本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种旋转爆震燃烧室。此外，本发明还涉及一种包括上述旋转爆震燃烧室的发动机。
背景技术：
高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，其核心是高超声速推进技术。与传统的等压燃烧模式相比，爆震燃烧释热速度快、循环热效率高，具有更大的优势。连续旋转爆震是爆震发动机的一种实现形式，它通常采用环形燃烧室，只需要一次点火即可连续工作，能够提供稳定的推力，具有广阔的应用前景。
连续旋转爆震冲压发动机的原理可行性已获得充分验证，但该发动机的工程应用遇到了较大困难，目前的冲压旋转爆震试验都以氢气作为燃料，但是氢气难储存、体积能量密度小，不适合工程应用，液体煤油等碳氢燃料易储存、体积能量密度大，更适合于发动机的工程应用。但是煤油燃料的活性低，旋转爆震起爆和维持的难度很大，采用传统的环形等直燃烧室很难实现其旋转爆震高效燃烧，限制了旋转爆震冲压发动机的工程研制。
技术实现要素：
本发明提供了一种旋转爆震燃烧室及具有其的发动机，以解决现有的旋转爆震冲压发动机不能采用煤油等低活性燃料作为爆震燃烧燃料的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种旋转爆震燃烧室，用于低活性燃料旋转爆震稳定燃烧，旋转爆震燃烧室包括：呈空心筒状且两端连通的外套体，外套体的轴孔中设有呈柱状且沿外套体的长度方向布设的内柱，外套体与内柱之间的间隙构成供氧化剂和燃料混合成混合流的引流环道和供混合流进行旋转爆震燃烧的爆震燃烧环道，引流环道和爆震燃烧环道沿轴向依次设置且相连，且引流环道的进流端与用于供给氧化剂的氧化剂供给系统相连；外套体内设有第一喷注系统，第一喷注系统的进流端与用于供给燃料的燃料供给系统相连，第一喷注系统的输出端贯穿引流环道的外环壁并与引流环道的内腔连通，以沿外套体周向将燃料喷入引流环道内；爆震燃烧环道的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的内环壁内凹形成；和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的外环壁内凹形成。
进一步地，凹腔包括沿爆震燃烧环道径向布设的前壁、与前壁的内侧相交且沿爆震燃烧环道的长度方向延伸的底壁、与底壁相交的后壁；后壁位于前壁的下游且与前壁构成凹腔的侧壁；底壁构成凹腔的底面。
进一步地，凹腔的纵向剖面为直角梯形；前壁为直角梯形的直角边；底壁为直角梯形的底边；后壁为直角梯形的斜边。
进一步地，前壁的高度为0.5倍～2倍爆震燃烧环道的高度；底壁的长度为4倍～10倍前壁的高度；后壁与底壁之间的夹角为15°～75°。
进一步地，最靠近引流环道出流端的凹腔距爆震燃烧环道进流端端面的距离为0倍～2倍旋转爆震产生的旋转爆震波的高度。
进一步地，爆震燃烧环道的内环壁上设有多个凹腔，多个凹腔沿爆震燃烧环道的长度方向依次间隔设置；和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有多个凹腔，多个凹腔沿爆震燃烧环道的长度方向依次间隔设置。
进一步地，第一喷注系统包括与燃料供给系统相连的多个第一喷口，多个第一喷口沿引流环道的周向依次间隔设置于引流环道的外环壁上，且各第一喷口距爆震燃烧环道进流端端面的距离为10mm～20mm。
进一步地，爆震燃烧环道的内环壁上设有凹腔，内柱内设有与燃料供给系统连通的第二喷注系统，第二喷注系统与凹腔连通以向凹腔内喷注燃料；和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有凹腔，外套体内还设有与燃料供给系统连通的第三喷注系统，第三喷注系统与凹腔连通以向凹腔内喷注燃料。
进一步地，第二喷注系统和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第二喷口，多个第二喷口沿前壁的环向依次间隔设置于前壁上；或第二喷注系统和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第三喷口，多个第三喷口沿底壁的周向依次间隔设置于底壁上；或第二喷注系统和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第四喷口，多个第四喷口沿爆震燃烧环道的周向依次间隔设置于爆震燃烧环道的内环壁上，且多个第四喷口位于待喷注燃料的凹腔的上游。
根据本发明的另一方面，还提供了一种发动机，发动机内设有如上述的旋转爆震燃烧室。
本发明具有以下有益效果：
本发明的旋转爆震燃烧室，爆震燃烧环道对喷入的混合流组织旋转爆震燃烧的同时，通过设置于其内环壁和/或外环壁上的凹腔对旋转爆震燃烧产生的火焰进行稳定，使凹腔内形成持续燃烧的高温火焰，提高凹腔区域及上游的混合流的温度，进而大大降低低活性燃料旋转爆震起爆和爆震维持的难度，使液体煤油等低活性燃料与氧化剂形成的混合流能够在爆震燃烧环道内进行连续旋转爆震，从而解决采用液体煤油等低活性燃料使发动机不易实现工程应用的技术难题，促进旋转爆震冲压发动机的工程研制。
本发明的发动机，由于本发明的发动机中设有如上述的旋转爆震燃烧室，故而本发明的发动机对喷入的燃料和氧化剂组织旋转爆震燃烧的同时，通过设置于旋转爆震燃烧室内的凹腔对旋转爆震燃烧产生的火焰进行稳定，使凹腔内形成持续燃烧的高温火焰，提高凹腔区域及上游的混合流的温度，进而大大降低低活性燃料旋转爆震起爆和爆震维持的难度，使液体煤油等低活性燃料与氧化剂形成的混合流能够在发动机内进行连续旋转爆震，从而解决采用液体煤油等低活性燃料使发动机不易实现工程应用的技术难题，促进旋转爆震冲压发动机的工程研制。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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：
图1是本发明优选实施例的旋转爆震燃烧室的剖面结构示意图。
图例说明
10、外套体；20、内柱；30、引流环道；40、爆震燃烧环道；50、第一喷注系统；51、第一喷口；60、凹腔；601、前壁；602、底壁；603、后壁；70、第二喷注系统；71、第二喷口。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
参照图1，本发明的优选实施例提供了一种旋转爆震燃烧室，用于低活性燃料旋转爆震稳定燃烧，旋转爆震燃烧室包括：呈空心筒状且两端连通的外套体10，外套体10的轴孔中设有呈柱状且沿外套体10的长度方向布设的内柱20，外套体10与内柱20之间的间隙构成供氧化剂和燃料混合成混合流的引流环道30和供混合流进行旋转爆震燃烧的爆震燃烧环道40，引流环道30和爆震燃烧环道40沿轴向依次设置且相连，且引流环道30的进流端与用于供给氧化剂的氧化剂供给系统(图未示)相连。外套体10内设有第一喷注系统50，第一喷注系统50的进流端与用于供给燃料的燃料供给系统(图未示)相连，第一喷注系统50的输出端贯穿引流环道30的外环壁并与引流环道30的内腔连通，以沿外套体10的周向将燃料喷入引流环道30内。爆震燃烧环道40的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔60，凹腔60由爆震燃烧环道40的内环壁内凹形成。和/或爆震燃烧环道40的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔60，凹腔60由爆震燃烧环道40的外环壁内凹形成。
本发明的旋转爆震燃烧室工作时，氧化剂供给系统供给的来流由引流环道30的进流端进入引流环道30，燃料供给系统供给的燃料首先由第一喷注系统50的进流端进入第一喷注系统50内，然后再由第一喷注系统50的出流端沿外套体10的周向喷入引流环道30内，并喷入引流环道30的燃料与引流环道30中的氧化剂混合形成混合流，该混合流沿引流环道30流动并由爆震燃烧环道40的进流端喷入爆震燃烧环道40中进行旋转爆震燃烧，爆震燃烧环道40的出口端连接有尾喷管(图未示)，旋转爆震燃烧产生的混合气再由爆震燃烧环道40的出气端喷入尾喷管，最后由尾喷管膨胀加速排出推动飞行器前行。本发明的旋转爆震燃烧室的爆震燃烧环道40对喷入的混合流组织旋转爆震燃烧的同时，通过设置于其内环壁和/或外环壁上的凹腔60对旋转爆震燃烧产生的火焰进行稳定，使凹腔60内形成持续燃烧的高温火焰，提高凹腔区域及上游的混合流的温度，进而大大降低低活性燃料(液体航空煤油、煤油裂解气、乙烯、甲烷等)旋转爆震起爆和爆震维持的难度，使液体煤油等低活性燃料与氧化剂形成的混合流能够在爆震燃烧环道40内进行连续旋转爆震，从而解决采用液体煤油等低活性燃料使发动机不易实现工程应用的技术难题，促进旋转爆震冲压发动机工程研制。
可选地，如图1所示，凹腔60包括沿爆震燃烧环道40径向布设的前壁601、与前壁601的内侧相交且沿爆震燃烧环道40的长度方向延伸的底壁602、与爆震燃烧环道40和底壁602均相交的后壁603。后壁603位于前壁601的下游且与前壁601构成凹腔60的侧壁。底壁602构成凹腔60的底面。本发明中，爆震燃烧环道40为沿混合气流动的方向直径不变的等直径通道，在其它实施例中，爆震燃烧环道40也可为沿混合气流动的方向直径变化的变直径通道，爆震燃烧环道40是否为等直径通道，均以满足旋转爆震燃烧室的工作要求具体设计。本发明中，内柱20与外套体10同轴设置，且内柱20通过连接肋与外套体10的内环壁相连。
本发明中，如图1所示，凹腔60的纵向剖面为直角梯形。前壁601为直角梯形的直角边。由于前壁601为直角梯形的直角边，故而前壁601与爆震燃烧环道40的外环壁或内环壁垂直相交，从而由爆震燃烧环道40至凹腔60将出现内径“突扩”，便于在凹腔60内形成流动回流区。底壁602为直角梯形的底边。由于底壁602为直角梯形的底边，故而底壁602将沿外套体10或内柱20的轴线方向延伸。后壁603为直角梯形的斜边。后壁603为直角梯形的斜边，即后壁603与水平面间存在夹角，便于凹腔60内燃烧产生的混合气顺利由凹腔60进入爆震燃烧环道40中，防止后壁603对混合气的流动形成阻挡。
本发明具体实施例中，前壁601的高度为0.5倍～2倍爆震燃烧环道40的高度。当前壁601的高度小于0.5倍爆震燃烧环道40的高度时，即凹腔60过浅，从而使凹腔60形成的回流区较小，降低凹腔60的火焰稳定能力；当前壁601的高度为大于2倍爆震燃烧环道40的高度时，即凹腔60过深，引起较大的流动损失，降低燃烧室的推力性能。底壁602的长度为4倍～10倍前壁601的高度。当底壁602的长度小于4倍前壁601的高度时，即凹腔60过短，主流气体不易进入凹腔内，进而降低凹腔60对火焰的稳定能力；当底壁602的长度大于10倍前壁601的高度时，即凹腔过长，火焰稳定能力较差。后壁603与底壁602之间的夹角的夹角一般为15°～75°。当后壁603与底壁602之间的夹角小于15°时，凹腔中的混合气容易跑出凹腔与爆震燃烧环道40中的混合气混合，降低凹腔60对火焰的稳定能力；当后壁603的倾斜角大于75°时，后壁603对凹腔中的混合气进行阻挡，引起较大的流动损失，降低发动机推力性能。本发明中，对凹腔60的各种参数的设计，是根据本发明的燃烧室所需达到的性能经过大量的试验和反复的实验验证而得。
可选地，如图1所示，最靠近引流环道30出流端的凹腔60距爆震燃烧环道40进流端端面的距离为0倍～2倍旋转爆震产生的旋转爆震波的高度，其中，旋转爆震波高度为爆震燃烧环道40正常工作时旋转爆震波沿轴向的长度。
可选地，爆震燃烧环道40的内环壁上设有多个凹腔60，多个凹腔60沿爆震燃烧环道40的长度方向依次间隔设置。和/或爆震燃烧环道40的外环壁上设有多个凹腔60，多个凹腔60沿爆震燃烧环道40的长度方向依次间隔设置。当爆震燃烧环道40的内环壁上设有多个凹腔60，且爆震燃烧环道40的外环壁上设有多个凹腔60时，爆震燃烧环道40内环壁上的凹腔和外环壁上的凹腔相互交错布置。实际设计时，若凹腔60本身的火焰稳定能力已足够强，则采用单个凹腔即可促使产生旋转爆震；当采用单个凹腔60不足以促使产生旋转爆震时，则可根据具体情况采用多个凹腔。
可选地，如图1所示，第一喷注系统50包括与燃料供给系统相连的多个第一喷口51，多个第一喷口51沿引流环道30的周向依次间隔设置于引流环道30的外环壁上，且各第一喷口51距爆震燃烧环道40进流端端面的距离为10mm～20mm。当第一喷口51距爆震燃烧环道40进流端端面的距离大于20mm时，爆震燃烧易逆流传播至引流环道30内，即发生“回火”现象，从而对位于引流环道30前端的进气道产生影响；但第一喷口51距爆震燃烧环道40进流端端面的距离也不能小于10mm，否则燃料和氧化剂不能在进入爆震燃烧环道40前充分混合，进而影响爆震燃烧环道40内的爆震发生。
优选地，如图1所示，引流环道30的出流端呈扩口状，以与爆震燃烧环道40的进流端顺畅连接。
可选地，如图1所示，当爆震燃烧环道40的内环壁上设有凹腔60时，内柱20内设有与燃料供给系统连通的第二喷注系统70，第二喷注系统70与凹腔60连通以向凹腔60内喷注燃料。当爆震燃烧环道40的外环壁上设有凹腔60时，外套体10内还设有与燃料供给系统连通的第三喷注系统(图未示)，第三喷注系统与凹腔60连通以向凹腔60内喷注燃料。实际设计时，假使爆震燃烧环道40的外环壁和内环壁上均设有凹腔，若凹腔本身的火焰稳定能力已足够强，单采用凹腔即可促使产生旋转爆震，此时第二喷注系统70和第三喷注系统可不喷注燃料。当单采用凹腔60不足以促使产生旋转爆震时，可通过第二喷注系统70和/或第三喷注系统向凹腔中喷入燃料，以提高凹腔内的燃烧放热量，进一步降低低活性燃料旋转爆震的实现难度，但是，通过第二喷注系统70和/或第三喷注系统喷注的燃料流量一般不超过燃料总流量的20％。
本发明中，如图1所示，第二喷注系统70和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第二喷口71，多个第二喷口71沿前壁601的环向依次间隔设置于前壁601上。或第二喷注系统70和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第三喷口(图未示)，多个第三喷口沿底壁602的周向依次间隔设置于底壁602上。或第二喷注系统70和/或第三喷注系统均包括与燃料供给系统相连的多个第四喷口(图未示)，多个第四喷口沿爆震燃烧环道40的周向依次间隔设置于爆震燃烧环道40的内环壁上，且多个第四喷口位于待喷注燃料的凹腔60的上游。对比第二喷口71、第三喷口和第四喷口，由于第二喷口71位于前壁601上，故而燃料喷注时进入凹腔的速度较大，燃烧组织难度较大；由于第三喷口位于底壁602上，由其喷出的燃料进入凹腔60中的比例较大，但燃料与来流氧化剂的接触面较小，混合效果不佳；由于第四喷口位于凹腔60上游的爆震燃烧环道40的内环壁上，故而由其喷出的燃料可与来流氧化剂充分接触混合，是一种最常用的凹腔燃料喷注方案。
根据本发明的另一方面，还提供了一种发动机，该发动机内设有如上述的旋转爆震燃烧室。由于本发明的发动机中设有如上述的旋转爆震燃烧室，故而本发明的发动机对喷入的燃料和氧化剂组织旋转爆震燃烧的同时，通过设置于旋转爆震燃烧室内的凹腔60对旋转爆震燃烧产生的火焰进行稳定，使凹腔60内形成持续燃烧的高温火焰，提高凹腔区域及上游的混合流的温度，进而大大降低低活性燃料旋转爆震起爆和爆震维持的难度，使液体煤油等低活性燃料与氧化剂形成的混合流能够在发动机内进行连续旋转爆震，从而解决采用液体煤油等低活性燃料使发动机不易实现工程应用的技术难题，促进旋转爆震冲压发动机工程研制。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
技术特征：
1.一种旋转爆震燃烧室，其特征在于，用于低活性燃料旋转爆震稳定燃烧，所述旋转爆震燃烧室包括：
呈空心筒状且两端连通的外套体(10)，所述外套体(10)的轴孔中设有呈柱状且沿所述外套体(10)的长度方向布设的内柱(20)，所述外套体(10)与所述内柱(20)之间的间隙构成供氧化剂和燃料混合成混合流的引流环道(30)和供所述混合流进行旋转爆震燃烧的爆震燃烧环道(40)，所述引流环道(30)和所述爆震燃烧环道(40)沿轴向依次设置且相连，且所述引流环道(30)的进流端与用于供给所述氧化剂的氧化剂供给系统相连；
所述外套体(10)内设有第一喷注系统(50)，所述第一喷注系统(50)的进流端与用于供给所述燃料的燃料供给系统相连，所述第一喷注系统(50)的输出端贯穿所述引流环道(30)的外环壁并与所述引流环道(30)的内腔连通，以沿所述外套体(10)周向将燃料喷入所述引流环道(30)内；
所述爆震燃烧环道(40)的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔(60)，所述凹腔(60)由所述爆震燃烧环道(40)的内环壁内凹形成；和/或
所述爆震燃烧环道(40)的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔(60)，所述凹腔(60)由所述爆震燃烧环道(40)的外环壁内凹形成。
2.根据权利要求1所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述凹腔(60)包括沿所述爆震燃烧环道(40)径向布设的前壁(601)、与所述前壁(601)的内侧相交且沿所述爆震燃烧环道(40)的长度方向延伸的底壁(602)、与所述底壁(602)相交的后壁(603)；
所述后壁(603)位于所述前壁(601)的下游且与所述前壁(601)构成所述凹腔(60)的侧壁；
所述底壁(602)构成所述凹腔(60)的底面。
3.根据权利要求2所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述凹腔(60)的纵向剖面为直角梯形；
所述前壁(601)为所述直角梯形的直角边；
所述底壁(602)为所述直角梯形的底边；
所述后壁(603)为所述直角梯形的斜边。
4.根据权利要求3所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述前壁(601)的高度为0.5倍～2倍所述爆震燃烧环道(40)的高度；
所述底壁(602)的长度为4倍～10倍所述前壁(601)的高度；
所述后壁(603)与所述底壁(602)之间的夹角为15°～75°。
5.根据权利要求1所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
最靠近所述引流环道(30)出流端的所述凹腔(60)距所述爆震燃烧环道(40)进流端端面的距离为0倍～2倍旋转爆震产生的旋转爆震波的高度。
6.根据权利要求1所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述爆震燃烧环道(40)的内环壁上设有多个所述凹腔(60)，多个所述凹腔(60)沿所述爆震燃烧环道(40)的长度方向依次间隔设置；和/或
所述爆震燃烧环道(40)的外环壁上设有多个所述凹腔(60)，多个所述凹腔(60)沿所述爆震燃烧环道(40)的长度方向依次间隔设置。
7.根据权利要求1所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述第一喷注系统(50)包括与所述燃料供给系统相连的多个第一喷口(51)，多个所述第一喷口(51)沿所述引流环道(30)的周向依次间隔设置于所述引流环道(30)的外环壁上，且各所述第一喷口(51)距所述爆震燃烧环道(40)进流端端面的距离为10mm～20mm。
8.根据权利要求2所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述爆震燃烧环道(40)的内环壁上设有所述凹腔(60)，所述内柱(20)内设有与所述燃料供给系统连通的第二喷注系统(70)，所述第二喷注系统(70)与所述凹腔(60)连通以向所述凹腔(60)内喷注燃料；和/或
所述爆震燃烧环道(40)的外环壁上设有所述凹腔(60)，所述外套体(10)内还设有与所述燃料供给系统连通的第三喷注系统，所述第三喷注系统与所述凹腔(60)连通以向所述凹腔(60)内喷注燃料。
9.根据权利要求8所述的旋转爆震燃烧室，其特征在于，
所述第二喷注系统(70)和/或所述第三喷注系统均包括与所述燃料供给系统相连的多个第二喷口(71)，多个所述第二喷口(71)沿所述前壁(601)的环向依次间隔设置于所述前壁(601)上；或
所述第二喷注系统(70)和/或所述第三喷注系统均包括与所述燃料供给系统相连的多个第三喷口，多个所述第三喷口沿所述底壁(602)的周向依次间隔设置于所述底壁(602)上；或
所述第二喷注系统(70)和/或所述第三喷注系统均包括与所述燃料供给系统相连的多个第四喷口，多个所述第四喷口沿所述爆震燃烧环道(40)的周向依次间隔设置于所述爆震燃烧环道(40)的内环壁上，且多个所述第四喷口位于待喷注燃料的所述凹腔(60)的上游。
10.一种发动机，其特征在于，所述发动机内设有如权利要求1至9中任一项所述的旋转爆震燃烧室。
技术总结
本发明公开了一种旋转爆震燃烧室及具有其的发动机，包括：呈空心筒状且两端连通的外套体，外套体的轴孔中设有呈柱状且沿外套体的长度方向布设的内柱，外套体与内柱之间的间隙构成引流环道和爆震燃烧环道，引流环道的进流端与氧化剂供给系统相连。外套体内设有第一喷注系统，第一喷注系统的进流端与燃料供给系统相连，第一喷注系统的输出端贯穿引流环道的外环壁并与引流环道的内腔连通以沿外套体周向将燃料喷入引流环道内。爆震燃烧环道的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的内环壁内凹形成。和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的外环壁内凹形成。
技术研发人员：刘世杰;彭皓阳;刘卫东;张海龙;孙明波;蒋露欣;蔡晓东;于江飞
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：.07.31
技术公布日：.02.11
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