本發(fā)明涉及一種燃燒室，具體涉及一種多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室，屬于超燃沖壓發(fā)動機燃燒室。

背景技術：

1、超燃沖壓發(fā)動機適合應用于高超聲速飛行器，是研究熱點，其燃燒室速度較高，燃料摻混效率較低，需要采用凹腔、支板等作為增強燃料摻混、穩(wěn)定火焰的裝置。凹腔作為火焰穩(wěn)定器時，其結構簡單、阻力較小，已成為超燃沖壓發(fā)動機常用的火焰穩(wěn)定裝置。

2、在有限長度的燃燒室內，提高燃燒效率、拓寬燃燒邊界并降低總壓損失，是超燃沖壓發(fā)動機重要研究目標之一。噴注位置對超燃沖壓發(fā)動機的燃燒性能影響顯著?，F有研究表明，在超燃沖壓發(fā)動機中，改變燃料的噴注位置，可以改變燃燒性能，從而改變燃燒室的推力。通過等對不同噴注位置下的超燃沖壓發(fā)動機的火焰穩(wěn)定性進行研究，發(fā)現不同噴注位置下火焰的穩(wěn)定性并不相同。對乙烯為燃料的超燃沖壓發(fā)動機進行研究發(fā)現，相對于單孔噴注，雖然多孔噴注時的燃燒效率較高，但是火焰穩(wěn)定程度較低。且現有研究發(fā)現在超燃沖壓發(fā)動機中，噴孔直徑對噴注位置影響較大，當噴孔直徑較小時，噴注位置靠近凹腔前緣，成功點火時所要求的煤油總當量比低；當噴孔直徑較大時，噴注位置對于煤油燃料的點火特性影響不大。

3、但是，在公開發(fā)表的文獻中，包括上述研究在內的絕大多數超燃沖壓發(fā)動機，在流向方向只有一個或一對(即兩個凹腔并聯)，這些超燃沖壓發(fā)動機難以在較寬當量比范圍內保持較高的燃燒效率和較低的總壓損失。而且現有研究發(fā)現，在同等長度下流向上配置更多數目的凹腔，燃燒效率可以有大幅度提升，而總壓損失沒有增加多少。并且多凹腔的超燃沖壓發(fā)動機能夠適應寬范圍的飛行條件。因此，流向上配置更多數目的凹腔適合于高馬赫數超燃沖壓發(fā)動機。

4、然而，在流向上配置更多數量的凹腔時，會使流場變得更為復雜?，F階段研究的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機，主要的燃料為氫燃料、乙烯、煤油。其中，氫燃料和乙烯密度低，儲存較為困難，目前還未實現大規(guī)模的實際應用。而航空煤油在單位體積內質量高，容易儲存，在現有的各類常規(guī)的飛行器中有著廣泛的應用。因此，采用航空煤油為燃料的超燃沖壓發(fā)動機，具有工程應用優(yōu)勢，可望為高超聲速飛行器提供動力來源。但是，以航空煤油為燃料的超燃沖壓發(fā)動機組織燃燒比較困難，尤其是高馬赫數下的燃燒，需要進一步研究。例如，現有技術中研究了燃燒室入口馬赫數ma＝2.0的以煤油為燃料的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，發(fā)現燃燒效率很低，總壓損失較高，這些需要進一步的優(yōu)化。所以，需要開展高馬赫數下的以煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機的研究，提高燃燒效率，降低總壓損失，進而提高燃燒性能。

5、現有的學者從不同方向開展了高馬赫數下以煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機的研究。如：在六凹腔的超燃沖壓發(fā)動機中，噴注前方部署凹腔，能夠加強燃燒摻混和提高燃燒效率。研究三凹腔的超燃沖壓發(fā)動機，在燃燒室入口馬赫數ma＝2.92時的噴注效果，發(fā)現通過燃燒誘導的上游分離區(qū)噴注對燃料噴注影響過大，可能會增加穿透深度，提高燃燒效率。此外現有研究還發(fā)現，在多凹腔超燃沖壓發(fā)動機中，燃燒室的總壓損失主要為燃燒室的沿程損失，縮短燃燒室長度，能夠大幅度降低總壓損失?，F有技術中也有四凹腔超燃沖壓發(fā)動機的研究，其燃燒室入口馬赫數ma＝3.0，發(fā)現隨著當量比變化，燃燒強度和背壓存在著較大突變，嚴重影響了火焰的穩(wěn)定。另外，對以航空煤油為燃料的四凹腔超燃沖壓發(fā)動機的研究，發(fā)現凹腔串聯凹腔燃燒室的前后凹腔相互影響，使得推力在當量比變化時存在突變。通過開展不同總壓下串聯凹腔的火焰位置的研究，發(fā)現低當量比下火焰穩(wěn)定點在下游，高當量比下火焰穩(wěn)定點在上游，并且總壓升高，火焰穩(wěn)定點從下游向上游傳播。

6、雖然目前已經從燃料噴注、燃料摻混、總壓損失-燃燒室長度、當量比-燃燒強度、當量比-推力、總壓變化-火焰穩(wěn)定性能、燃燒室構型等方面，對高馬赫數下以航空煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機進行了初步研究，以圖提高燃燒效率，降低燃燒室長度。但是，在高馬赫數下以航空煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機中，在有限長度內的燃燒效率仍然較低，仍需要進一步提高其燃燒效率。而噴注位置又對其燃燒性能影響較大，因此，合理的部署噴注位置，組織以航空煤油為燃料的超燃沖壓發(fā)動機的燃燒，以期提高其燃燒性能。

7、同時，凹腔中的低速回流氣流，在以不同的角度進入主流時，對燃料的摻混、火焰穩(wěn)定性能、以及總壓損失影響較大。當以較小角度進入主流時，對總壓損失較小，但是火焰穩(wěn)定性能和燃料的摻混、以及凹腔和主流的流質交換性能較差。當以較大角度進入主流時，火焰穩(wěn)定性能和燃料的摻混、以及凹腔和主流的流質交換性能較高，但是總壓損失也隨著加大。

8、所以，需要合理的布置多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室構型，部署合適的噴注方法，平衡燃燒室中的各性能參數，使得燃燒室能夠適應較寬的當量比范圍，從而得到高性能的燃燒室構型。

9、此外，進氣壓力變化對超燃沖壓沖壓的燃燒性能有較大影響，尤其是在高空巡航階段，來流總壓較低，對燃燒性能影響較大。例現有研究認為，隨著來流總壓的降低，一方面燃燒室壓力降低，導致化學反應速率降低；另一方面，燃油霧化質量不理想，液滴平均尺寸擴大，燃油與空氣混合效果變差，火焰穩(wěn)定器穩(wěn)定性下降。此外現有技術中研究了進氣總壓為1.0、1.3和1.6mpa時，以乙烯為燃料的超燃沖壓發(fā)動機的燃燒特性，發(fā)現進氣總壓較低時，點火變得更加困難；然而，當來流總壓較高時，燃燒變得更加混亂，燃燒室內沒有主導振蕩頻率。還研究了一種雙凹腔超燃沖壓發(fā)動機，并報道了來自來流總壓pt0＝1.5-1.9mpa的上行階段，由于來流總壓變化導致沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)之間的轉換，導致推力突變。并研究了來流總壓為1.2、1.6和2.0mpa時壁面噴注的影響，發(fā)現隨著來流總壓的增加，燃油的侵透深度和混合效率顯著提高。且對不同來流總壓下的超燃沖壓發(fā)動機進行了模態(tài)轉換實驗，研究結果表明，當來流總壓在0.6-0.9mpa范圍內時，無論總壓如何變化，模態(tài)轉換當量比都保持不變。此外還研究了氫燃料超燃沖壓發(fā)動機在10bar和15bar兩種來流壓力下的壁面冷卻效果，發(fā)現除了激波-邊界層-相互作用引起的自燃外，靜壁面壓力分布基本上與靜壁面溫度和冷卻效率的變化無關。研究了超燃沖壓發(fā)動機在0.6～0.9mpa的進氣道總壓范圍內的燃燒性能，發(fā)現在較高的進氣道總壓和較低的進氣道總壓下都能實現穩(wěn)定燃燒，而在中等的進氣道總壓下會出現明顯的燃燒振蕩。另外，在低空爬升階段，來流總壓較高，在大當量比情況下，當隔離段較短時，熱力喉道的激波面靠近隔離段入口。甚至越過隔離段入口進入進氣道出口面，影響進氣道的起動性能。

10、所以在部署燃燒室構型時，需要考慮到超燃沖壓發(fā)動機低空性能，使得超燃沖壓發(fā)動機在不同的來流壓力下仍能保持較高的燃燒性能，使得超燃沖壓發(fā)動機能夠適應不同的飛行高度。

11、另外，現有的許多燃燒室構型，并未考慮到燃燒室的冷卻，以及飛行器一體化。而現有研究表明，傳統的飛行器-發(fā)動機分離構型，在高超聲速飛行過程中，會給飛行器帶來很大阻力，甚至會影響到飛行器的航程和操作性能。因此，現有的高超聲速飛行器外形設計和總體設計中，要求發(fā)動機能夠滿足飛行器-發(fā)動機一體化設計要求，使得發(fā)動機外形同時也作為飛行器升力面的一部分，降低發(fā)動機結構帶來的阻力損失。

12、因此，現有以航空煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機，需要解決以下問題：

13、1、高空低壓循環(huán)階段，現有以航空煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機，燃燒組織比較困難，燃燒效率較低，無法適應當量比較寬的燃燒。

14、2、從低空爬升階段到高空巡航階段，來流總壓從高到低發(fā)生了較大的變化，現有的超燃沖壓發(fā)動機在低空爬升階段時，來流總壓較高，容易出現因熱力喉道越過隔離段入口進入進氣道出口面，從而發(fā)生進氣不起動；而在巡航階段，由于來流總壓較低，凹腔的燃料摻混性能和火焰穩(wěn)定性能較低，容易出現燃燒性能較低的問題。

15、3、設計多凹腔穩(wěn)燃的超燃沖壓發(fā)動機過程，需要考慮到燃料混合性能和總壓損失、超燃沖壓發(fā)動機和飛行器一體化的問題。

技術實現思路

1、有鑒于此，本發(fā)明提供一種結構簡單，能夠適應不同的當量比范圍、不同的飛行高度，阻力較低、燃燒性能較高，燃燒室壁面熱負荷較低、維護方便、便于飛行器-發(fā)動機一體化設計的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室。

2、本發(fā)明的技術方案為：一種多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室，包括：隔離段、第一凹腔組、第二凹腔組和第三凹腔組、噴注模塊和燃燒室擴張段；

3、每個凹腔組均具有兩個上下相對設置的凹腔；

4、所述隔離段為第一方管，與第一凹腔組相連；第一凹腔組通過第二方管與第二組凹腔相連；第二組凹腔通過第三方管與第三凹腔組相連，第三凹腔組后方連接燃燒室擴張段；

5、所述噴注單元包括：前噴注裝置和后噴注裝置；所述第二方管上下壁面相對設置有前噴注裝置；所述第三方管上下壁面相對設置有后噴注裝置。

6、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述噴注單元還包括輔助噴注裝置；在所述第二凹腔組的兩個凹腔上分別相對設置有輔助噴注裝置。

7、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述隔離段為帶有擴張角的第一方管，其上壁面為向上傾斜的斜面，且向上傾斜的角度不超過1°。

8、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述第二方管和所述第三方管上壁面為向上傾斜的斜面，且向上傾斜的角度不超過1°。

9、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述燃燒室擴張段上壁面向上傾斜，且向上傾斜的角度不超過6°。

10、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述第一凹腔組、第二凹腔組以及第三凹腔組中兩個凹腔的后壁面為向后傾斜45°的斜面。

11、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述隔離段、第一凹腔組、第二凹腔組、第三凹腔組以及燃燒室擴張段的下壁面水平。

12、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：所述前噴注裝置和后噴注裝置中均設置有若干個沿橫向距等隔分布的噴注孔；

13、所述噴注孔的孔徑為0.3mm～0.6mm；

14、所述前噴注裝置中心軸距離第二凹腔組前壁面的距離為55mm～75mm；

15、所述后噴注裝置中心軸距離第三凹腔組前壁面的距離為55mm～75mm。

16、此外，本發(fā)明提供該多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的控制方法，其特征在于，該發(fā)動機燃燒室設置在飛行器的發(fā)動機里面；

17、當采用該超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的飛行器在低空爬升段工作時，關閉所述前噴注裝置所接的閥門，打開所述后噴注裝置所接的閥門，根據飛行器控制需求，調節(jié)后噴注裝置所接閥門的開度，增大油量；

18、當所述飛行器達到設定高度后，逐漸減小后噴注裝置所接閥門的開度，逐漸開大前噴注裝置所接閥門的開度，所述飛行器繼續(xù)爬升到巡航高度；當所述飛行器到高空巡航高度后；所述后噴注裝置所接的閥門完全關閉，前噴注裝置所接的閥門按需求油量打開，飛行器完全轉入高空巡航階段；然后繼續(xù)運行，直至飛行器完成航程。

19、作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方式：在當所述第二凹腔組的兩個凹腔上分別相對設置有輔助噴注裝置時：

20、在低空爬升階段，當發(fā)生了大振幅的壓力振蕩時，打開所述輔助噴注裝置所接的閥門，通過輔助噴注裝置噴注設定當量比的煤油，以抑制大振幅的壓力振蕩。

21、有益效果：

22、(1)本發(fā)明的以航空煤油為燃料的多凹腔超燃沖壓發(fā)動機燃燒室，具有三個凹腔組，第一凹腔組作為摻混使用，破壞氣流的邊界層，提高氣流中的湍流，同時不明顯增加氣流中的阻力。第三凹腔組作為二次輔助燃燒，將第二凹腔組中燃燒后的燃燒尾氣，與主流混合，使得第二凹腔組中燃燒過后的尾氣再次在第三凹腔組中燃燒，增強燃燒，同時不明顯增加氣流的阻力。

23、由此，在高空低壓巡航階段：氣流通過隔離段進入第一凹腔組后，第一凹腔組使得高速氣流中形成了夾帶渦，帶有夾帶渦的高速氣流，提高了前噴注裝置附近的高速氣流與燃料的混合。第三凹腔組則對第二凹腔組燃燒后產生的尾氣與高速氣流再次混合和燃燒，提高燃燒熱釋放和燃燒效率。在低空高壓爬升階段，第一凹腔組和第二凹腔組讓高速來流氣體有更多的夾帶渦，使得在第三凹腔組中，后噴注裝置噴注的燃料與高速氣流充分混合，從而在有限的燃燒室長度內，提高燃燒熱釋放，降低爬升階段的優(yōu)化。該燃燒室在高空低壓巡航階段和低空高壓的爬升階段，都能在當量比0～1.1范圍內，保持較高的燃燒效率，適應不同的復雜環(huán)境，可靠性高，并且提高了燃燒效率，降低了總壓損失，進而提高了航程和推重比。

24、(2)本發(fā)明中，設置輔助噴注裝置，能夠降低在低空高壓爬升階段時的大振幅振蕩，降低燃燒過程中的壓力振蕩對結構的破壞。

25、(3)本發(fā)明中，燃燒室擴張段上壁面向上傾斜，且向上傾斜的角度不超過6°；帶有小擴張角的燃燒擴張段能夠加速高溫來流氣體，同時，小擴張角使得高溫氣體更為遠離壁面，降低因冷卻熱負荷帶來的消極質量。而將擴張角控制在一定范圍，降低擴張角太大帶來的回流。

26、(4)本發(fā)明中，第一凹腔組中凹腔45°斜坡壁面的存在，使得凹腔中駐渦回流區(qū)的氣體與來流氣體之間呈45°夾角，從而在回流區(qū)氣體對來流的總壓損失和增強來流摻混之間得到平衡；第二凹腔組和第三凹腔組后緣壁面45°夾角，使得凹腔內的高溫氣體既能更為快速拋射進入高速來流氣體，使其凹腔后方管道壁面附近的溫度更低，又能降低由于凹腔中回流氣體與高速來流氣體傾角過大造成的總壓損失。

27、(5)本發(fā)明中，燃燒室擴張段下方與隔離段、三個凹腔組的水平齊平，便于與飛行器外形進行一體化設計，結構簡單、便于維護；且能夠降低飛行器在高速氣流中的阻力。

28、(6)本發(fā)明中，設置前后噴注裝置；其中前噴注裝置在高空巡航條件下使用，使得在高空巡航中低壓環(huán)境下在較長的燃燒室長度內能夠得到充分燃燒，而第三凹腔組作為二次輔助燃燒，提高高空巡航中燃料的燃燒效率；后噴注裝置則在低海拔高度噴注燃料，使其能夠低海拔的高壓條件時，產生的熱力喉道上游激波面遠離隔離段入口，提高上游進氣道的進氣性能，防止上游進氣道不起動。前噴注裝置和后噴注裝置的配合使用，使得燃燒室長度縮短。