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题名高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究
被引量：5
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作者
林阿强
刘高文
吴锋
陈燕
冯青
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机构
西北工业大学动力与能源学院
西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室
中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第10期2218-2228,共11页
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基金
国家科技重大专项基金(2017-Ⅲ-0011-0037)
中央高校基本科研业务费专项资金(3102021OQD701)。
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文摘
以气液相变冷却机制为切入点,开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析,考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象,基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明,水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性,基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点,水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性;而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%~8%时,预冷段总压降系数为0.84%~1.27%,总温降系数为2.15%~15.12%,即温降为12.92~90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求,需控制水-液氧的射流比例,建议液氧射流量小于60%的总射流浓度。在"40%水~60%液氧"的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时,射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%~9.39%,其中空气和水蒸汽含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此,射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。
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关键词
预冷涡轮基发动机
预冷段
高温进气
射流预冷
液氧
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Keywords
precooled turbine-based engine
Pre-cooling section
High-temperature inlet air
Mass injection pre-compressor cooling
Liquid oxygen
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分类号
V233
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名预冷技术在涡轮冲压组合动力中的应用
被引量：8
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作者
童传琛
娄德仓
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机构
中国燃气涡轮研究院
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2013年第6期21-25,60,共6页
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文摘
综合分析了预冷技术在高速飞行器推进系统上的应用,总结出预冷的结构形式及其对发动机性能的影响。研究表明,实现预冷的途径主要有两种:一是在压气机进口喷入冷却介质(如液氧、水等),二是利用预冷器。后者效率高,但设计难度较大。因此,轻质、高效的紧凑型预冷器是实现发动机预冷的关键技术。总结了先进预冷器在提高换热效率、减少压力损失和抑制结冰方面的设计技术及研究成果,可为将来预冷器的设计提供经验和技术支持。
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关键词
预冷技术
预冷器
高超声速飞行器
涡轮基组合循环发动机
防冰措施
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Keywords
pre-cooling technology
precoolers
hypersonic vehicles
turbine based combined cycle （TBCC） engine
anti-icing
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分类号
V236
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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