一种超燃冲压发动机及飞行器的制作方法

1.本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种超燃冲压发动机及飞行器。


背景技术：

2.当发动机的飞行马赫数处在3《ma《5+之间，发动机处在亚燃模态，当发动机的飞行马赫数处在ma》5+之后，发动机处在超燃模态，上述两种发动机的燃烧模态就是超燃冲压发动机的概念。
3.发动机处在亚燃模态时，发动机结构上具有两个物理喉道，高速气流经过前体和进气道内的第一个喉道压缩减速增压，高速气流降为亚声速气流进入燃烧室，进入燃烧室的亚声速气流燃烧后经过第二个喉道加速为超声速气流，通过尾喷管高速喷出产生推力。发动机处在超燃模态时，发动机的结构上没有喉道，高速气流经前体和进气道的速度仍然保持ma2～ma3进入燃烧室，进入燃烧室的高速气流沿着渐扩的燃烧室壁面高速流动，同时高速气流燃烧加速进入喷管，高速喷出产生推力。
4.目前实现双模态超然冲压发动机燃烧有两种方案，第一种是随着发动机的飞行状态连续变化采用机械装置调节流道几何型面，达到流道几何型面和飞行状态的匹配，实现模态转换，但是机械调节装置存在结构复杂、重量大且响应迟滞的问题，无法满足快速响应、连续调节的工程应用要求。第二种是采用壁面燃油喷射阵列构造热力喉道实现双模态工作，但是燃油喷射调节控制方法技术难度大、尚且不能实现。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种超燃冲压发动机及飞行器，用以保证双模态超然冲压发动机在不同的飞行速度为飞行器提供不同的燃烧模态。
6.第一方面，本发明提供了一种超燃冲压发动机，超燃冲压发动机具有依次连通的前体压缩通道、进气喉道、燃烧室和排气喉道，进气喉道的导流面为在超然状态的进气喉道的型面，排气喉道的导流面为在超然状态的排气喉道的型面；
7.在超燃状态前，超燃冲压发动机包括第一可燃结构和第二可燃结构，第一可燃结构在进气喉道的内壁形成第一可燃结构的导流面，第一可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的进气喉道的型面，第二可燃结构在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，第二可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的排气喉道的型面。
8.与现有技术相比，本发明提供的超燃冲压发动机中，气流流入发动机内的前体压缩通道，沿着前体压缩通道依次流入与前体压缩通道依次连通的进气喉道、燃烧室和排气喉道。当发动机处在亚燃状态时，第一可燃结构在进气喉道的内壁形成第一可燃结构的导流面，第一可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的进气喉道的型面。当气流通过前体压缩通道流入进气喉道时，气流会对亚燃状态的进气喉道的型面进行烧蚀。随着流入气流的变化，第一可燃结构逐渐被气流烧蚀，流出进气喉道的气流流入燃烧室，气流在燃烧室内燃烧后流入排气喉道。同时，第二可燃结构在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，第二
可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的排气喉道的型面，流入进气喉道的气流会对亚燃状态的排气喉道的型面进行烧蚀，随着流入排气喉道的气流会使得第二可燃结构逐渐被烧蚀。可见，当气流流入进气喉道对第一可燃结构进行烧蚀，流出燃烧室的气流对第二可燃结构进行烧蚀时，第一可燃结构和第二可燃结构逐渐消失。而由于进气喉道的导流面为在超然状态的进气喉道的型面，排气喉道的导流面为在超燃状态的排气喉道的型面，因此，当第一可燃结构和第二可燃结构逐渐消失，发动机的进气喉道的导流面逐渐成为在超燃状态的进气喉道的型面，排气喉道的导流面逐渐成为在超燃状态的排气喉道的型面。基于此，通过在进气喉道的内壁形成第一可燃结构的导流面，在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，气流流入对第一可燃结构进行烧蚀，流出燃烧室的气流对第二可燃结构进行烧蚀，在没有任何机械结构的调节下就可以实现双模态冲压发动机的模式切换，有效解决了现有技术中机械调节装置存在结构复杂、重量大的问题。
9.气流在流入进气后道的过程中，伴随着气流对第一可燃结构的烧蚀，使得进入燃烧室的气流流量逐渐增大，为了保证进入燃烧室的气流与排出燃烧室的气流保持平衡，在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，伴随着排出燃烧室的气流对第二可燃结构的烧蚀，使得排出燃烧室的气流的流量与流入燃烧室的气流流量保持相对平衡，在这个过程中，排出燃烧室的气流流量可以快速响应流入燃烧室的气流的流量，同时，气流的流量持续变化可以导致气流对第一可燃结构和第二可燃结构的持续烧蚀，可以对双模态冲压发动机模态实现持续性调节，有效解决了响应慢、无法连续调节的问题。
10.上述冲压发动机通过流入前体压缩通道的气流实现对第一可燃结构和第二可燃结构进行烧蚀以实现对冲压发动机的模态切换，无需采用壁面燃油喷射阵列构造热力喉道来实现冲压发动机的双模态工作，有效解决了燃油喷射调节控制方法技术难度大、尚且不能实现的问题。
11.第二方面，本发明提供了一种飞行器，包括第一方面所述的超燃冲压发动机。
12.与现有技术相比，本发明提供的飞行器的有益效果与本发明第一方面所述的超燃冲压发动机有益效果相同，此处不做赘述。
附图说明
13.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
14.图1示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的结构示意图；
15.图2示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的亚燃状态的结构示意图；
16.图3示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的超燃状态的结构示意图。
17.附图标记：
18.101-前体压缩通道，102-进气喉道，103-凹槽，104-燃烧室，105-排气喉道，106-第一可燃结构，107-第二可燃结构。
具体实施方式
19.为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅
用以解释本发明，并不用于限定本发明。
20.需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
21.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
22.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
23.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
24.发动机的飞行马赫数处在3《ma《5+之间，发动机处在亚燃模态时，发动机的飞行马赫数处在ma》5+之后，发动机处在超燃模态，上述两种发动机的燃烧模态就是超燃冲压发动机的概念。
25.发动机处在亚燃模态时，发动机结构上具有两个物理喉道，高速气流经过前体和进气道内的第一个喉道压缩减速增压，高速气流降为亚声速气流进入燃烧室，进入燃烧室的亚声速气流燃烧后经过第二个喉道加速为超声速气流，通过尾喷管高速喷出产生推力。发动机处在超燃模态时，发动机的结构上没有喉道，高速气流经前体和进气道的速度仍然保持ma2～ma3进入燃烧室，进入燃烧室的高速气流沿着渐扩的燃烧室壁面高速流动，同时高速气流燃烧加速进入喷管，高速喷出产生推力。
26.目前实现双模态超然冲压发动机燃烧有两种方案，第一种是随着发动机的飞行状态连续变化采用机械装置调节流道几何型面，达到流道几何型面和飞行状态的匹配，实现模态转换，但是机械调节装置存在结构复杂、重量大且响应迟滞的问题，无法满足快速响应、连续调节的工程应用要求。第二种是采用壁面燃油喷射阵列构造热力喉道实现双模态工作，但是燃油喷射调节控制方法技术难度大、尚且不能实现。
27.基于上述问题，本发明示例性实施例提供一种超燃冲压发动机及飞行器，用以保证双模态超然冲压发动机在不同的飞行速度为飞行器提供不同的燃烧模态。应理解，本发明实施例的发动机处在亚燃状态时飞行器的飞行速度在3《ma≦5+，当发动机处在超燃状态时飞行器的飞行速度在ma》5+。
28.图1示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的结构示意图。如图1所示，本发明示例性实施例提供的超燃冲压发动机具有依次连通的前体压缩通道101、进气喉道102、燃烧室104和排气喉道105。进气喉道102的导流面为在超然状态的所述进气喉道102的型面，所述排气喉道105的导流面为在超然状态的所述排气喉道105的型面。
29.当发动机处在亚燃状态时，第一可燃结构106在进气喉道的内壁形成第一可燃结构106的导流面，第一可燃结构106的导流面用于形成亚燃状态的进气喉道102的型面。当气流通过前体压缩通道流入进气喉道102时，气流会对亚燃状态的进气喉道102的型面进行烧蚀。随着流入气流的变化，第一可燃结构106逐渐被气流烧蚀，流出进气喉道102的气流流入燃烧室，气流在燃烧室104内燃烧后流入排气喉道105。同时，第二可燃结构107在排气喉道105的内壁形成第二可燃结构107的导流面，第二可燃结构107的导流面用于形成亚燃状态的排气喉道105的型面，流入进气喉道102的气流会对亚燃状态的排气喉道105的型面进行烧蚀，随着流入排气喉道105的气流会使得第二可燃结构107逐渐被烧蚀。可见，当气流流入进气喉道102对第一可燃结构106进行烧蚀，流出燃烧室104的气流对第二可燃结构107进行烧蚀时，第一可燃结构106和第二可燃结构107逐渐消失。而由于进气喉道102的导流面为在超然状态的进气喉道102的型面，排气喉道105的导流面为在超燃状态的排气喉道105的型面，因此，当第一可燃结构106和第二可燃结构107逐渐消失，发动机的进气喉道102的导流面逐渐成为在超燃状态的进气喉道102的型面，排气喉道105的导流面逐渐成为在超燃状态的排气喉道105的型面。
30.由上述实施过程可知，通过在进气喉道的内壁形成第一可燃结构的导流面，在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，气流流入对第一可燃结构进行烧蚀，流出燃烧室的气流对第二可燃结构进行烧蚀，被烧蚀后的第一可然结构和被烧蚀后的第二可燃结构逐渐消失，使得发动机的进气喉道的导流面逐渐成为在超然状态的进气喉道的型面，排气喉道的导流面逐渐成为在超然状态的排气喉道的型面。在没有任何机械结构的调节下就可以实现双模态冲压发动机的模式切换，有效解决了现有技术中机械调节装置存在结构复杂、重量大的问题。
31.气流在流入进气后道的过程中，伴随着气流对第一可燃结构的烧蚀，使得进入燃烧室的气流流量逐渐增大，为了保证进入燃烧室的气流与排出燃烧室的气流保持平衡，在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，伴随着排出燃烧室的气流对第二可燃结构的烧蚀，使得排出燃烧室的气流的流量与流入燃烧室的气流流量保持相对平衡，在这个过程中，排出燃烧室的气流流量可以快速响应流入燃烧室的气流的流量，同时，气流的流量持续变化可以导致气流对第一可燃结构和第二可燃结构的持续烧蚀，可以对双模态冲压发动机模态实现持续性调节，有效解决了响应慢、无法连续调节的问题。
32.上述冲压发动机通过流入前体压缩通道的气流实现对第一可燃结构和第二可燃结构进行烧蚀以实现对冲压发动机的模态切换，无需采用壁面燃油喷射阵列构造热力喉道来实现冲压发动机的双模态工作，有效解决了燃油喷射调节控制方法技术难度大、尚且不能实现的问题。
33.示例性的，图2示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的亚燃状态的结构示意图。如图2所示，气流沿着前体压缩通道101流入进气喉道102，气流对进气喉道102的第一可燃结构106进行烧蚀，随着气流对第一可燃结构106的烧蚀使得进气喉道102的导流面发生变化，进气喉道102的导流面在逐渐变为超然状态的进气喉道的型面。此时，大量的气流流入进气喉道102可以加速对第一可燃结构106的烧蚀，而流入进气喉道102的气流越多，其对应的气压也就越大，因此，当流入进气喉道102的气流压力增加，可以加速对第一可燃结构106的烧蚀。由此可见，第一可燃结构106烧蚀速率与气压正相关。第二可燃结构107的
烧蚀过程与上述第一可燃结构106的烧蚀过程一样，第二可燃结构的烧蚀速率与气压正相关，此处不做赘述。
34.示例性的，如图2所示，第一可燃结构106的导流面的宽度沿着进气喉道102的周向方向依次变窄(箭头所指方向即为周向)。
35.在第一可燃结构106还未燃烧时，第一可燃结构106的导流面的宽度沿着进气喉道102的周向方向依次减小可以缩小进气喉道102的进气口的内径，因此，当气流流入进气喉道102时，进入进气喉道102的气流在进气口聚集从而对流入进气口的气流产生增压作用，使得流入进气口的气流的温度上升，当温度上升到一定程度，第一可燃结构106在气流的作用下开始燃烧。同时，第一可燃结构106的导流面的宽度靠近进气喉道102的周向方向依次减小，随着气流的高压可以迅速烧蚀第一可燃结构的烧蚀速度。
36.第二可燃结构的导流面的宽度沿着排气喉道的周向方向依次减小的作用与上述第一可燃结构的技术效果相同，此处不做赘述。
37.在一种可选方式中，如图2所示，考虑到超燃冲压发动机处在亚燃状态，进气喉道102的进气口小于排气喉道105的排气口，导致进气口的流量小于排气口的流量，当气流流入进气喉道时，为了保证流入燃烧室104的气流的流量与排出燃烧室104的气流的流量保持平衡，在第一可燃结构106的烧蚀速率大于第二可燃结构107的烧蚀速率时，可以自适应的扩充进气喉道的进气口的尺寸，从而平衡进气喉道102的进气口流入的气流的流量自适应的增加，第一可燃结构106快速烧蚀可以补充流入燃烧室104的流量，第二可燃结构107的烧蚀速率相对第一可燃结构106慢一点，可以保证燃烧室104的气流的流量排出慢一点，通过上述实施过程够使得燃烧室保持平衡。
38.在一种可选方式中，图3示出了本发明示例性实施例的超燃冲压发动机的超燃状态的结构示意图。如图3所示，上述燃烧室104具有至少一个凹槽103，每个凹槽103包括环形凹槽；
39.或，每个凹槽103包括沿着燃烧室的周向分布的至少一个分段式凹槽103，多个凹槽103沿着进气口的方向依次分布在所述燃烧室104内。
40.在实际应用中，燃烧室具有多个凹槽103，每个凹槽包括环形凹槽103，也可以为其他形式的凹槽，此处对凹槽103的形状不做限制。
41.在另一种应用中，每个凹槽103包括沿着燃烧室的周向分布的至少一个分段式凹槽103，多个凹槽103沿着进气口的方向依次分布在所述燃烧室104内，随着气流流入燃烧室，不同形状的凹槽103均会对进入燃烧室104内的气流进行导流，将气流引入凹槽103内，气流在凹槽103内稳定后使得气流在燃烧室内燃烧更加稳定。
42.举例来说，如图3所示，每个凹槽103的槽侧壁在燃烧室内壁形成一个斜切面，气流流入燃烧室后流入凹槽103内，在凹槽103稳流后的气流再沿着凹槽103的斜切面流出，在凹槽103稳定燃烧后可以将气流稳定的排出，气流稳定排出时不会干扰排气喉道的气流对第二可燃结构的烧蚀速率。
43.示例性的，当飞行器的飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度，可燃结构达到燃点。当飞行器的飞行速度大于第二预设速度，可燃结构燃烧消失。此时，应当理解第一预设速度为飞行器的飞行速度的为3ma时的飞行速度，第二预设速度为飞行器的飞行速度的为5+ma时的飞行速度。
44.本发明示例性实施例提供了一种飞行器，包括本发明示例性实施例的双模态冲压发动机。应理解，本发明实施例的飞行器可以为无人机，也可以为有人驾驶的飞机。例如：
45.需要说明的是，本发明实施例提供的飞行器还可以包括机身、飞行控制器等，发动机、飞行控制器等设在机身中，飞行控制器可以根据飞行速度的不同实现亚然模态飞行和超然模态飞行。
46.与现有技术相比，本发明实施例提供的飞行器的有益效果参考双模态超然冲压发动机的有益效果，此处不做赘述。
47.尽管结合具体特征及其实施例对本发明进行了描述，显而易见的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可对其进行各种修改和组合。相应地，本说明书和附图仅仅是所附权利要求所界定的本发明的示例性说明，且视为已覆盖本发明范围内的任意和所有修改、变化、组合或等同物。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。
48.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种超燃冲压发动机，其特征在于，所述超燃冲压发动机具有依次连通的前体压缩通道、进气喉道、燃烧室和排气喉道，所述进气喉道的导流面为在超然状态的所述进气喉道的型面，所述排气喉道的导流面为在超然状态的所述排气喉道的型面；在所述超燃状态前，所述超燃冲压发动机包括第一可燃结构和第二可燃结构，所述第一可燃结构在进气喉道的内壁形成第一可燃结构的导流面，所述第一可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的所述进气喉道的型面，所述第二可燃结构在排气喉道的内壁形成第二可燃结构的导流面，所述第二可燃结构的导流面用于形成亚燃状态的所述排气喉道的型面。2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，所述第一可燃结构和所述第二可燃结构的烧蚀速率均与气压正相关。3.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，所述第一可燃结构的烧蚀速率大于所述第二可燃结构的烧蚀速率。4.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，所述第一可燃结构的导流面的宽度沿着所述进气喉道的周向方向依次减小，所述第二可燃结构的导流面的宽度沿着所述排气喉道的周向方向依次减小。5.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃烧室具有至少一个凹槽。6.根据权利要求5所述的超燃冲压发动机，其特征在于，每个所述凹槽包括环形凹槽；或，每个所述凹槽包括沿着燃烧室的周向分布的至少一个分段式凹槽。7.根据权利要求6所述的超燃冲压发动机，其特征在于，多个所述凹槽沿着进气口的方向依次分布在所述燃烧室内。8.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度，所述可燃结构达到燃点。9.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机，其特征在于，当所述飞行器的飞行速度大于第二预设速度，所述可燃结构燃烧消失。10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1～9任一项所述的超燃冲压发动机。

技术总结
本发明公开一种超燃冲压发动机及飞行器，涉及航空技术领域，用以保证超然冲压发动机在不同的飞行速度为飞行器提供不同的燃烧模态。所述超燃冲压发动机具有依次连通的前体压缩通道、进气喉道、燃烧室和排气喉道，进气喉道的导流面为在超然状态的进气喉道的型面，排气喉道的导流面为在超然状态的排气喉道的型面。在超燃状态前，超燃冲压发动机包括第一可燃结构和第二可燃结构。所述飞行器包括上述冲压发动机。本发明提供的超燃冲压发动机用于飞行器中。中。中。


技术研发人员：贾真 周琨 王爱峰 秦绪山
受保护的技术使用者：中国航空发动机研究院
技术研发日：2023.03.16
技术公布日：2023/5/16