一种超声速燃气引射器制造技术

本发明专利技术公开了一种超声速燃气引射器，包括：进气筒、燃料喷嘴、点火器、引射器壳体、燃烧装置和扩压装置；其中，所述引射器壳体套设于所述进气筒的外表面，所述引射器壳体与所述进气筒之间形成空腔；所述燃烧装置设置于所述空腔内；所述燃烧装置包括燃烧筒和喷管；所述点火器通过所述引射器壳体与所述燃烧筒相连接；所述喷管与所述燃烧筒的后端相连接；所述扩压装置与所述引射器壳体的一端相连接。本发明专利技术的装置使用高温气体膨胀，热效率高，适合长时间运行，结构简单，易于加工，制造成本低。

【技术实现步骤摘要】
一种超声速燃气引射器
本专利技术涉及流体机械领域，尤其涉及一种超声速燃气引射器。
技术介绍
引射器是一种流体机械，通过气体的膨胀作用产生低压环境，来抽吸另一种流体。常规高超声速风洞，使用空气引射器，在试验舱产生低压环境，并把低压试验气体排到大气中，根据引射气体介质不同，常用的引射器有空气引射器、蒸汽引射器、燃气引射器。空气引射器，利用压缩空气，通过喷管加速，产生气体膨胀，由于是冷流，在Ma数较高时，气流会发生冷凝，效率比较低。蒸汽引射器，需要蒸汽锅炉和长的热力管道系统，设备庞大，引射系统的流量大，需要建造专门的蒸汽锅炉厂房，投资大。燃气引射器，重量轻，体积小，启动快。充分利用热能产生气体膨胀，效率高，但是现有燃气引射器，受限于结构形式，难以安装冷却装置，能够可靠工作的时间很短。例如，燃气流风洞，使用的燃气引射器，应用火箭发动机的喷注燃烧方式，使用酒精和氧气混合进行燃烧，产生总压，通过喷管膨胀加速，产生引射器的主气流，引射效率比较高，但是，引射器壳体部件结构难以采用冷却措施，一般靠金属部件的热容和较短的运行时间来确保安全性，运行时间短，燃烧参数很难实时调整，使用不方便，也无法满足风洞设备的长时间运行。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种超声速燃气引射器，使用高温气体膨胀，热效率高，适合长时间运行，结构简单，易于加工，制造成本低。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种超声速燃气引射器，包括：进气筒、燃料喷嘴、点火器、引射器壳体、燃烧装置和扩压装置；其中，所述引射器壳体套设于所述进气筒的外表面，所述引射器壳体与所述进气筒之间形成空腔；所述燃烧装置设置于所述空腔内；所述燃烧装置包括燃烧筒和喷管，其中，所述燃料喷嘴通过所述引射器壳体与所述燃烧筒相连接；所述点火器通过所述引射器壳体与所述燃烧筒相连接；所述喷管与所述燃烧筒的后端相连接；所述扩压装置与所述引射器壳体的一端相连接。上述超声速燃气引射器中，所述引射器壳体包括进气管，其中，所述进气管设置于所述引射器壳体的侧壁。上述超声速燃气引射器中，所述引射器壳体的外壁连接有钢板，其中，钢板与所述引射器壳体的外壁之间形成冷却水通道；所述钢板连接有进水管。上述超声速燃气引射器中，所述扩压装置包括收缩段、直管段和扩压段；其中，所述收缩段的一端与所述引射器壳体的一端相连接；所述收缩段的另一端与所述直管段的一端相连接；所述直管段的另一端与所述扩压段的一端相连接。上述超声速燃气引射器中，所述燃烧筒的横截面为环形，所述燃烧筒的形状与空腔的形状相匹配。上述超声速燃气引射器中，所述喷管沿其轴线的截面形状为锥形，喷管的的Ma数为2.0～4.5。上述超声速燃气引射器中，所述扩压段的扩张角a为5°-8°。上述超声速燃气引射器中，所述燃料喷嘴的数量为若干个，若干个燃料喷嘴沿引射器壳体的周向均匀分布。上述超声速燃气引射器中，所述点火器数量为若干个，若干个点火器沿引射器壳体的周向均匀分布。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)本专利技术的燃烧装置具有燃烧好，温度均匀；(2)本专利技术采用高温燃气作为引射介质，引射效率高；(3)本专利技术的引射器壳体具有冷却措施，适合长时间工作；(4)本专利技术的扩压装置能够对超声速混合气流增压、稳定超声速气流和防止气流分离降低扩压效率；(5)本专利技术结构简单、重量轻、易加工制造，成本低。附图说明图1是本专利技术的超声速燃气引射器的结构示意图；图1-1是图1中I区域的放大图；图2是本专利技术的进气筒的结构示意图；图3是本专利技术的燃料喷嘴和点火器的分布示意图；图4是本专利技术的引射器壳体的结构示意图；图5是本专利技术的扩压装置的结构示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明：图1是本专利技术的超声速燃气引射器的结构示意图；图1-1是图1中I区域的放大图。如图1和图1-1所示，该超声速燃气引射器包括：进气筒1、燃料喷嘴2、点火器3、引射器壳体4、燃烧装置和扩压装置7。其中，引射器壳体4套设于进气筒1的外表面，引射器壳体4与进气筒1之间形成空腔8。具体的，引射器壳体4套设在进气筒1的外表面，引射器壳体4与进气筒1之间形成一个环形的空腔8，引射器壳体4的轴线与进气筒1的轴线为同一轴线。燃烧装置设置于空腔8内。燃烧装置包括燃烧筒5和喷管6，其中，燃料喷嘴2通过引射器壳体4与燃烧筒5相连接；点火器3通过引射器壳体4与燃烧筒5相连接；喷管6与燃烧筒5的后端相连接。具体的，燃料喷嘴2通过螺纹连接固定在引射器壳体4上，燃料喷嘴2穿过引射器壳体4与燃烧筒5的开孔相连接；点火器3通过螺纹连接固定在引射器壳体4上，点火器3穿过引射器壳体4与燃烧筒5的开孔相连接。通过燃料喷嘴2将燃料提供给燃烧筒5，本实施例的燃料采用航空煤油。燃烧筒5的侧壁开设有补气孔，用于给燃烧筒5提供气体。扩压装置7与引射器壳体4的一端相连接。具体的，扩压装置7与引射器壳体4的右端螺纹连接。本实施例的工作原理：在燃烧装置内，燃料喷嘴2喷出航空煤油燃料，雾化后与空气混合，通过点火器3点燃，产生混合燃烧气体，燃烧压力维持在1.0MPa，高温燃气持续预热进入燃烧装置的空气，燃烧筒5内的高温高压燃烧混合气体的压力温度控制在一定范围内，随后，进入喷管6膨胀喷出，产生速度高、静压低的射流过渡区域，低静压的引射气流在混合室内，与被引射气流混合、增压，排到大气中。本实施例采用外供压缩空气提高燃气发生器的进气压力，在燃烧筒内产生高温高压燃气，持续形成引射系统的总压，高温高压燃气通过喷管加速，与被引射气流混合，形成低静压高速度的混合气流，最后通过扩压装置，排到大气中。本实施例的燃烧装置具有燃烧好，温度均匀；本实施例通过高温燃气作为引射介质，引射效率高；本实施例的引射器壳体具有冷却措施，适合长时间工作；本实施例结构简单、重量轻、易加工制造，成本低。图2是本专利技术的进气筒的结构示意图。如图2所示，进气筒1是由连接法兰和一段圆筒焊接而成，是被引射气体的通道。本实施例采用304不锈钢制作，内径250mm，长度600mm。上述实施例中，如图4所示，引射器壳体4包括进气管41，其中，进气管41设置于引射器壳体4的侧壁。具体的，引射器壳体4采用不锈钢筒焊接成型，引射器壳体4上接有进气管41，用于引入高压燃烧空气，空气从进气管41进入空腔8内，通过燃烧筒5的侧壁的补气孔进入到燃烧筒内，从而与燃料混合。上述实施例中，如图4所示，引射器壳体4的外壁连接有钢板9，其中，钢板9与引射器壳体4的外壁之间形成冷却水通道10；钢板9连接有进水管42。具体的，引射器壳体4外壁上焊接不锈钢板，组成冷却夹层，进水管42用于引入冷却介质，例如冷却水、冷却液。本实施例，燃烧筒的燃烧压力1.2MPa，引射器壳体4设计压力4.0MPa，冷却介质采用航空煤油，再生冷却，达到提前对燃料预热的作用。上述实施例中，如图5所示，扩压装置7包括收缩段71、直管段72和扩压段73；其中，收缩段71的一端与引射器壳体4的一端相连接；收缩段71的另一端与直管段72的一端相连接；直管段72的另一端与扩压段73的一端相连接。具体的，如图5所示，收缩段71的左端与引射器壳体4的右端相连接；收缩段71的右端与直管段72的左端相连接；直管段72的右端与扩压段73的左端相连接。连接的方式可以为螺纹连本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种超声速燃气引射器，其特征在于包括：进气筒(1)、燃料喷嘴(2)、点火器(3)、引射器壳体(4)、燃烧装置和扩压装置(7)；其中，所述引射器壳体(4)套设于所述进气筒(1)的外表面，所述引射器壳体(4)与所述进气筒(1)之间形成空腔(8)；所述燃烧装置设置于所述空腔(8)内；所述燃烧装置包括燃烧筒(5)和喷管(6)，其中，所述燃料喷嘴(2)通过所述引射器壳体(4)与所述燃烧筒(5)相连接；所述点火器(3)通过所述引射器壳体(4)与所述燃烧筒(5)相连接；所述喷管(6)与所述燃烧筒(5)的后端相连接；所述扩压装置(7)与所述引射器壳体(4)的一端相连接。

【技术特征摘要】
1.一种超声速燃气引射器，其特征在于包括：进气筒(1)、燃料喷嘴(2)、点火器(3)、引射器壳体(4)、燃烧装置和扩压装置(7)；其中，所述引射器壳体(4)套设于所述进气筒(1)的外表面，所述引射器壳体(4)与所述进气筒(1)之间形成空腔(8)；所述燃烧装置设置于所述空腔(8)内；所述燃烧装置包括燃烧筒(5)和喷管(6)，其中，所述燃料喷嘴(2)通过所述引射器壳体(4)与所述燃烧筒(5)相连接；所述点火器(3)通过所述引射器壳体(4)与所述燃烧筒(5)相连接；所述喷管(6)与所述燃烧筒(5)的后端相连接；所述扩压装置(7)与所述引射器壳体(4)的一端相连接。2.根据权利要求1所述的超声速燃气引射器，其特征在于：所述引射器壳体(4)包括进气管(41)，其中，所述进气管(41)设置于所述引射器壳体(4)的侧壁。3.根据权利要求1-2任一所述的超声速燃气引射器，其特征在于：所述引射器壳体(4)的外壁连接有钢板(9)，其中，钢板(9)与所述引射器壳体(4)的外壁之间形成冷却水通道(10)；所述钢板(9)连接有进水管(42)。4.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭孝国，江泽鹏，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11