发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器

摘要

本发明提供一种发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器，包括：对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内形成空间多点激光聚焦结构；利用多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定。通过对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内形成空间三维的多点激光聚焦结构，通过多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定从而达到火焰稳定器的功能，相较于现有技术中的机械火焰稳定器，没有侵入高温流场的机械结构，火焰稳定器自身无需冷却，同时由于多点激光聚焦结构远离发动机燃烧室壁面，燃烧区域集中在燃烧室芯流，使得发动机燃烧室壁面的热流量也显著降低，从而能够降低发动机本体的热防护难度。本发明应用于航空航天推进领域。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天推进领域，尤其涉及一种发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器。

背景技术

目前，如图1所示，在吸气式发动机或航空发动机燃烧室101内，由于气流的流动速度高于火焰传播速度，多采用侵入式的机械火焰稳定器102，如支板、凹腔或V型槽，在流场中创造一个速度较低的回流区103，使得火焰传播速度与流动速度相等，促使火焰稳定。但侵入燃烧火焰中的火焰稳定器带来了流动损失、附加阻力，还造成了严重的热负荷，导致热防护困难，直接提高了发动机设计的难度、制约了发动机性能的提高、提高了发动机的生产制造成本。

以支板为例，由于支板安装在燃烧室流道中心，支板暴露在高焓来流或者燃烧流场中会对来流产生较大扰动，造成总压损失并带来阻力，同时面临着严重的热防护问题。例如，典型Ma6飞行状态下燃烧室入口总温可达1680K，支板前缘热流量可达7MW/m²，已经远超常规材料的许用温度，采用耐高温材料来进行支板的被动热防护是其中的一种主要方法，例如采用C/Si>

发明内容

针对以上现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种发动机燃烧室的火焰稳定方法、燃烧室、发动机及飞行器。

采用的技术方案是：

一种吸气式发动机燃烧室的火焰稳定方法，包括：

步骤1，对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内的芯流区域形成空间三维的多点激光聚焦结构；

步骤2，利用多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤2具体包括：

步骤21，多点激光聚焦结构中的聚焦点在局部位置击穿气体后产生激波和高温等离子体；

步骤22，燃烧室内的气流流经步骤21中产生的激波后流动速度降低温度升高，并带动步骤21中产生的高温等离子体向多点激光聚焦结构的下游传播，并在多点激光聚焦结构的下游形成低速高温的富含离子的热尾迹区；

步骤23，利用步骤22中的热尾迹区使热尾迹区内的燃料点火延迟缩短与气流驻留时间延长，调节连续激光的入射能量使得燃料点火延迟的时间与所述气流驻留的时间相等，最终使得燃料在热尾迹区内实现火焰稳定。

作为上述技术方案的进一步改进，所述多点激光聚焦结构为V形槽结构或凹腔结构或板状结构。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤1具体包括：

步骤11，对连续激光进行扩束以扩大激光束的直径；

步骤12，将直径扩大后的激光束依次经过分束与衍射聚焦，最终在燃烧室内形成空间三维的多点激光聚焦结构。

一种具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室，包括燃烧室本体，所述燃烧室本体的一端设有气流进口、另一端设有气流出口，所述燃烧室本体的侧壁上设有燃料喷孔与能够透过激光的激光窗口，所述燃料喷孔位于气流进口与激光窗口之间；

所述燃烧室本体的外部设有：

激光器，用于发射激光束；

激光扩束器，用于将激光器发射出的激光束的直径扩大；

激光分束器，用于将从激光扩束器所射出的直径扩大后的激光束分成多束不同方向的激光；

衍射透镜，用于将从激光分束器所射出的多束激光进行衍射聚焦，使经过衍射聚焦后的多束激光穿过激光窗口后在燃烧室本体内部形成上述吸气式发动机燃烧室的火焰稳定方法中的空间三维的多点激光聚焦结构。

一种吸气式发动机，包括进气道、隔离段、尾喷管与上述的具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室；

所述进气道的出口与隔离段的入口连通，所述隔离段的出口与所述具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室中的气流进口连通，所述尾喷管的入口与所述具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室中的气流出口连通。

一种高超声速飞行器，包括飞行器本体以及设在飞行器本体上的上述的吸气式发动机。

本发明的有益技术效果：

本发明通过对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内形成空间三维的多点激光聚焦结构，通过多点激光聚焦结构中的聚焦点击穿气体后产生高温等离子体，随后通过等离子体在多点激光聚焦结构的下游区域产生热尾迹区内，进而在热尾迹区内促使燃烧室内的火焰稳定，使得多点激光聚焦结构达到火焰稳定器的功能，相较于现有技术中的机械火焰稳定器，没有侵入高温流场的机械结构，火焰稳定器自身无需冷却，同时由于多点激光聚焦结构远离发动机燃烧室壁面，燃烧区域集中在燃烧室芯流，使得发动机燃烧室壁面的热流量也显著降低，从而能够降低发动机本体的热防护难度。

附图说明

图1是现有技术中吸气式发动机燃烧室稳定火焰的结构示意图；

图2是本实施例中吸气式发动机燃烧室的火焰稳定方法的流程示意图；

图3是本实施例中多点激光聚焦结构的俯视图；

图4是本实施例中多点激光聚焦结构的侧视图；

图5是本实施例中多点激光聚焦结构的斜视图；

图6是本实施例中具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室的结构示意图。

具体实施方式

为了使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下结合具体实施例，并根据附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，未描述的内容以及部分英文简写为所属技术领域中普通技术人员所熟知的内容。本实施例中给定的一些特定参数仅作为示范，在不同的实时方式中该值可以相应地改变为合适的值。

如图2所示的一种吸气式发动机燃烧室的火焰稳定方法，包括：

201，对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内的芯流区域形成空间三维的多点激光聚焦结构；

202，利用多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定。

在201中，对连续激光进行的光学处理包括扩束、分束与衍射聚焦。通过扩束来扩大连续激光的将光束直径；通过分束将直径扩大后的连续激光分成多束不同方向的激光；通过衍射聚焦对多束方向不同的激光进行衍射与聚焦，最终在燃烧室内的芯流区域形成空间三维的多点激光聚焦结构，其中燃烧室内的芯流区域指的是燃烧室内气流通道的中心位置。本实施例中，多点激光聚焦结构的聚焦位置选择在燃烧室内的芯流区域中燃油雾化充分，与空气混合油气比适当的位置。

在燃烧室内的芯流区域形成的多点激光聚焦结构为V形槽结构或凹腔结构或板状结构，与机械火焰稳定器中的V型槽、凹腔或支板，相互对应，参考图3-5，本实施例中的多点激光聚焦结构为V形槽结构，具体包括上、中、下三层聚焦层，每一聚焦层都具有9个聚焦点，9个聚焦点形成V结构，V形槽结构的尖锐端朝向燃烧室中的来流方向。

在202中，利用多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定的具体过程为：当燃烧室内的芯流区域形成空间三维的多点激光聚焦结构后，调节激光器的发射功率使多点激光聚焦结构中聚焦点的能量密度大于当地气体的击穿阈值，使得多点激光聚焦结构中的聚焦点在局部位置击穿气体后产生激波和高温等离子体；燃烧室内的高速气流被激波减速的同时带动高温等离子体向多点激光聚焦结构的下游传播，并在多点激光聚焦结构的下游形成低速高温的富含离子的热尾迹区，调节连续激光的入射能量使热尾迹区内的燃料点火延迟时间与气流驻留时间相等，最终使得燃料在热尾迹区内实现火焰稳定。

本实施例通过对连续激光进行光学处理，使连续激光在燃烧室内形成空间三维的多点激光聚焦结构，通过多点激光聚焦结构促使燃烧室内的火焰稳定从而达到火焰稳定器的功能，通过多点激光聚焦结构中的聚焦点击穿气体后产生高温等离子体，随后通过等离子体在多点激光聚焦结构的下游区域产生热尾迹区内，进而在热尾迹区内促使燃烧室内的火焰稳定，使得多点激光聚焦结构达到火焰稳定器的功能，相较于现有技术中的机械火焰稳定器，没有侵入高温流场的机械结构，火焰稳定器自身无需冷却，同时由于多点激光聚焦结构远离发动机燃烧室壁面，燃烧区域集中在燃烧室芯流，使得发动机燃烧室壁面的热流量也显著降低，从而能够降低发动机本体的热防护难度。

如图6所示，本实施例还公开了一种具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室，包括燃烧室本体601，燃烧室本体601的一端设有气流进口、另一端设有气流出口，燃烧室本体601的侧壁上设有燃料喷孔与能够透过激光的激光窗口602，燃料喷孔位于气流进口与激光窗口602之间且并未图示；

燃烧室本体601的外部设有：

激光器603，用于发射激光束；

激光扩束器604，用于将激光器603发射出的激光束的直径扩大；

激光分束器605，用于将从激光扩束器604所射出的直径扩大后的激光束分成多束不同方向的激光；

反射镜606，位于激光扩束器604与激光分束器605之间，用于改变从激光扩束器604所射出激光的方向；

衍射透镜607，用于将从激光分束器605所射出的多束激光进行衍射聚焦，使经过衍射聚焦后的多束激光穿过激光窗口602后在燃烧室本体601内部形成上述吸气式发动机燃烧室的火焰稳定方法中的空间三维的多点激光聚焦结构608。

本实施例中激光扩束器604为4倍扩束镜，激光器603发射出的激光束的波长为1064nm、直径为6mm，在经过4倍扩束镜后激光束的直径扩大至24mm，随后经过反射镜606后到达激光分束器605后分成多束方向不同的激光，最终经过衍射透镜607，在衍射透镜607的焦平面上形成多个焦点，从而构造出了一个空间三维的多点激光聚焦结构608，最终在多点激光聚焦结构608的下游形成热尾迹区609，使热尾迹区609内的燃料点火延迟时间与气流驻留时间相匹配，使得燃料在热尾迹区609内实现火焰稳定。

本实施例还公开了一种并未图示的吸气式发动机，包括进气道、隔离段、尾喷管与上述的具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室；进气道的出口与隔离段的入口连通，隔离段的出口与具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室中的气流进口连通，尾喷管的入口与具有火焰稳定功能的吸气式发动机燃烧室中的气流出口连通。

本实施例还公开了一种高超声速飞行器，包括飞行器本体以及设在飞行器本体上的上述的吸气式发动机。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。