本發(fā)明屬于高速航空發(fā)動機進氣道冷卻，特別是涉及一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置及方法。

背景技術：

1、高超聲速飛行器已經成為航空航天領域的技術制高點之一，高速航空發(fā)動機則是高超聲速飛行器實現高馬赫數飛行的關鍵。

2、目前，高速航空發(fā)動機主要包括航空渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機，航空渦輪發(fā)動機的飛行馬赫數一般在0～2之間，亞燃沖壓發(fā)動機的飛行馬赫數一般在3～6，可見，兩種單一發(fā)動機均不能滿足從低速到超高音速的動力需求。

3、為此，將航空渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機進行結合形成并聯式發(fā)動機(turbinebased?combined?cycle，簡稱tbcc)的概念被提出，雖然tbcc發(fā)動機在技術上整合了航空渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機在各自飛行馬赫范圍內的優(yōu)勢，但如何在流量匹配的條件下達到航空渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機的高馬赫轉換點，成為了航空渦輪發(fā)動機當前的主要問題。

4、當前，通過對航空渦輪發(fā)動機的來流空氣進行預冷卻，是提高航空渦輪發(fā)動機工作性能上限是有效手段之一。

5、常見的預冷技術有兩種，一種是在壓氣機前噴入冷卻介質進行預冷，另一種是在壓氣機前加裝換熱預冷器進行冷卻。

6、其中，通過向高溫進氣道噴射冷卻介質進行預冷，并且非定常射流對冷卻效果的有利作用，已在相關實驗與仿真模擬中得到驗證，但相對于常規(guī)的定常射流，非定常射流(脈沖射流)的控制更加困難，短時間難以實現噴嘴的高頻控制。

7、另外，當傳統的脈沖射流為單相流的冷卻介質與高溫介質進行對流換熱時，例如冷空氣向高溫空氣進行射流冷卻時，由于發(fā)動機進氣道較短，氣體停留時間很短，對脈沖的頻率要求極高。

8、然而，由于傳統的脈沖射流是通過流量脈動改變冷卻介質出口的流量來實現的，但是流量控制作動器很難達到較高的頻率，在對單口流量的控制上具有滯后性，因此傳統的脈沖射流的冷卻效率不夠明顯。

技術實現思路

1、針對現有技術存在的問題，本發(fā)明提供一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置及方法，利用具有更大汽化潛熱的液態(tài)水作為冷卻介質，液態(tài)水以高頻旋轉射流形式與進氣道內高溫空氣進行對流換熱，液態(tài)水入射后因蒸發(fā)沸騰作用先吸收部分能量完成初步冷卻，之后液態(tài)水汽化后相變?yōu)楸雀邷亟橘|溫度低的水蒸氣，低溫的水蒸氣與高溫介質進行對流換熱，進一步強化冷卻效果。本發(fā)明僅通過改變高速電機的轉速即可實現脈沖頻率的改變，同時在高頻旋轉射流狀態(tài)下，噴射口的射流方向可沿噴射軸圓周方向周期性改變，并且噴射口在某一時刻的射流方向會與進氣道內高溫空氣來流方向相反，進而使噴射口噴出的液滴可以更長時間的停留在進氣道內，進一步增強了換熱效果。另外，由于噴射軸在進氣道內的高速旋轉，還會在噴射軸的附近產生誘導氣流，進一步加強進氣道內的氣流摻混，從而進一步增強換熱效果。

2、為了實現上述目的，本發(fā)明采用如下技術方案：一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，包括高速電機、變速箱及噴射軸；所述高速電機位于發(fā)動機進氣道壁面外部，高速電機的電機軸與變速箱的動力輸入軸固定連接；所述噴射軸位于發(fā)動機進氣道壁面內部，噴射軸一端與變速箱的動力輸出軸固定連接，噴射軸另一端通過軸承座與發(fā)動機進氣道壁面相連；所述噴射軸為空心結構，噴射軸的軸承座一側所在軸端與液態(tài)水源相連，在噴射軸的表面分布有若干噴射口，若干噴射口在噴射軸表面螺旋分布。

3、所述噴射口在噴射軸表面的分布范圍為1％～99％的噴射軸軸長范圍。

4、所述噴射軸的直徑為1mm～1000mm。

5、所述噴射口的螺旋分布線的螺距為1mm～1000mm。

6、所述高速電機的轉速為20000rpm～60000rpm。

7、所述變速箱的變速比為10～100。

8、所述噴射口的孔徑為1％～90％的噴射軸直徑。

9、所述噴射軸的至少為一根，當噴射軸為多根時，多根噴射軸采用并聯設置。

10、一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻方法，采用了所述的高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，具體為：啟動高速電機，噴射軸接通水源，由高速電機通過變速箱帶動噴射軸旋轉，液體水通過噴射軸上螺旋分布的噴射口噴出，使液態(tài)水以高頻旋轉射流形式與進氣道內的高溫空氣進行對流換熱；通過改變高速電機的轉速對噴射軸的旋轉速度進行調節(jié)，進而對液態(tài)水的射流脈沖頻率進行調節(jié)；通過改變噴射軸的供水流量對噴射口的液態(tài)水射流量進行調節(jié)。

11、本發(fā)明的有益效果：

12、本發(fā)明的高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置及方法，利用具有更大汽化潛熱的液態(tài)水作為冷卻介質，液態(tài)水以高頻旋轉射流形式與進氣道內高溫空氣進行對流換熱，液態(tài)水入射后因蒸發(fā)沸騰作用先吸收部分能量完成初步冷卻，之后液態(tài)水汽化后相變?yōu)楸雀邷亟橘|溫度低的水蒸氣，低溫的水蒸氣與高溫介質進行對流換熱，進一步強化冷卻效果。本發(fā)明僅通過改變高速電機的轉速即可實現脈沖頻率的改變，同時在高頻旋轉射流狀態(tài)下，噴射口的射流方向可沿噴射軸圓周方向周期性改變，并且噴射口在某一時刻的射流方向會與進氣道內高溫空氣來流方向相反，進而使噴射口噴出的液滴可以更長時間的停留在進氣道內，進一步增強了換熱效果。另外，由于噴射軸在進氣道內的高速旋轉，還會在噴射軸的附近產生誘導氣流，進一步加強進氣道內的氣流摻混，從而進一步增強換熱效果。

技術特征：

1.一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：包括高速電機、變速箱及噴射軸；所述高速電機位于發(fā)動機進氣道壁面外部，高速電機的電機軸與變速箱的動力輸入軸固定連接；所述噴射軸位于發(fā)動機進氣道壁面內部，噴射軸一端與變速箱的動力輸出軸固定連接，噴射軸另一端通過軸承座與發(fā)動機進氣道壁面相連；所述噴射軸為空心結構，噴射軸的軸承座一側所在軸端與液態(tài)水源相連，在噴射軸的表面分布有若干噴射口，若干噴射口在噴射軸表面螺旋分布。

2.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述噴射口在噴射軸表面的分布范圍為1％～99％的噴射軸軸長范圍。

3.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述噴射軸的直徑為1mm～1000mm。

4.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述噴射口的螺旋分布線的螺距為1mm～1000mm。

5.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述高速電機的轉速為20000rpm～60000rpm。

6.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述變速箱的變速比為10～100。

7.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述噴射口的孔徑為1％～90％的噴射軸直徑。

8.根據權利要求1所述的一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于：所述噴射軸的至少為一根，當噴射軸為多根時，多根噴射軸采用并聯設置。

9.一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻方法，采用了權利要求1所述的高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置，其特征在于具體為：啟動高速電機，噴射軸接通水源，由高速電機通過變速箱帶動噴射軸旋轉，液體水通過噴射軸上螺旋分布的噴射口噴出，使液態(tài)水以高頻旋轉射流形式與進氣道內的高溫空氣進行對流換熱；通過改變高速電機的轉速對噴射軸的旋轉速度進行調節(jié)，進而對液態(tài)水的射流脈沖頻率進行調節(jié)；通過改變噴射軸的供水流量對噴射口的液態(tài)水射流量進行調節(jié)。

技術總結
一種高速航空發(fā)動機進氣道螺旋射流冷卻裝置及方法，裝置包括高速電機、變速箱及噴射軸；高速電機位于進氣道外部，高速電機的電機軸與變速箱的動力輸入軸固連；噴射軸位于進氣道內部，噴射軸一端與變速箱的動力輸出軸固連，噴射軸另一端通過軸承座與發(fā)動機進氣道壁面相連；噴射軸為空心結構，噴射軸的軸承座一側所在軸端與液態(tài)水源相連，噴射軸表面螺旋分布有噴射口。方法為：啟動高速電機，噴射軸接通水源，由高速電機通過變速箱帶動噴射軸旋轉，液體水通過噴射軸上螺旋分布的噴射口噴出，使液態(tài)水以高頻旋轉射流形式與進氣道內的高溫空氣進行對流換熱；改變高速電機轉速調節(jié)液態(tài)水射流脈沖頻率；改變噴射軸供水流量調節(jié)噴射口液態(tài)水射流量。

技術研發(fā)人員：朱建勇,馮宇辰,劉太秋,李麗麗,劉雪
受保護的技術使用者：沈陽航空航天大學
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/10/10