一种液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机

摘要

本发明公开了一种液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机，包括：分流锥、进气道壁面、燃烧室壁面、尾喷管壁面、储油箱和输油管；其中，所述分流锥通过所述输油管与所述储油箱相连接；所述进气道壁面、所述燃烧室壁面和所述尾喷管壁面依次相连接；所述分流锥和所述储油箱作为一部分设置于所述进气道壁面、所述燃烧室壁面和所述尾喷管壁面形成的空腔内；所述分流锥和所述进气道壁面之间形成进气道，所述分流锥和所述燃烧室壁面之间形成燃烧室流道，所述分流锥和所述尾喷管壁面之间形成尾喷管流道，所述进气道、所述燃烧室流道和所述尾喷管流道依次相连通；所述分流锥的顶部开设有进气孔。本发明提升了冲压发动机经济性及安全性。

说明书

技术领域

本发明属于冲压发动机领域，尤其涉及一种液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机。

背景技术

随着对飞行器速度要求的不断提高，传统的涡轮喷气发动机已不能满足对推力的需求。而冲压发动机没有压气机、涡轮等转动部件，它是利用高速来流在进气道中滞止，将动能转化为压力能，完成压缩过程。因此冲压发动机以其推重比大、部件简单以及超声速飞行时经济性能好等特点，成为超声速和高超声速飞行器的首选。

目前冲压发动机多采用固体燃料，此类发动机的控制困难，工作时间受限，同时固体燃料储存困难，成本极高；以液氢为燃料的冲压发动机，安全性能又受到很大限制。航空煤油是一种热值高、储存简单、安全性能高且经济性好的燃料。但是液态航空煤油的燃烧反应需经过喷射、破碎、雾化以及蒸发后才能进行，同时液态航空煤油的点火延迟时间也相对较长，而冲压发动机燃烧室中气流速度极快，因此燃料的驻留时间极短，这就限制了航空煤油在冲压发动机中的应用，增加了设计难度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机，预先高速雾化的工作模式提升了冲压发动机经济性及安全性。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机，包括：分流锥、进气道壁面、燃烧室壁面、尾喷管壁面、储油箱和输油管；其中，所述分流锥通过所述输油管与所述储油箱相连接；所述进气道壁面、所述燃烧室壁面和所述尾喷管壁面依次相连接；所述分流锥和所述储油箱作为一部分设置于所述进气道壁面、所述燃烧室壁面和所述尾喷管壁面形成的空腔内；所述分流锥和所述进气道壁面之间形成进气道，所述分流锥和所述燃烧室壁面之间形成燃烧室流道，所述分流锥和所述尾喷管壁面之间形成尾喷管流道，所述进气道、所述燃烧室流道和所述尾喷管流道依次相连通；所述分流锥的顶部开设有进气孔。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，所述分流锥包括锥壁和燃油雾化器；其中，所述锥壁的尖部开设有若干个进气孔；所述锥壁的内部形成集气腔；所述锥壁的内部设置有燃油雾化器，所述锥壁开设有与燃油雾化器相对应的直射式喷孔，所述燃油雾化器通过直射式喷孔与燃烧室流道相连通；所述燃油雾化器通过所述输油管与所述储油箱相连接。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，所述燃油雾化器包括若干个拉瓦尔喷管；其中，所述直射式喷孔的数量与所述拉瓦尔喷管的数量相一致；每个拉瓦尔喷管构成一个圆形的半径，每个拉瓦尔喷管的一端位于圆心位置；每个拉瓦尔喷管与相对应的直射式喷孔相连接。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，所述进气道进口马赫数为2～5，直射式喷孔注入的燃油与燃烧室流道中的空气的动量比为10～100。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，进气道的直径Φa与尾喷管壁面外径Φb之比为0.5～0.8；进气道长度La与燃烧室流道的长度Lb之比为0.65～0.95。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，进气孔与直射式喷孔直径之比为5～10。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，分流锥角度θ为15°～30°。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，进气道吼道面积Sa与尾喷管流道吼道面积Sb之比为0.45～0.85。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，拉瓦尔喷管进口直径Φc与拉瓦尔喷管吼道直径Φd之比为1.5～2；拉瓦尔喷管长度Lc与拉瓦尔喷管进口直径Φc之比为3.5～4.5。

上述液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机中，输油管直径Φe与拉瓦尔喷管吼道直径Φd之比为1～1.2。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明采用集气腔来滞止空气，形成高压起源，其构型简单，可以充分利用来流高速空气。

(2)本发明采用拉瓦尔喷管使液态燃油高速雾化，极大限度的缩短了燃油的点火延迟时间和在燃烧室的驻留时间。

(3)本发明采用直射式喷孔将预先雾化的液态航空煤油注入燃烧室才参与燃烧反应，提高了燃烧效率和燃烧稳定性。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的燃油雾化器的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的拉瓦尔喷管及输油管相对位置的剖视图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明实施例提供的液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机的结构示意图。如图1所示，该液态航空煤油预先高速雾化的冲压发动机包括：分流锥1、进气道壁面3、燃烧室壁面4、尾喷管壁面5、储油箱6和输油管14；其中，

分流锥1通过输油管14与储油箱6相连接；进气道壁面3、燃烧室壁面4和尾喷管壁面5依次相连接；分流锥1和储油箱6作为一部分设置于进气道壁面3、所述燃烧室壁面4和尾喷管壁面5形成的空腔内；分流锥1和进气道壁面3之间形成进气道10，分流锥1和燃烧室壁面4之间形成燃烧室流道8，分流锥1和尾喷管壁面5之间形成尾喷管流道7，进气道10、燃烧室流道8和尾喷管流道7依次相连通；分流锥1的顶部开设有进气孔2。

分流锥1包括锥壁12和燃油雾化器15；其中，锥壁12的尖部开设有若干个进气孔2；锥壁12的内部形成集气腔11；锥壁12的内部设置有燃油雾化器15，锥壁12开设有与燃油雾化器15相对应的直射式喷孔9，燃油雾化器15通过直射式喷孔9与燃烧室流道8相连通；燃油雾化器15通过输油管14与储油箱6相连接。

图2是本发明实施例提供的燃油雾化器的结构示意图。如图2所示，该燃油雾化器15包括若干个拉瓦尔喷管13；其中，直射式喷孔9的数量与拉瓦尔喷管13的数量相一致；每个拉瓦尔喷管13构成一个圆形的半径，每个拉瓦尔喷管13的一端位于圆心位置；每个拉瓦尔喷管13与相对应的直射式喷孔9相连接。

来流空气经过分流锥1整流后分流，分别进入进气孔2和进气道10；进入进气孔2的气流在集气腔11中减速增压后，进入燃油雾化器15，气流被再次加速，储油箱6中的燃油，经过输油管14进入燃油雾化器15，被经拉瓦尔喷管13加速后的气流快速雾化，然后从直射式喷孔9注入燃烧室流道8；雾化后的燃油与经过进气道10增压后的气流进行掺混，并在燃烧室流道8中发生燃烧反应，生成的高温高压的燃气经过尾喷管流道7喷出，实现了燃油在燃烧室中驻留时间极大限度的缩短，提高了燃烧效率和燃烧稳定性。

其中进气道10进口马赫数为2～5，直射式喷孔9注入的燃油与燃烧室流道8中的空气的动量比为10～100；进气道直径Φa与尾喷管机匣外径Φb之比为0.5～0.8；进气道长度La与燃烧室长度Lb之比为0.65～0.95；进气孔2与直射式喷孔9直径之比为5～10；分流锥角度θ为15°～30°；进气道吼道面积Sa与尾喷管吼道面积Sb之比为0.45～0.85。

如图2所示，燃油雾化器15由6个拉瓦尔喷管13组成。

如图3所示，拉瓦尔喷管进口直径Φc与拉瓦尔喷管吼道直径Φd之比为1.5～2；拉瓦尔喷管长度Lc与拉瓦尔喷管进口直径Φc之比为3.5～4.5；输油管直径Φe与拉瓦尔喷管吼道直径Φd之比为1～1.2，以保证液态航空煤油可以被高速雾化。

本实施例采用集气腔来滞止空气，形成高压起源，其构型简单，可以充分利用来流高速空气；本实施例采用拉瓦尔喷管使液态燃油高速雾化，极大限度的缩短了燃油的点火延迟时间和在燃烧室的驻留时间；本实施例采用直射式喷孔将预先雾化的液态航空煤油注入燃烧室才参与燃烧反应，提高了燃烧效率和燃烧稳定性。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。