大的推力以抵消飞行阻力。目前制约超燃冲压发动机性能提升的因素主要有两点：一是高超声速燃烧的实现。目前绝大多数超燃冲压发动机的燃烧室入口气流马赫数在4以下，然而如果飞行马赫数超过10，燃烧室入口气流马赫数将超过5，即为高超声速气流。马赫数5以上的气流流经燃烧室的时间更短，燃料混合、高效释热、火焰稳定的难度显著提高，现有超声速燃烧室技术难以满足需求。二是大尺寸发动机的实现。为了使飞行器具有更强的运载能力，必须增大发动机推力，根据喷气式发动机的一般原理可知，必须提升发动机的气流流量，这必然要求放大发动机尺寸，这造成两个技术问题。一方面问题是由于大尺寸发动机的截面高度较大，而壁面燃料喷雾的穿透深度有限，因此需要采用侵入式燃料喷注器，例如支板和悬臂喷注器，这将导致喷注器冷却困难和内流道阻力增大。另一方面的问题在于发动机横截面高度大，而凹腔稳焰装置的作用高度有限，因此在远离壁面的区域没有火焰，火焰向燃烧室的核心流动区域释放的热量太少，发动机的推力性能很差。

由于传统超燃冲压发动机的技术局限性，近年来应用爆震燃烧的斜爆震发动机和激波诱燃发动机受到高度关注。激波诱燃发动机可以视为介于超燃冲压发动机和斜爆震发动机之间的技术路线，由于爆震燃烧固有的自点火、燃烧迅速、增压燃烧特点，这两类发动机相比超燃冲压发动机具有结构简单(无需点火装置)，燃烧室长度短，推力效率高的优点。然而，目前这两种发动机仍然存在缺陷。

现有技术中的斜爆震发动机的第一个缺陷在于燃料喷注与掺混。绝大多数斜爆震发动机为前体预喷注方案，前体预喷注的掺混效果可能不理想，由于喷注器的喷注压力有限，燃料喷雾的穿透高度有限，燃料很可能集中于喷注器所在的前体壁面附近，难以到达对侧壁面。预喷注需使用悬臂式喷注器，冷却困难，阻力大。而且前体壁面的气动加热很严重，喷出的燃料可能被高温壁面过早点燃。另一方面，斜爆震发动机需解决进气道不起动问题。现有斜爆震发动机在进气道的喉道附近组织爆震燃烧，爆震波与边界层相互作用产生的大分离区很容易导致进气道不起动。

现有技术中的激波诱燃发动机同样存在燃料喷注和混合问题。目前多数方案采用等直或轴对称混合段以及侵入式燃料喷注器，其掺混效率与超燃冲压发动机相比并无优势，难以大幅缩短发动机总长度，还存在喷注器气动阻力大、冷却困难的问题。而且高马赫数飞行时，燃料和空气混合效率较低，燃烧室入口的燃料浓度分布不均匀，燃烧效率低，甚至难以满足起爆条件。此外，爆震波引起的边界层分离使得尾喷管气流不均匀，导致推力和比冲降低。

综上所述，现有技术中的高超声速冲压发动机存在燃料喷注器阻力大、燃料喷注高度有限、燃料混合效率低、燃烧稳定性差、爆震波/边界层干扰严重等共性问题。如何有效地解决前述技术问题，是目前本领域技术人员需解决的问题。