[发明专利]采用塞式喷管的斜爆震发动机

说明书

本发明公开了一种采用塞式喷管的斜爆震发动机，包括：中心锥体和套于中心锥体外的壳体，中心锥体包括前体、中部体和后体，中部体的侧壁与后体的侧壁之间的夹角为扩张拐角，扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间。通过设置扩张拐角位于第一位置和第二位置之间，保证斜爆震发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免斜爆震波在中心锥体发生马赫反射导致爆震波无法正常驻定的问题。

技术领域

本发明涉及航空航天发动机技术领域，更具体地，涉及一种采用塞式喷管的斜爆震发动机。

背景技术

自然界中的燃烧方式可以分为两类，一类是爆燃，另一类是爆震。爆燃燃烧是通过热传导、分子扩散以及湍流输运机制将反应释放的能量传入前方未燃混合物中，从而实现爆燃波的传播。爆燃波传播速度较慢，一般为每秒几米到几十米，相对于它前方的反应物以亚声速传播。爆震燃烧主要是依靠强激波压缩实现混合物的点火，爆震波可以描述成一道带有化学反应的可以自持传播的强激波，它的传播速度远远大于爆燃波的传播速度，是一种超声速燃烧波，传播速度能达到每秒数千米的量级。爆震燃烧具有能量释放速率快、循环热效率高等优点，在高超声速推进领域中具有十分广阔的应用前景

实现大气层内的高超声速吸气式飞行是航空航天领域一直以来的研究前沿。传统的超燃冲压发动机主要是基于爆燃的方式组织燃烧，尽管采用了凹腔等稳焰方式，但是随着马赫数进一步提高，火焰稳定性和释热充分性的下降，燃料难以在燃烧室内完全放热，削弱发动机的工作性能。对于爆燃而言，高速气流中的充分燃烧需要大尺度的燃烧室，这不仅导致发动机结构重量增加，还会给燃烧室的防热/隔热带来很大困难。此外，传统的钟型喷管在非设计高度工作时存在推力损失，热功转换效率下降，进一步降低了发动机的性能。当前，上述问题已经引起了研究人员的重点关注。

在现有技术中，申请公布号CN111594339A的发明专利公开了一种采用塞式喷管的冲压发动机。该发动机的燃烧室设计有火焰稳定器，热传导、分子扩散以及湍流输运机制在其中起主导作用，因此燃烧是基于爆燃方式组织的。该发动机的中心体后端和喷管外壁面形成两个楔面，虽然这种构型在高马赫数下也可能形成斜爆震波，但是这两个楔面诱导的两道斜爆震波会相交产生马赫干，增加总压损失并且极易导致波面失稳脱体，因此该结构并不适合采用斜爆震波组织燃烧。此外，受限于构型，该发动机难以容纳大尺寸塞锥，无法安装大扩张比的塞式喷管，最优的巡航高度区间比较小。

斜爆震燃烧具有能量释放速率快、循环热效率高等优点，能克服燃烧波在高超声速中的驻定难题并且无需额外点火，是实现马赫数8及以上的吸气式高超声速推进的理想燃烧组织方式。

因此，为了进一步拓宽大气层内的高超声速吸气式飞行的速域和空域，本发明提供一种采用塞式喷管的斜爆震发动机。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种采用塞式喷管的斜爆震发动机，包括：

中心锥体，包括沿第一方向上顺次连接的前体、中部体和后体，沿所述第一方向上所述后体的直径不断减小；所述中部体的侧壁与所述后体的侧壁之间的夹角为扩张拐角，所述扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间，所述第一位置为第一马赫线与所述中部体的侧壁的交点，所述第二位置为所述中部体的侧壁的延长线与斜爆震波的交点；

壳体，为两端开口的套体，套于所述中心锥体外，所述壳体包括沿所述第一方向上顺次连接的第一套体和第二套体，所述第二套体与所述后体相对应，沿所述第一方向上所述第二套体的内径不断减小；所述壳体内部与所述中心锥体形成空腔，所述空腔包括沿所述第一方向上顺次设置的进气道、掺混段和燃烧室，所述进气道与所述前体相对应，所述掺混段与所述中部体相对应，所述燃烧室与所述第二套体相对应。

优选地，所述第一马赫线按照以下方式进行确定：

所述燃烧室中的超声速可燃混合气流燃烧时顺次生成斜激波、横波和所述斜爆震波，所述斜激波、所述横波和所述斜爆震波的交点为三波点；