(一)所属技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其是一种应用于脉冲爆震发动机的进气道气 动阀。

(二)背景技术

脉冲爆震发动机是高频周期性工作的动力装置，存在如何实现高频周期性 进气的问题。国内外大量脉冲爆震发动机模型研究中都是采用电磁阀来实现油、 气的间歇供给，但电磁阀存在频率过低，需外加电源等缺陷。国内外还开发了旋 转阀应用于脉冲爆震发动机，旋转阀利用旋转周期性打开和关闭爆震管，较好地 解决了频率和开关质量问题。但旋转阀需外带动力，结构复杂，重量增加，流阻 变大。此外，还有一类脉冲爆震发动机不采用机械阀门，称为无阀脉冲爆震发动 机，也称为气动阀脉冲爆震发动机。

气动阀在冲压发动机和脉动发动机上有过不少应用，何小民等人2005年在 南京航空航天大学学报第37卷第一期中发表了一篇文章，题目是“气动阀对脉冲 爆震发动机爆震性能的影响研究”，该文系统总结了Kentifield气动阀，Bertin漏斗 型气动阀，Wislicenus旋流气动阀，这几种气动阀在结构上有所不同，但其气动原 理是一样的。但是如把上述结构直接用于脉冲爆震发动机并不合适，因为脉冲爆 震发动机与冲压发动机等在燃烧室压力和推力方式上存在较大差异。上述文献还 指出国内外有研究人员已在上述结构的基础上开发出一些气动阀应用于脉冲爆 震发动机，如Srnirnov的锥形气动阀，Ahasov和Penyazkov等带90°拐弯的复合 式气动阀，Levin等的阻流器式气动阀，Brophy等组合了锥体与Kentifield的气动 阀及范育新、王家骅等人的旋流器式气动阀，何小民等人的钝体加盖子气动阀， 张义宁等人的钝体加旋流器气动阀。文中还描述了作为当前研究应用较为广泛的 旋流气动阀是在进气道中布置一圈或多圈固定的叶片，使气流能够向一个方向或 两个方向旋转，也可以称为旋流器。钝体气动阀则是在气流通道中放置一个障碍， 其前部的外径是渐变的，后部则是突变，从而使正向气流流动损失小于逆向流动 损失。钝体加旋流器气动阀则是在钝体与外壳之间的环形通道中安装旋流器。

据爆震原理，爆震波的形成须在封闭端持续形成反射压缩波，该压缩波以当 地声速往预混气传，多重压缩波在爆震管的特定位置迭加形成激波；另一方面， 脉冲爆震发动机又要保证能顺利进气，因此希望进气端是开口的。由此所设计的 气动阀应满足如下技术要求：(1)进气顺畅，流动阻力小；(2)要有一定的堵塞比， 使得在较宽压力范围内倒流困难，以利于在气动阀端面形成反射压缩波。因此， 上述的这些气动阀都各有优缺点。Smimov等的锥形气动阀虽然可以很好的阻止 燃气的逆向流动，但是其正向填充的阻力极大。同样，其他气动阀都具有正向流 阻损失很大的特点。脉冲爆震发动机的旋流式气动阀优点为结构比传统气动阀简 单，重量轻。但也仍然存在一些缺点：(1)冷态时反向流阻和正向流阻比小，旋 流式气动阀漏气量比传统气动阀大，尤其是在亚声燃烧阶段；(2)进气阻力大， 在同样飞行速度下，脉冲爆震发动机爆震管内速度低，因而脉冲爆震发动机工作 频率低。总而言之，现有脉冲爆震发动机进气道气动阀存在正向流动阻力和单向 控制能力不能同时解决的矛盾。

(三)发明内容

为解决现有脉冲爆震发动机气动阀正向流动阻力与单向控制能力的矛盾，本 发明提供一种带有自由叶轮2的脉冲爆震发动机进气道气动阀，该气动阀结构简 单，能够有效的利用发动机填充过程中高速气流的部分能量，转化为自由叶轮2 的转动能，使得高速旋转的自由叶轮2能够很好反射下游传来的压缩波，从而更 好的控制发动机中燃烧产物的逆向流动。同时正向流动阻力比固定旋叶的旋流器 大大减小。叶片入口角和出口角根据自由叶轮2设计转速下正向和逆向气体流速 以及叶轮机械设计方法确定，以保证最小的气流损失和气流品质的改变。

本发明包括脉冲爆震发动机进气道外壳1，支架3，中心体4，其特征在于： 圆柱形进气道轴心安装有轴流自由叶轮2，所述的自由叶轮2没有轴功输入和输 出，并且可以自由旋转。自由叶轮2通过轴承与中心体4同轴连接，环绕在中心 体4的中段，支架3与中心体4后段固定连接，并位于自由叶轮2下游。

作为本发明的一项优选方案，可以在中心体4上安装多级自由叶轮2，各级 自由叶轮都通过轴承与中心体4同轴连接，各级之间留出自由膨胀和叶片震动所 需间隙，相邻两级自由叶轮2的入口角在设计转速条件下保证与当地相对气流速 度方向一致。

作为本发明的另一项优选方案，可以在自由叶轮2的上游与中心体4同轴增 加一级导向器8，导向器8固定、不旋转。

作为本发明的第三项优选方案，可以用超音速进气道中心体14代替中心体 4，用超音速进气道外壳11代替进气道外壳1，形成超音速脉冲爆震发动机进气 道气动阀。

作为本发明的第四项优选方案，在中心体4后端还可以增加一个吸能腔5， 逆向传来的激波或压缩波进入吸能腔5后，经过一段时间被反射回去，形成向下 游传播的激波或压缩波，这样可以进一步减小逆向流动对自由叶轮2的冲击，并 将部分能量转变为向下游的射流动能。

本发明工作时，在进气阶段，高速气流吹动自由叶轮2高速旋转，当下游压 力突然上升并逆向传播时，以自由叶轮2后缘表面为参照物时，下游气流沿轴向 逆向传播气流增加了一个与叶轮表面大小相同方向相反的切向速度，在特定的条 件下，该速度方向相对于自由叶轮2表面接近内法线方向，从而能够将大部分压 缩波反射回去，实现极好的逆流隔离作用。设计上，让自由叶轮叶片的叶盆在进 气阶段为压力面，叶背为吸力面，与涡轮叶片类似。为增加逆向阻力，利用中心 体4和自由叶轮2相结合的方式，在中心体4和进气道中间的环形通道中应用自 由叶轮2。这样不但可以减小自由叶轮2承受逆向冲击的面积百分比，还可以增 大叶片的平均旋转半径，有利于提高旋转速度和运行稳定性，切向线速度越高则 越容易实现逆流隔离。同时增大叶轮半径也有利于转动惯量的增加，使得运行更 加稳定。

本发明的自由叶轮2相对于固定叶片的旋流器可以大大减小正向流动损失， 大大减小气流环量的增加，从而不至于大幅度改变气动阀前后的气流品质。同时 高速旋转的叶片使得逆向气流相对于叶背的角度接近垂直，逆向传播的压缩波很 难穿过旋转叶轮2。与其他旋转气动阀相比，带有自由叶轮2的单向气动阀具有 更低的正向流动阻力，和更好的逆向隔离效果。有效地解决了正向流动阻力和单 向控制能力不能同时解决的矛盾。可用于单管和多管脉冲爆震发动机圆形进气 道。

(四)附图说明

图1.本发明的自由叶轮气动阀逆流隔离原理图

图2.本发明的结构图

图3.本发明实施例1的结构图

图4.本发明实施例2的结构图

图5.本发明实施例3的结构图

图6.本发明实施例4的结构图

图7.本发明实施例5的结构图

图8.本发明实施例6的结构图

图中1.进气道外壳，2.自由叶轮，3.支架，4.中心体，5.吸能腔，6.一 级自由叶轮，7.二级自由叶轮，8.导向器，11.超音速进气道外壳，14.超音速 进气道中心体。

(五)具体实施方式

在图2中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流自由叶轮2通过轴承 与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，自由叶轮2没有功率输入和输出，可 以自由旋转。支架3位于自由叶轮2下游，中心体4位于自由叶轮2上游。叶根 直径即中心体2外径与进气道外壳1内径的比例关系可根据堵塞比和气流量来确 定。叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设计方法确定。 叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处理。

在图3所示的实施例中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流自由叶 轮2通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，自由叶轮2没有功率输 入和输出，可以自由旋转。支架3位于自由叶轮2下游，中心体4位于自由叶轮 2上游。叶根直径即中心体外径与进气道内径的比例关系可根据堵塞比和气流量 来确定。叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设计方法确 定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处理。与图2 不同的是，在中心体4后端平面增加了一个吸能腔5，该吸能腔5可以吸收逆向 压缩波的能量并将其转变为向下游传播的压缩波，从而减小了对自由叶轮2的冲 击。

在图4所示的实施例中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流二级自 由叶轮7通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，二级自由叶轮2 没有功率输入和输出，可以自由旋转。支架3位于二级自由叶轮7下游，中心体 4位于二级自由叶轮7上游。在中心体4和二级自由叶轮7之间还有一级自由叶 轮6。叶根直径即中心体4外径与进气道内径的比例关系可根据堵塞比和气流量 来确定。两级自由叶轮叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机 械设计方法确定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处 理。根据实际需要，自由叶轮2的级数还可以更多。

在图5所示的实施例中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流二级自 由叶轮7通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，二级自由叶轮2 没有功率输入和输出，可以自由旋转。支架3位于二级自由叶轮7下游，中心体 4位于二级自由叶轮7上游。在中心体4和二级自由叶轮7之间还有一级自由叶 轮6。叶根直径即中心体4外径与进气道内径的比例关系可根据堵塞比和气流量 来确定。两级自由叶轮叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机 械设计方法确定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处 理。根据实际需要，自由叶轮2的级数还可以更多。与图4不同的是，在中心体 后端平面增加了一个吸能腔，该吸能腔可以吸收逆向压缩波的能量并将其转变为 向下游传播的压缩波，从而减小了对二级自由叶轮7和一级自由叶轮6的冲击。

在图6所示的实施例中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流自由叶 轮2通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，自由叶轮2没有功率输 入和输出，可以自由旋转。支架3位于自由叶轮2下游，中心体4位于自由叶轮 2上游。在中心体4和自由叶轮2之间还有一级导向器8，导向器8可以固定在 中心体4上，也可以固定在进气道外壳1上。叶根直径即中心体外径与进气道内 径的比例关系可根据堵塞比和气流量来确定。导向器8入口角为零度，其出口角 以及自由叶轮2叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设 计方法确定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处理。 根据实际需要，自由叶轮2也可以多级。

在图7所示的实施例中，支架3固定在发动机进气道外壳1内，轴流自由叶 轮2通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，自由叶轮2没有功率输 入和输出，可以自由旋转。支架3位于自由叶轮2下游，中心体4位于自由叶轮 2上游。在中心体4和自由叶轮2之间还有一级导向器8，导向器8可以固定在 中心体4上，也可以固定在进气道外壳1上。叶根直径即中心体外径与进气道内 径的比例关系可根据堵塞比和气流量来确定。导向器8入口角为零度，其出口角 以及自由叶轮2叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设 计方法确定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处理。 根据实际需要，自由叶轮2也可以多级。与图6不同的是，在中心体4后端平面 增加了一个吸能腔5，该吸能腔5可以吸收逆向压缩波的能量并将其转变为向下 游传播的压缩波，从而减小了对二级自由叶轮7和一级自由叶轮6的冲击。

在图8所示的实施例中，支架3固定在超音速进气道外壳11内，轴流自由 叶轮2通过轴承与支架3同轴连接，位于圆形进气道轴心，自由叶轮2没有功率 输入和输出，可以自由旋转。支架3位于自由叶轮2下游，超音速中心体14位 于自由叶轮2上游。叶根直径即中心体外径与进气道内径的比例关系可根据超声 速进气道设计要求、堵塞比和气流量来确定。自由叶轮2叶片入口角和出口角根 据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设计方法确定。自由叶轮2可以为多级，还 可以在自由叶轮2前增加一级导向器8，导向器8入口角为零度，其出口角以及 自由叶轮2叶片入口角和出口角根据正向和逆向气体流速以及叶轮机械设计方 法确定。叶片稠度要根据正向流动损失和逆流隔离损失要求进行均衡处理。超音 速中心体14后端平面亦可以增加一个吸能腔5，该吸能腔5可以吸收逆向压缩 波的能量并将其转变为向下游传播的压缩波，从而减小了对自由叶轮2的冲击。