本发明公开了一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法，首先，燃料支板喷注孔喷注二次燃料，支板火箭工作，支板火箭喷射高温小分子射流，在其后方与空气来流及二次燃料混合，并在其后方的第一着火区燃烧，同时点燃二次燃料，在燃料支板喷注孔下游的第二着火区燃烧。然后支板火箭关闭，火箭支板喷注孔喷射二次燃料，与过量的空气来流混合流动，在支板火箭后方的第一着火区燃烧，同时，燃料支板喷注孔持续喷注二次燃料，在第一着火区的作用下，保持燃料在第二着火区内燃烧。该宽域冲压燃烧室能够满足冲压发动机在Ma2‑6宽域范围内工作，实现了大推力火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换。
1.一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，该燃烧组织方法如下：
依次相连接的喉道段(1)、隔离段(2)和燃烧室扩张段(3)，均为中空壳体；
火箭支板(4)，为一长条体，沿轴向贯穿设置于所述喉道段(1)和隔离段(2)内，与所述喉道段(1)和隔离段(2)的内壁间均形成空气来流通道；所述火箭支板(4)内用于与燃料供应系统相连通；
火箭支板喷注孔(7)，开设在位于所述隔离段(2)内的火箭支板(4)的左右两侧，用于朝向所述隔离段(2)内喷射二次燃料，与过量的空气来流混合；
支板火箭(5)，设置在所述火箭支板(4)内腔后端，用于与燃料供应系统相连通，并使燃料在其内燃烧，并由其后端将燃烧后的高温射流喷出；
燃料支板(6)，沿轴向设置于所述燃烧室扩张段(3)内的前部；所述燃料支板(6)内用于与燃料供应系统相连通；
燃料支板喷注孔(8)，开设在所述燃料支板(6)的后段的侧壁上，用于朝向燃烧室扩张段(3)内喷射二次燃料；在所述燃料支板喷注孔(8)与支板火箭(5)间形成第一着火区(9)；
在所述燃料支板喷注孔(8)下游的燃烧室扩张段(3)内形成第二着火区(10)；
首先，所述燃料支板喷注孔(8)喷注二次燃料，所述支板火箭(5)工作，所述支板火箭(5)喷射高温小分子射流，在其后方与空气来流及二次燃料混合，并在其后方的第一着火区(9)燃烧，同时点燃二次燃料，在所述燃料支板喷注孔(8)下游的第二着火区(10)燃烧；此时燃烧室处于火箭冲压模式；
然后，所述支板火箭(5)关闭，所述火箭支板喷注孔(7)喷射二次燃料，与过量的空气来流混合流动，在所述支板火箭(5)后方的第一着火区(9)燃烧，同时，所述燃料支板喷注孔(8)持续喷注二次燃料，在第一着火区(9)的作用下，保持燃料在所述第二着火区(10)内燃烧；此时，燃烧室由火箭冲压模式切换至冲压模式；
当来流马赫数由2增大至6时，增加火箭支板喷注孔7喷注当量比和燃料支板喷注孔(8)喷注当量比，重复上述的燃烧过程。
2.根据权利要求1所述的一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，该发动机的飞行马赫数Ma的取值在2、4或6时，火箭支板喷注孔(7)喷注当量比、燃料支板喷注孔(8)喷注当量比和燃料总喷注当量比如下所示：
3.根据权利要求2所述的一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，所述火箭支板(4)由前到后依次包括扩张段、光滑渐收缩段和等直段，所述扩张段的前端与所述喉道段(1)的进口端相平齐；所述等直段位于所述隔离段(2)内，且长度小于所述隔离段(2)的长度。
4.根据权利要求2或3所述的一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，所述燃料支板(6)为2或3个，沿所述燃烧室扩张段(3)的展向间隔排布，相邻所述燃料支板(6)间、以及所述燃料支板(6)与燃烧室扩张段(3)的侧壁间形成通道，用于燃料和空气来流通过。
5.根据权利要求4所述的一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，所述燃料支板(6)为前段为尖劈状、后段为等直状的板体。
一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法
技术领域
[0001] 本发明属于宽域工作冲压发动机燃烧室技术领域，具体涉及一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法。
背景技术
[0002] 双模态超燃冲压发动机在较低超声速飞行马赫数时，在燃烧室等截面位置喷注燃料以组织亚声速燃烧并在燃烧室出口形成热力喉道；当飞行马赫数增大到高超声速状态时，在亚燃喷注位置之前喷注燃料组织超声速燃烧。目前的双模态冲压发动机工作的马赫数范围不会太宽，采用碳氢燃料的双模态冲压发动机一般工作在Ma4-8范围(RTO-EN-AVT-150，2007)。
[0003] 目前的技术使得冲压发动机无法同时兼顾低来流马赫数工作与宽域内较高的比冲性能，因此，拓展冲压发动机的工作下线，实现冲压发动机在更宽范围内高效稳定工作显得尤为重要。
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，提供一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法，通过改变燃烧室内燃料喷注当量比，满足冲压发动机在Ma2-6宽域范围内工作，实现了大推力火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种宽域冲压发动机燃烧室，包括：
[0006] 喉道段，为包括进气端和出气端的中空壳体。
[0007] 隔离段，为包含进气端和出气端的中空壳体，其进气端与设备喉道段的出气端相连接。
[0008] 燃烧室扩张段，为包含进气端和出气端的中空壳体，其进气端与隔离段的出气端相连接。
[0009] 火箭支板，为一长条体，沿轴向贯穿设置于设备喉道段和隔离段内，与喉道段和隔离段的内壁间均形成空气来流通道；火箭支板内用于与燃料供应系统相连通。
[0010] 火箭支板喷注孔，开设在位于隔离段内的火箭支板的侧壁上，用于朝向隔离段内喷射二次燃料，与过量的空气来流混合。
[0011] 支板火箭，设置在火箭支板内的后端，用于与燃料供应系统相连通，并使燃料在其内燃烧，并由其后端将燃烧后的高温射流喷出。
[0012] 燃料支板，沿轴向设置于燃烧室扩张段内的前部；燃料支板内用于与燃料供应系统相连通。
[0013] 燃料支板喷注孔，开设在燃料支板的后段的左右两侧，用于朝向燃烧室扩张段内喷射二次燃料；在燃料支板喷注孔与支板火箭间形成第一着火区；在燃料支板喷注孔下游的燃烧室扩张段内形成第二着火区。
[0014] 进一步地，该火箭支板由前到后依次包括扩张段、光滑渐收缩段和等直段，扩张段的前端与喉道段的进口端相平齐；等直段位于隔离段内，且长度小于隔离段的长度。
[0015] 进一步地，该燃料支板为2或3个，沿燃烧室扩张段的展向间隔排布，相邻燃料支板间、以及燃料支板与燃烧室扩张段的侧壁间形成通道，用于燃料和空气来流通过。
[0016] 燃料支板为前段为尖劈状、后段为等直状的板体。
[0017] 本发明还公开了一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，其特征在于，该燃烧组织方法如下：
[0018] 燃料支板喷注孔喷注二次燃料，支板火箭工作，支板火箭喷射高温小分子射流，在其后方与空气来流及二次燃料混合，并在其后方的第一着火区燃烧，同时点燃二次燃料，在燃料支板喷注孔下游的第二着火区燃烧；此时燃烧室处于火箭冲压模式。
[0019] 然后支板火箭关闭，火箭支板喷注孔喷射二次燃料，与过量的空气来流混合流动，在支板火箭后方的第一着火区燃烧，同时，燃料支板喷注孔持续喷注二次燃料，在第一着火区的作用下，保持燃料在第二着火区内燃烧；此时，燃烧室由火箭冲压模式切换至冲压模式。
[0020] 当来流马赫数由2增大至6时，增加火箭支板喷注孔喷注当量比和燃料支板喷注孔喷注当量比，重复上述的燃烧过程。
[0021] 进一步地，来流马赫数Ma的取值在2、4或6时，火箭支板喷注孔喷注当量比、燃料支板喷注孔喷注当量比和燃料总喷注当量比如下所示：
[0022]
[0023] 本发明一种宽域冲压燃烧室具有如下优点：1.通过在火箭支板喷注孔喷注少量燃料替代火箭射流，起到稳焰的作用，燃烧室实现了大推力火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换。2.实现冲压发动机燃烧室在宽域的高效稳定工作。3.燃烧室内只存在两处燃料喷注位置，通过喷注位置燃料当量比的调节能够实现冲压燃烧室的宽域工作，方式简单、易实现。
附图说明
[0024] 图1为本发明中的宽域冲压发动机燃烧室的结构示意图；
[0025] 图2为本发明中的宽域冲压发动机燃烧室的俯视结构示意图；
[0026] 图3为冲压发动机燃烧室燃料燃烧示意图；
[0027] 图4为冲压发动机燃烧室不同工作模式对比与云图；
[0028] 图5为冲压发动机燃烧室实验采集压力对比。
[0029] 其中：1.喉道段；2.隔离段；3.燃烧室扩张段；4.火箭支板；5.支板火箭；6.燃料支板；7.火箭支板喷注孔；8.燃料支板喷注孔；9.第一着火区；10.第二着火区。
具体实施方式
[0030] 本发明一种宽域冲压发动机燃烧室，如图1、2和3所示，包括：喉道段1，为包括进气端和出气端的中空壳体；隔离段2，为包含进气端和出气端的中空壳体，其进气端与设备喉道段1的出气端相连接；燃烧室扩张段3，为包含进气端和出气端的中空壳体，其进气端与隔离段2的出气端相连接。
[0031] 火箭支板4，为一前后直径不同的光滑的长条体，沿轴向贯穿设置于设备喉道段1和隔离段2内，与喉道段1和隔离段2的内壁间均形成空气来流通道；火箭支板4内用于与燃料供应系统相连通。火箭支板4可在内部设置腔体，也可以在其内设置管路，管路的一端与燃料供应系统管路连接，另一端与火箭支板喷注孔7相连通，压强满足所需喷注量的要求。
[0032] 火箭支板喷注孔7，开设在位于隔离段2内的火箭支板4的左右两侧，用于朝向隔离段2内喷射二次燃料，与过量的来流混合。
[0033] 支板火箭5，设置在火箭支板4内腔的后端，用于与燃料供应系统相连通，并使燃料在其内燃烧，并由其后端将燃烧后的高温射流喷出。
[0034] 燃料支板6，沿轴向设置于燃烧室扩张段内的前部；燃料支板内用于与燃料供应系统相连通。燃料支板6内设置有管路，管路的一端与燃料供应系统相连接，管路的另一端与燃料支板喷注孔8相连通。
[0035] 燃料支板喷注孔8，开设在燃料支板6的后段的左右两侧，用于朝向燃烧室扩张段3内喷射二次燃料；在燃料支板喷注孔8与支板火箭5间形成第一着火区9；在燃料支板喷注孔8下游的燃烧室扩张段内形成第二着火区10，上述第二着火区10与第一着火区9相连通。
[0036] 火箭支板4由前到后依次包括扩张段、光滑渐收缩段和等直段，扩张段的前端与喉道段1的进口端相平齐；等直段位于所述隔离段2内，且长度小于所述隔离段2的长度。扩张段的俯视图为半圆形，其侧视图为矩形。这样的形状设置，适用于试验用发动机，加速亚声速来流来模拟进气道出口参数。
[0037] 为避免流动过程中阻力过大，以及减少占用流道的体积，燃料支板6为2或3个，沿燃烧室扩张段3的展向间隔排布，相邻燃料支板6间、以及燃料支板6与燃烧室扩张段3的侧壁间形成通道，用于燃料和空气来流通过。
[0038] 火箭支板4由前到后依次包括扩张段、光滑渐收缩段和等直段，扩张段的前端与喉道段1的进口端相平齐；等直段位于隔离段2内，且长度小于隔离段2的长度。
[0039] 燃料支板6为前段为尖劈状、后段为等直状的板体。
[0040] 上述的一种宽域冲压发动机燃烧室的燃烧组织方法，该燃烧组织方法如下[0041] 首先，燃料支板6喷注孔喷注二次燃料，支板火箭5工作，支板火箭5喷射高温小分子射流，在其后方与空气来流及二次燃料混合，并在其后方的第一着火区9燃烧，同时点燃二次燃料，在燃料支板6喷注孔下游的第二着火区10燃烧；此时燃烧室处于火箭冲压模式。
[0042] 然后支板火箭5关闭，火箭支板喷注孔7喷射二次燃料，与过量的空气来流混合流动，在支板火箭5后方的第一着火区9燃烧，同时，燃料支板喷注孔8持续喷注二次燃料，在第一着火区9的作用下，保持燃料在第二着火区10内燃烧；此时，燃烧室由火箭冲压模式切换至冲压模式。
[0043] 当来流马赫数由2增大至6时，增加火箭支板喷注孔7喷注当量比和燃料支板喷注孔8喷注当量比，重复上述的燃烧过程。
[0044] 该发动机的来流马赫数Ma的取值在2、4或6时，火箭支板喷注孔7喷注当量比、燃料支板喷注孔8喷注当量比和燃料总喷注当量比如下表所示：
[0045] 表1燃烧室燃料喷注分配
[0046]
[0047] 图4给出冲压发动机燃烧室不同工作模式对比与云图，图中上半部分为火箭冲压工作模式，下半部分为冲压工作模式。当支板火箭5工作时，其高温富燃小分子射流能首先与来流空气在剪切层内反应，形成第一着火区9；并同时点燃燃料支板喷注孔8处喷注的二次燃料，并在燃料支板6下游形成第二着火区10。为了使二次燃料在支板火箭5关闭后能够保持燃烧，利用支板火箭5出口处低速回流区稳定火焰替代火箭射流的火焰稳定作用，因此在火箭支板4位置小当量比喷注燃料。如图4所示，在隔离段2内侧喷注0.15当量比的燃料，其与来流空气掺混后在支板火箭5出口处形成了与火箭射流类似的高温区域，能够很好替代火箭射流火焰作用，满足燃料支板6燃料的高效燃烧。
[0048] 图5为冲压发动机燃烧室实验采集压力对比。从图中可以看出，支板火箭5工作后，燃烧室压力较冷态时大幅度提升，冷态对应图中的冷流曲线，表明此时燃烧室燃料的高效燃烧；当支板火箭5关闭后，即图中的支板喷+隔离段喷+火箭关的曲线，燃烧室压力相对于火箭关闭前略有下降，压力保持较好，燃烧的充分，说明燃烧室在冲压工作模式下能够较好的工作。火箭关闭前的曲线对应图中支板喷+火箭开曲线。
[0049] 根据表1的燃烧组织计算了燃烧室的推力和比冲性能，其结果如表2所示。
[0050] 表2不同工作模式燃烧室性能对比
[0051]
[0052]
[0053] 从表2中可得，采取火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换，在Ma2来流条件，燃烧室推力小幅度下降约2.2％，燃烧室比冲大幅增加约30.7％；在Ma4条件下，燃烧室推力小幅度下降约9.8％，燃烧室比冲大幅增加约40.5％；在Ma6条件下，燃烧室推力小幅度下降约12.2％，燃烧室比冲大幅增加约38.1％。表明通过本发明中的方法，使用少量的燃料，就能够满足两种工作模式的转换，节省了燃料。并且能够实现燃烧室内燃料的稳定高效燃烧并有效的提升发动机的比冲性能，同时实现了Ma2-6范围内冲压发动机高比冲工作特性，有效的拓展了宽域冲压发动机的工作下线。
