本发明公开一种固体火箭超燃冲压发动机，一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前后相连接的隔离段和燃烧室，所述燃烧室内的左右侧壁上在竖直方向上并列间隔设置有多个扰流装置，将燃烧室内在平行于气体走向的方向分成多个气体流道，与设置扰流装置位置相对应的所述燃烧室内的上下壁面均向外侧突出，以形成相对于燃烧室的向外凸的凹腔。增强了固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气的掺混度，使得空气和燃气充分接触，进而增加一次燃气在燃烧室中的停留时间，提高一次燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。
1.一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，包括前后相连接的隔离段(1)和燃烧室(2)，所述燃烧室(2)内的左右侧壁上在竖直方向上并列间隔设置有多个扰流装置(3)，相邻扰流装置(3)间形成气体流道；与设置扰流装置(3)位置相对应的所述燃烧室(2)内的上下壁面均向外侧突出，以形成相对于燃烧室(2)的向外凸的凹腔(4)。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，还包括中心支板(5)，所述中心支板(5)沿长度方向设置于隔离段(1)内，将隔离段(1)内分成该中心支板(5)的左侧和右侧的两个气体流道；
所述中心支板(5)由前到后包括依次相连接的尖劈段(5-1)、等直段(5-2)和交错段(5-
3)，所述等直段(5-2)的顶壁上开设有燃气入口(5-6)，其左右侧壁上均开设有燃气喷出口(5-4)，所述燃气喷出口(5-4)与燃气入口(5-6)相连通。
3.根据权利要求2所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述扰流装置(3)为楔形块状，且楔形块的尖端朝向燃烧室(2)的前方。
4.根据权利要求3所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述等直段(5-
2)左右侧壁上与所述燃气喷出口(5-4)同一高度处设置有一挡流块(5-5)，所述挡流块(5-
5)由前到后向对应的左侧或右侧气体流道倾斜设置，其后沿与燃气喷出口(5-4)的前侧的边沿相平齐；所述挡流块(5-5)为楔形，且楔形尖端与侧壁相连接。
5.根据权利要求4所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述交错段(5-
3)由两组楔形块(5-31)组成，对应的两组所述楔形块(5-31)犬牙交错设置；每组中的多个楔形块(5-31)均在纵向上排布，它们的前端均与等直段(5-2)一体连接，且楔形尖端向后。
6.根据权利要求5所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气喷出口(5-4)在其轴向上为外扩的喇叭状。
7.一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置，其特征在于，包括中心支板(5)和多个扰流装置(3)；所述中心支板(5)用于放置于固体火箭超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段(5-2)内分成该中心支板(5)的左侧和右侧的两个气体流道；
多个所述扰流装置(3)用于设置于燃烧室(2)内的左右侧壁，同一侧壁上的扰流装置(3)间隔排布，相邻扰流装置(3)间形成气体流道；所述扰流装置(3)为楔形块状，且楔形块的尖端朝向燃烧室(2)的前方。
一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置
技术领域
[0001] 本发明属于二元型的固体火箭超燃冲压发动机技术领域，具体涉及一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置。
背景技术
[0002] 固体火箭超燃冲压发动机是利用燃气发生器产生的富燃燃气与空气掺混燃烧产生高温燃气，经喷管膨胀作用产生推力。其相比于液体超燃冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应时间短、机动性与安全性好、贮存时间长等优势，相比于固体火箭超燃冲压发动机具有流量易于调节、不存在点火及火焰稳定问题、燃烧室工作过程受来流参数影响小、工作时间长等优势，因此固体火箭超燃冲压发动机具有良好的应用前景。
[0003] 目前国内外对于固体火箭超燃冲压发动机的研究尚处于初级阶段，研究固体火箭超燃冲压发动机燃烧室中的燃烧掺混，对提高燃气的燃烧效率，实现提高发动机的总体性能具重要的意义。
发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置，增强固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气的掺混度，使得空气和燃气充分接触，进而增加一次燃气在燃烧室中的停留时间，提高一次燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前后相连接的隔离段和燃烧室，所述燃烧室内的左右侧壁上在竖直方向上并列间隔设置有多个扰流装置，相邻扰流装置间形成气体流道；与设置扰流装置位置相对应的所述燃烧室内的上下壁面均向外侧突出，以形成相对于燃烧室的向外凸的凹腔。
[0006] 进一步地，还包括中心支板，中心支板沿长度方向设置于隔离段内，将隔离段内分成该中心支板的左侧和右侧的两个气体流道；中心支板由前到后包括依次相连接的尖劈段、等直段和交错段，等直段的顶壁上开设有燃气入口，其左右侧壁上均开设有燃气喷出口，燃气喷出口与燃气入口相连通。
[0007] 进一步地，该扰流装置为楔形块状，且楔形块的尖端朝向燃烧室的前方。
[0008] 进一步地，该等直段左右侧壁上与所述燃气喷出口同一高度处设置有一挡流块，所述挡流块由前到后向对应的左侧或右侧气体流道倾斜设置，其后沿与燃气喷出口的前侧的边沿相平齐；挡流块为楔形，且楔形尖端与侧壁相连接。
[0009] 进一步地，该交错段由两组楔形块组成，对应的两组所述楔形块犬牙交错设置；每组中的多个楔形块均在纵向上排布，它们的前端均与等直段一体连接，且楔形尖端向后。
[0010] 进一步地，该燃气喷出口在其轴向上为外扩的喇叭状。
[0011] 本发明还公开了一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置，包括中心支板和多个扰流装置；中心支板用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该中心支板的左侧和右侧的两个气体流道；多个扰流装置用于设置于燃烧室内的左右侧壁，同一侧壁上的扰流装置间隔排布，相邻扰流装置间形成气体流道；扰流装置为楔形块状，且楔形块的尖端朝向燃烧室的前方。
[0012] 本发明一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置具有如下优点：
[0013] 1.设置挡流块，燃气与来流在挡流块处产生低速回流区，有助于燃气与来流空气的掺混燃烧。
[0014] 2.交错段使得一次燃气出口受到沿切向的相反方向的两个强相互作用力，使得一次燃气在燃烧室中出现旋转情况，增加一次燃气在燃烧室中的停留时间，进而提高其二次燃烧效率。
[0015] 3.气体流道内的气体在扰流装置的末端产生垂直于气体走向的速度，使得燃气与空气混合物在扰流装置后端面出现回流区，增加它们在燃烧室中的停留时间，进而提高其二次燃烧效率。
附图说明
[0016] 图1是本发明一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置的结构示意图；
[0017] 图2是本发明中一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置的结构示意图；
[0018] 图3是中心支板的结构示意图；
[0019] 图4是两种工况下不同截面总温分布曲线；
[0020] 其中：1.隔离段；2.燃烧室；3.扰流装置；4.凹腔；5.中心支板；5-1.尖劈段；5-2.等直段；5-3.交错段；5-31.楔形块；5-4.燃气喷出口；5-5.挡流块；5-6.燃气入口。
具体实施方式
[0021] 本发明一种固体火箭超燃冲压发动机，如图1和2所示，包括前后相连接的隔离段1和燃烧室2，燃烧室2内的左右侧壁上在竖直方向上并列间隔设置有多个扰流装置3，相邻扰流装置3间形成气体流道；与设置扰流装置3位置相对应的燃烧室2内的上下壁面均向外侧突出，以形成相对于燃烧室2的向外凸的凹腔4。扰流装置3为楔形块，且楔形块的尖端朝向燃烧室2的前方。实际设计中，每一侧可均设置三个扰流装置3，且均匀间隔分布，燃烧室增加的扰流装置3和凹腔2组合，扰流装置3占据的燃烧室2流道面积由凹腔4弥补，两者的面积相当，且腔体4的容积不能小于扰流装置3占据的体积；来流和燃气被扰流装置阻挡，增强了它们在流道内的停留时间，进而提高其二次燃烧效率。
[0022] 如图3所示，还包括中心支板5，中心支板5沿长度方向设置于隔离段1内，通常通过焊接的方式与隔离段1的上下底面相连，中心支板5的末端位于燃烧室3入口。将隔离段1内分成该中心支板5的左侧和右侧的两个气体流道；通过中心支板5将一股一次燃气分为沿来流展向方向的两股气流引入流道内，中心支板5由前到后包括依次相连接的尖劈段5-1、等直段5-2和交错段5-3，燃气发生器放置于流道的外边，通过中心支板5将一次燃气引入流道内，避免一次火箭的推力损失。等直段5-2的顶壁上开设有燃气入口5-6，其左右侧壁上均开设有燃气喷出口5-4，燃气喷出口5-4与燃气入口5-6相连通。
[0023] 进气道出口的气流经过中心支板5前缘的尖劈段5-1以及等直段5-2分为两股气流，两股气流的横向脉动较小，尾部交错结构的引入，使得两股气流产生很大的横向速度，一次燃气出口受到沿切向的相反方向的两个强相互作用力，使得一次燃气在燃烧室2中出现旋转情况，增加一次燃气在燃烧室2中的停留时间，进而提高其二次燃烧效率。
[0024] 一次火箭燃气从中心支板5喷射出来，喷射出来的燃气速度大，尤其是燃气中的固体颗粒，导致固体颗粒还没来得及燃烧就会沿流道以很快的速度跑出燃烧室2。因此需要采取有效的增强掺混手段，使得一次燃气在燃烧室2中的停留时间变长，进而提高燃料的燃烧效率以及发动机性能。等直段5-2左右侧壁上与燃气喷出口5-4同一高度处设置有一挡流块5-5，挡流块5-5由前到后向对应的左侧或右侧气体流道倾斜设置，其后沿与燃气喷出口5-4的前侧的边沿相平齐；挡流块5-5为楔形，且楔形尖端与侧壁相连接。来流空气被挡流块5-5阻挡，与燃气在挡流块5-5后产生低速回流区，有助于燃气与来流空气的掺混燃烧。沿来流展向方向的两股燃气气流垂直于来流气流方向，增大了空气与燃气的掺混面积和燃气在流道内的停留时间，有助于燃气与来流空气的掺混燃烧。气体流道内的气体在扰流装置3的末端产生垂直于气体走向的速度，与燃气喷出口5-4喷出的固体燃料碰撞交互，在燃烧室2内充分掺混，增加它们在燃烧室2的停留时间。
[0025] 上述交错段5-3由两组楔形块5-31组成，对应的两组楔形块5-31犬牙交错设置；每组中的多个楔形块5-31均在纵向上排布，它们的前端均与等直段5-2一体连接，且楔形尖端向后。燃气喷出口5-4在其轴向上为外扩的喇叭状。
[0026] 本发明还公开了一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置，包括中心支板5和多个扰流装置3；中心支板5放置于固体火箭超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段5-2内分成该中心支板5的左侧和右侧的两个气体流道；多个扰流装置3用于设置于燃烧室2内的左右侧壁，同一侧壁上的扰流装置3间隔排布，相邻扰流装置3间形成气体流道；扰流装置3为楔形块状，且楔形块的尖端朝向燃烧室2的前方。
[0027] 为了验证扰流装置3的掺混特性，对有无扰流装置3的两种工况开展了数值模拟，两种工况下均设置有中心支板5。为了使用方便，称无扰流装置3的为工况1，有扰流装置3的为工况2，图4给出了两种工况下不同截面总温分布曲线，截面上取质量平均总温，可以看到在二次燃气喷注位置之后，流场总温迅速升高。在燃烧室前段扰流装置3前后总温升高明显，说明扰流装置3前后为燃料的燃烧放热区。工况一和工况二的流场总温均没有趋于稳定，说明燃烧放热没有结束，原因为：由于固体颗粒的燃烧效率低，不能完全燃烧；燃烧室长度短，燃烧室内燃气的流速高，固体颗粒没来得及燃烧就已经吹出燃烧室。工况二的总温高于工况一，说明工况二的燃烧效率高于工况一。
