本发明公开了一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，包括外壳体、内芯体、进气道、隔离段通道、爆震燃烧通道、燃气发生器、稳流环腔、主燃料喷注系统、旋转爆震燃烧室、尾喷管等结构；外壳体内壁和内芯体外壁之间形成进气通道、隔离段通道和爆震燃烧通道；由进气道捕获的空气在隔离段内完成减速增压，之后进入旋转爆震燃烧室；内芯体前部呈中空结构，并在其内布置燃气发生器，贫氧固体推进剂在燃气发生器内燃烧并形成富燃燃气，通过主燃料喷注器进入隔离段通道的扩张段，并与新鲜空气充分掺混后喷入旋转爆震燃烧室的环腔；旋转爆震燃烧室设有点火装置，出口安装尾喷管，将化学能转变为动能并产生推力。本发明具有更高的燃烧效率和工作性能。
1.一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，包括呈圆筒状且沿轴向连续延伸的外筒体（20），沿所述外筒体（20）的长度方向布设的内芯体（10），所述外筒体（20）内壁和所述内芯体（10）外壁之间形成的环形通道构成进气道（70）、隔离段通道（80）和爆震燃烧通道（100）；
所述外筒体（20）与所述内芯体（10）沿轴向延伸，二者间隔构成供空气流（11）与富燃燃气（22）流动、掺混和爆震燃烧的环形通道；
所述进气道（70）、隔离段通道（80）和爆震燃烧通道（100）沿轴向依次布置并连续相通；
所述隔离段通道（80）的扩张段与主燃料喷注通道相连；
所述内芯体（10）分为两部分，内芯体前部（101）与所述外筒体（20）构成进气道（70）和隔离段通道（80），内芯体后部（102）与所述外筒体（20）构成爆震燃烧通道（100）；
所述内芯体（10）内设有燃气发生器（30），所述燃气发生器（30）的壳体（301）呈空筒形结构，其内部装填的贫氧推进剂（302）在所述燃气发生器壳体（301）中完成初次等压燃烧，并形成高温高压的富燃燃气（22）；所述富燃燃气（22）与空气流（11）掺混进入所述爆震燃烧通道（100），用于提高燃料的起爆成功率和爆震燃烧效率；
所述内芯体后部（102）内设有第二喷注系统（110），所述第二喷注系统（110）与所述爆震燃烧通道（100）通过周向分布的喷注小孔连通，以向所述爆震燃烧通道（100）内二次喷注燃料，进一步提高燃烧效率；
所述燃气发生器（30）出口与稳流环腔（90）相连，所述稳流环腔（90）的截面直径大于所述燃气发生器（30）的出口直径；
所述稳流环腔（90）后端连接主燃料喷注器（103），所述富燃燃气（22）通过所述稳流环腔（90）并经所述主燃料喷注器（103）喷入所述隔离段通道（80）的扩张段，并与空气流（11）掺混；
旋转爆震燃烧室（50）与所述隔离段通道（80）的扩张段相连，所述富燃燃气（22）与空气流（11）掺混后喷入所述旋转爆震燃烧室（50）；
所述旋转爆震燃烧室（50）的外壁面上设有点火装置（40），所述点火装置（40）安装在所述旋转爆震燃烧室（50）的头部附近；
所述旋转爆震燃烧室（50）的出口与尾喷管（60）相连，爆震产物流（33）经所述尾喷管（60）膨胀后排出发动机。
2.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述稳流环腔（90）出口平面分割所述内芯体（10），所述稳流环腔（90）之前为所述内芯体前部（101），所述稳流环腔（90）之后为所述内芯体后部（102）。
3.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生器（30）的点火器位于内芯体（10）头部位置。
4.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室（50）的构型为等直型、渐扩型或渐缩型。
5.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室（50）的构型为等直型，所述爆震燃烧通道（100）的内外壁面平行，通道横截面积沿轴向不变。
6.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室（50）的构型为渐扩型，所述爆震燃烧通道（100）的外壁面向所述外筒体（20）内扩展，内壁面向所述内芯体后部（102）内扩展，通道横截面积沿轴向逐渐增大。
7.根据权利要求1所述的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室（50）的构型为渐缩型，所述爆震燃烧通道（100）的内、外壁面同时向所述爆震燃烧通道（100）内扩展，通道横截面积沿轴向逐渐缩小。
一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机
技术领域
[0001] 本发明属于航空航天动力技术领域，特别是一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机。
背景技术
[0002] 目前航空航天推进系统中采用的化学能发动机，其内部的燃烧放热过程均属于等压燃烧。经过几十年的发展，基于等压燃烧模式的动力装置已日臻完善，大幅提高其推进效率已十分困难，急需开发适应高速、高效要求的新型动力推进装置。与等压燃烧相比，爆震燃烧具有能量释放率快、热力循环效率高、自增压、反应区短等优点，接近于等容燃烧，使得基于爆震燃烧的动力系统在推进性能方面有很大的提升空间，应用前景广阔。
[0003] 转爆震发动机是一种基于爆震燃烧的新型动力推进装置，仅需一次点火即可实现连续的旋转爆震，具有结构简单、工作频率高、自增压以及推力稳定等优点，可在宽来流速度条件下稳定工作，并在火箭模态和冲压模态下均能有效工作。近年来各国科学家进行了旋转爆震冲压发动机的直连式实验和自由射流实验的研究工作。Driscoll等研究了吸气式旋转爆震发动机的几何尺寸对发动机工作模态和工作范围的影响。([1]Driscoll R,Anand V,George A S,et al.Investigation on RDE operation by geometric variation of the combustor annulus and nozzle exit area[C].In:9th U.S.National Combustion Meeting,Cincinnati,Ohio,2015:1‑10.)Frolov等进行了不同空气来流马赫数和总温、不同当量比条件下的旋转爆震发动机风洞实验，并得到了推力和比冲。([2]Frolov S M,Zvegintsev V I,Ivanov V S,et al.Hydrogen‑fueled detonation ramjet model:Wind tunnel tests at approach air stream Mach number 5.7and stagnation temperature 1500K[J].International Journal of Hydrogen Energy,2018,43(15):7515‑7524.)上述试验研究进一步验证了冲压旋转爆震的可行性。
[0004] 对于传统的固体火箭冲压发动机，其冲压发动机补燃室内的燃烧模式为等压燃烧，进一步提升推进性能的空间有限。另外，由于爆震燃烧为超音速燃烧，爆震波传播速度为千米每秒量级，对反应物的掺混效率有很高的要求。因此，针对旋转爆震发动机的研究目前大多局限于气态燃料，但气态燃料存在密度低且不便于携带的问题。而直接使用固态燃料，固态燃料与空气的高效掺混将会是限制旋转爆震发动机起爆和稳定工作的关键问题，也是亟待解决的问题。
发明内容
[0005] 本发明的目的在于提供一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，将传统固体火箭冲压发动机补燃室中的等压燃烧模式替换为近似等容燃烧的爆震燃烧模式，以提高燃烧效率和固体火箭冲压发动机的工作性能。同时，使用燃气发生器对固体燃料进行预燃和气化，以解决固态燃料与空气掺混效率低的问题。
[0006] 实现本发明目的的技术解决方案为：
[0007] 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，包括呈圆筒状且沿轴向连续延伸的外筒体，沿所述外筒体的长度方向布设的内芯体，所述外筒体内壁和所述内芯体外壁之间形成的环形通道构成进气道、隔离段通道和爆震燃烧通道；
[0008] 所述外筒体与所述内芯体沿轴向延伸，二者间隔构成供空气流与富燃燃气流动、掺混和爆震燃烧的环形通道；
[0009] 所述进气道、所述隔离段通道和所述爆震燃烧通道沿轴向依次布置并连续相通；
[0010] 所述隔离段通道的扩张段与主燃料喷注通道相连；
[0011] 所述内芯体内设有燃气发生器，所述燃气发生器的壳体呈空筒形结构，其内部装填的贫氧推进剂在所述燃气发生器壳体中完成燃烧并形成富燃燃气；
[0012] 所述燃气发生器出口与稳流环腔相连，所述稳流环腔的截面直径大于所述燃气发生器的出口直径；
[0013] 所述稳流环腔后端连接主燃料喷注器，所述富燃燃气通过所述稳流环腔并经所述主燃料喷注器喷入所述隔离段通道的扩张段，并与空气流掺混；
[0014] 旋转爆震燃烧室与所述隔离段通道的扩张段相连，所述富燃燃气与空气流掺混后喷入所述旋转爆震燃烧室；
[0015] 所述旋转爆震燃烧室的外壁面上设有点火装置，点火装置安装在所述旋转爆震燃烧室的头部附近；
[0016] 所述旋转爆震燃烧室的出口与尾喷管相连，爆震产物流经所述尾喷管膨胀后排出发动机。
[0017] 本发明与现有技术相比，其显著优点是：
[0018] 本发明的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，主要分为燃气发生器中贫氧固体推进剂的初次等压燃烧过程和旋转爆震燃烧室中的二次爆震燃烧过程，贫氧固体推进剂通过初次等压燃烧产生富燃燃气，通过内芯体外壁面布置的主燃料喷注器喷入隔离段通道的扩张段，并与进气道捕获并经隔离段减速增压后的新鲜空气充分掺混之后，喷入旋转爆震燃烧室，经历旋转爆震燃烧过程后经尾喷管膨胀排出并产生推力。由于爆震燃烧的热循环效率高、自增压、反应区短，使用旋转爆震燃烧室替换传统固体火箭冲压发动机的等压燃烧的补燃室，能有效提高发动机的工作效率和推进性能，并简化发动机结构，缩短补燃室长度，提高发动机推重比，促进基于爆震燃烧的新型动力推进系统及组合发动机的工程研制。
附图说明
[0019] 图1为实施例的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机的主剖视图。
[0020] 图2为实施例的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机主燃料喷注器附近局部放大剖视图。
[0021] 10‑内芯体；101‑内芯体前部；102‑内芯体后部；103‑主燃料喷注器；20‑外筒体；30‑燃气发生器；301‑燃气发生器壳体；302‑贫氧固体推进剂；40‑点火装置；50‑旋转爆震燃烧室；60‑尾喷管；90‑稳流环腔；110‑第二喷注系统；70‑进气道；80‑隔离段通道；100‑爆震燃烧通道；11‑空气流；22‑富燃燃气流；33‑爆震产物流；
具体实施方式
[0022] 下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
[0023] 参照图1，本发明提供了一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，以用于新型动力推进系统及组合发动机的工程研制。基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机包括：呈圆筒状且沿轴向连续延伸的外筒体20，沿外筒体20的长度方向布设的内芯体10，外筒体20内壁和内芯体10外壁之间形成的环形通道构成捕获新鲜空气的进气道70、用于减速增压的隔离段通道80和用于燃料和氧化剂发生化学反应的爆震燃烧通道100，隔离段通道80的扩张段与主燃料喷注器103相连。内芯体10内设有燃气发生器30，燃气发生器30的壳体301呈空筒形结构，其内部装填贫氧固体推进剂302，燃气发生器30的点火装置(图中未示出)在头部位置点火，贫氧固体推进剂302在燃气发生器30中发生等压燃烧并快速形成高温高压的富燃燃气22。燃气发生器30出口与稳流环腔90相连，内芯体10外壁面上布置主燃料喷注器103，富燃燃气22通过稳流环腔90整流并经主燃料喷注器103喷入隔离段通道80的扩张段，与新鲜空气流11掺混。旋转爆震燃烧室50与隔离段通道80的扩张段相连，富燃燃气22与新鲜空气流11充分掺混后喷入旋转爆震燃烧室50。旋转爆震燃烧室50的外壁面上设有点火装置40，点火装置安装在旋转爆震燃烧室50的头部附近，旋转爆震燃烧室50出口与尾喷管60相连，富燃燃气22与新鲜空气流11发生连续爆震燃烧后，爆震产物流33经尾喷管60膨胀后排出发动机。
[0024] 本发明的基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，由进气道70捕获来流空气11，之后经过隔离段通道80对来流空气11进行减速增压，并在隔离段通道80的扩张段与富燃燃气22发生掺混，之后一起喷入旋转爆震燃烧室50。
[0025] 图1所示实施例的隔离段通道80，沿流动方向从前向后依次为等直段、收敛段、扩张段，由进气道70捕获的来流空气11经过隔离段减速增压，之后经过先收敛再扩张的结构进行二次减速增压，进一步降低来流速度，提高富燃燃气22与新鲜空气流11的掺混效率。但本发明中的隔离段通道80不局限于实施例所示结构，其他流道结构，如渐缩、先收敛后扩张、渐扩等，皆可实施。
[0026] 燃气发生器30设于内芯体前部101的凹腔内，由燃气发生器壳体301和贫氧固体推进剂302组成。本实施例中的燃气发生器30呈空筒形结构，推进剂为贫氧固体推进剂，但本发明中的燃气发生器30和推进剂302不局限于本实施例所示结构和种类，推进剂也不局限于固体物质，可以为液态或气态推进剂，但所用推进剂中燃料与氧化剂的配比皆为富燃贫氧配比。
[0027] 本实施例中的燃气发生器30内的贫氧固体推进剂发生等压燃烧，产生高温高压的富燃燃气22，燃气发生器30之后连接稳流环腔90，环腔直径大于燃气发生器的出口直径，富燃燃气由燃气发生器流经稳流环腔90，经稳流环腔90整流之后通过主燃料喷注器103喷入隔离段通道的扩张段，并与新鲜空气掺混后进入燃烧室。其中，图1所示的本发明实施例中的主燃料喷注器为周向均布的小孔，小孔直径、孔间距、小孔数量以及喷注角度，皆会影响进入旋转爆震燃烧室50的反应物的掺混状态。其中，小孔直径和数量根据来流质量流率、富燃燃气组分，以及反应当量比变化范围设计。孔间距受发动机周向尺寸及小孔数量的影响，为保证富燃燃气22与来流空气11的掺混效率，孔间距与小孔直径的比值≤10。燃料孔喷注角度，即富燃燃气22喷注方向与来流空气11方向的夹角范围为30°～90°。实施例中小孔结构和喷注角度如图2所示，图中喷注角度为60°。特别的，本发明中的主燃料喷注器结构不局限于图2所示结构。
[0028] 稳流环腔90的设计与燃气发生器30的出口几何参数相关，一般根据燃气发生器30的出口面积设计，若稳流环腔90的截面积过小，则整流效果较差，燃气发生器30的轴向速度过大，不利于富燃燃气22的喷注；若环腔截面积过大，会导致环腔体积过大，富燃燃气22的压降过大，影响燃气的有效喷注和穿透深度，进而影响其掺混效果。
[0029] 旋转爆震燃烧室50与隔离段通道80的扩张段相连，是由外筒体20的内壁面和内芯体后部102的外壁面组成的环形燃烧通道。本实施例中所示的旋转爆震燃烧室50的构型为圆环形结构。旋转爆震燃烧室50的外壁面上设有点火装置40，本实施例中点火装置40安装在旋转爆震燃烧室50的头部附近，燃烧室的出口与尾喷管60相连，爆震产物流33经尾喷管60膨胀，将热能转变为动能后排出发动机，产生推力。
[0030] 图1所示实施例的燃气发生器30为固体火箭发动机，但本发明中的燃气发生器30不局限于实施例所示结构，其他燃料种类或结构的燃气发生器，如液体火箭发动机等，可与旋转爆震燃烧室50组合的发动机皆可实施。
[0031] 图1所示实施例的旋转爆震燃烧室50的构型为圆环形结构，流道型面为等直型，但本发明中的旋转爆震燃烧室50不局限于实施例中所示的结构，旋转爆震燃烧室50的构型可以为无内柱空筒形、圆盘形、以及其他燃烧室结构，流道型面可以为渐扩型、渐缩型、以及其他任意型面。
[0032] 旋转爆震燃烧室50后接的尾喷管60的构型及出口面积同样会影响发动机的工作特性，尾喷管可以为拉瓦尔喷管(如图1所示)、收敛喷管或扩张喷管。所述等直型的旋转爆震燃烧室50，其所述爆震燃烧通道100的内外壁面平行，通道横截面积沿轴向不变。所述渐扩型的旋转爆震燃烧室50，其所述爆震燃烧通道100的外壁面向所述外筒体20内扩展，内壁面向所述内芯体后部102内扩展，通道横截面积沿轴向逐渐增大。所述渐缩型的旋转爆震燃烧室50，其所述爆震燃烧通道100的内、外壁面同时向所述爆震燃烧通道100内扩展，通道横截面积沿轴向逐渐缩小。
[0033] 用于起爆旋转爆震燃烧室50的点火装置40的安装位置、点火能量皆会影响旋转爆震燃烧室50内爆震波的建立过程，图1所示实施例中的点火装置40安装在旋转爆震燃烧室50的头部附近，但不局限于该位置，安装位置可以沿旋转爆震燃烧室50的轴向位置布置，安装方向可以为垂直外筒体20壁面或与外筒体20的外壁面相切，点火具可以为平齐安装、嵌入式安装以及探出式安装方式。对点火装置放电能量的要求根据富燃燃气组分确定，可以选择高能火花塞、预爆震管、热射流管等点火装置。
[0034] 如图1所示，在内芯体后部102内设置第二喷注系统110，由环形凹腔和喷注器组成，第二喷注系统110与爆震燃烧通道100连通并向旋转爆震燃烧室50内喷注燃料。当仅使用主燃料喷注器103不足以产生旋转爆震波时，或为提高燃烧效率，燃料采用分段填充方式时，可通过第二喷注系统110向旋转爆震燃烧室50内喷入燃料，但是，通过第二喷注系统110喷注的燃料流量一般不超过燃料总流量的20％。
[0035] 本发明基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机，使用旋转爆震燃烧室替换传统固体火箭冲压发动机的等压燃烧补燃室，能有效提高发动机的工作效率和推进性能，并简化发动机结构，缩短补燃室长度，提高发动机推重比，促进基于爆震燃烧的新型动力推进系统及组合发动机的工程研制。
[0036] 以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换或改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
