基于飞发一体化模型的射流预冷技术优势分析

为探索射流预冷技术在未来先进航空动力上的应用前景,基于涡喷发动机建立飞发一体化性能仿真计算模型,并选取水作为预冷剂,分析不同飞行状态与预冷方案对飞机作战性能、发动机热力性能及热端部件温度的影响规律。结果表明:启用射流预冷技术可有效增加发动机推力,提升飞机的爬升性能与加速性能,帮助飞机在规定任务内减少机动时间与载荷消耗,同时预冷技术可提升压气机末级引气冷却品质,从而降低涡轮叶片表面温度,增强发动机可靠性。在飞发推力匹配条件与涡轮叶片表面温度约束下,射流预冷可有效提升飞机的极限飞行能力,当预冷剂流量为1 kg/s时,飞机理论升限与最大马赫数分别提升11.67%和10.51%。

横掠叉排管束传热特性的数值研究

为验证基于大管径实验数据的经典传热关联式在小尺度管束传热问题上的适用性,针对横掠叉排管束的管外流动换热特性进行了数值研究。在建立了确定变几何结构合理网格密度的方法基础上,探究了大参数范围内管径、管间距比和雷诺数对管外传热努塞尔数和流动特征的影响规律。结果表明:(1)管排流动马赫数小于0.1时,雷诺数不变,管径对管外努塞尔数影响很小,不同管径对应的管外流动特征差别很小;(2)管间距比通过改变管外的流动特征来影响管外努塞尔数,且雷诺数和管径不变时,努塞尔数分布在特定管间距比范围内存在峰值区;(3)需要更为具体的分段函数来拟合传热关联式以准确预测努塞尔数。

基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析

为适应航空发动机涡轮冷却技术的发展趋势,在传统叶片温度评估模型的基础上加以改进,提出了适用于内外耦合涡轮叶片的温度评估模型。将改进后的温度评估模型嵌入到发动机整机热力性能计算模型中,对飞机/发动机系统耦合分析,研究了F-16战机在典型飞行任务和飞行包线内高压涡轮导叶的冷却性能。结果表明:在全飞行任务下进行分析时,叶片在实用升限、起飞及大爬升率工况下叶片工作热环境恶劣,叶片易超温;叶片表面温度沿径向为增长趋势,在叶顶处达到最大值。在全飞行包线内进行分析时,叶片表面温度随高度变化明显;包线内高空低马赫数区域叶片的最高温度和承受的热应力最大,叶片最高温度可达1342 K;高空低马赫数区域的综合冷却效率与包线内的最高冷却效率相比,降低了34.2%,叶片冷却性能下降明显。在进行模型参数敏感性分析时,与基准方案相比,当输入参数改变相同比例,改变冷气进口温度对叶片温度的影响最为显著。

紧凑翅片管式空气-燃油换热器试验

为实现航空发动机内部热环境与热沉的有效交互,探究换热元件的流动换热特性。以航空发动机燃油系统回油冷却换热器为例,开展了小管径矩形翅片管式空气-燃油换热器流动换热性能试验研究。试验采用高温燃油与常温空气两股工质在换热器中进行能量交换,探究换热器在不同工况下的流动与换热性能,获取矩形翅片管式换热单元管外流动换热经验关联式。结果表明:矩形翅片管式换热单元的表面传热系数约为相同结构参数光滑管束换热单元的44%,且试验结构换热单元阻力系数高于光滑管束单元,在进行翅片管束换热器设计时应综合考虑翅片对流动换热性能的影响。试验获取的翅片管式换热单元管外努塞尔数经验关联式与阻力系数经验关联式拟合偏差均不超过5%,较为准确地反应了换热单元外侧的流动换热特性。

基于典型飞行任务的CCA技术优势分析

基于典型飞行任务,在F-119发动机方案的循环参数基础上,对采用冷却冷却空气(CCA)技术的航空发动机性能开展研究,分析CCA技术对发动机总体性能及涡轮叶片温度的影响规律,评估采用CCA技术的涡扇发动机对其所装配飞机的飞行性能的影响。结果表明:针对仅预冷高压涡轮动叶冷却气方案,当保持冷却空气流量不变时,采用CCA技术可将涡轮冷气温度降低16.98%~41.21%,使得高压涡轮动叶表面最高温度降低8.89%~16.80%;当保持叶片表面最高温度不变时,采用CCA技术可减少高压涡轮动叶48.61%的冷却用气,且发动机的推力和耗油率等总体性能基本不变;针对同时预冷高压涡轮导叶和动叶冷却气方案,通过调整循环参数,在保持冷却空气流量和叶片温度不变的前提下,可使涡轮前最高温度提高6.91%,从而提高典型飞行状态下的航发推进性能,进而有效提升所配装飞机的起飞载质量、最大爬升率、最大马赫数、使用升限及航程等飞行性能。