涡轮与冲压组合动力高温进气预冷特性

针对涡轮基冲压组合循环发动机中高温进气影响涡轮发动机性能的问题,开展实际某高空模拟试验进气预冷段的数值分析。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,探索射流冷却对不同高空高马赫数进气条件时预冷段内温度和压力的沿程变化规律。结果表明,射流冷却对流场具有明显地温降效果。带有射流装置的预冷段内流动损失是以由黏性耗散所引起的耗散熵产为主,而由气-液传热温差所引起流场温度梯度变化的加热熵产并不显著。对比高空模拟试验进气工况在射流量4%~7%的冷却效果发现,预冷段内气流温降程度为32.30~90.08 K,冷却前后总压降系数范围由1.42%~1.86%降低到0.95%~1.46%。因此,射流冷却技术在一定程度上改善涡轮发动机在高空高马赫数工作时进气流场特性。

某型载货汽车发动机进气高温问题诊断与解决

随着经济发展与人民生活水平提高,城市之间的物流运输呈现蓬勃发展态势,载货汽车作为物流运输承载主体,其驾驶动力性、经济性等指标日益受到客户关注。本文通过对一款载货汽车在山区低温工况下,发生的发动机高温报警限扭问题,通过分析与诊断,确定为进气高温导致发动机限扭,进而对引起进气温度高因素和系统部件结构、相应的性能特性进行深入分析,制订了优化调整硅油风扇啮合温度等措施,避免进气温度迅速升高导致的发动机限扭等故障发生。

射流冷却对航空发动机压气机的特性分析

针对高马赫数下航空发动机高温进气问题,本文建立了高空环境下预冷段-压气机内气雾蒸发冷却的数学模型。基于欧拉-拉格朗日多相流数值方法分析了不同喷雾条件和高空环境时压气机特性变化。结果表明:在高空高马赫数环境下,喷水冷却可以增加进气流量、抑制温升、增大总压比;在一定范围内较大的喷水量和较小的液滴尺寸,有利于降低总温比、提高总压比,同时有利于降低压气机压缩耗功及增加效率。因此,航空发动机压气机前增设进气预冷段进行射流冷却,可以有效改善压气机的工作特性。

高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

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。

航空涡轮发动机射流预冷技术研究

利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。

喷嘴结构和射流参数对射流预冷温度特性的影响

航空发动机进气温度过高是限制其性能的关键问题之一,采用射流预冷技术可以有效降低航空发动机进气温度。为了研究射流预冷技术对进气道内温度场的影响,基于欧拉-拉格朗日方法,建立航空发动机进气道液滴雾化和蒸发过程的数学模型,实现气液两相的双向耦合,描述了射流预冷过程。并与已有的试验结果进行对比,验证了数学模型的准确性。并利用该数学模型研究了水气比、喷射速度、液滴粒径和喷嘴锥角对进气道降温效果和温度畸变的影响。结果表明:改变水气比发动机进气温度变化最显著,当水气比由0.02增大至0.055时,温降系数由8.10%增加到19.87%,蒸发率由85.76%降低为79.80%;当水气比为0.055、喷射速度为10 m/s、液滴粒径为25μm和喷嘴锥角为15°时,温降系数最大为22.77%;增大喷嘴锥角和减小喷射速度会使进气道出口截面温度场分布更均匀。