本課題主要針對緊湊型并聯(lián)式組合發(fā)動機(jī)沖壓模態(tài)進(jìn)行熱管理相關(guān)研究,研究的主要內(nèi)容包括緊湊型一體化組合發(fā)動機(jī)熱管理需求分析、組合發(fā)動機(jī)熱管理多方案性能對比分析、強(qiáng)三維空間分布特征下發(fā)動機(jī)燃燒室及其附件耦合熱管理特性分析及優(yōu)化、發(fā)動機(jī)冷電及熱電綜合利用熱管理方案研究。首先對緊湊型一體化組合發(fā)動機(jī)熱管理的特殊性進(jìn)行分析,得出對于緊湊式組合發(fā)動機(jī)來講其熱管理的主要對象不僅包含發(fā)動機(jī)燃燒室壁面,還包括發(fā)動機(jī)艙內(nèi)的大量附件,并且燃燒室壁面的熱管理效果對艙內(nèi)附件的熱管理效果有較大影響。因此,結(jié)合緊湊式一體化發(fā)動機(jī)的運(yùn)行特點(diǎn)以及熱管理的特殊需求進(jìn)行了寬工況多模態(tài)下發(fā)動機(jī)可用冷源分析,同時(shí),為了評估不同類型熱管理方案的效果,分別建立了耦合再生冷卻及氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的發(fā)動機(jī)燃燒室壁面熱結(jié)構(gòu)一維計(jì)算模型。其次結(jié)合緊湊式一體化組合發(fā)動機(jī)的實(shí)際情況分別對燃油再生冷卻熱管理方案及氣膜冷卻熱管理方案進(jìn)行了性能評估及方案綜合評價(jià),通過多方案對比發(fā)現(xiàn)針對緊湊型一體化組合發(fā)動機(jī)的熱管理需求需求,氣膜冷卻熱管理方案由于對燃燒室壁面溫度和艙內(nèi)附件的環(huán)境溫度的控制性能較差,并不適合對緊湊式一體化發(fā)的動機(jī)進(jìn)行熱管理,而再生冷卻熱管理方案由于對發(fā)動機(jī)壁面以及發(fā)動機(jī)艙內(nèi)附件環(huán)境溫度控制性能良好,且具向有更高馬赫數(shù)利用的潛力,因此更加適合應(yīng)用于緊湊型一體化組合發(fā)動機(jī)。但同時(shí)通過研究也發(fā)現(xiàn)再生冷卻熱管理方案存在對燃料流量依賴性大的問題,在發(fā)動機(jī)高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)下需要利用的冷卻流量大于燃燒流量。之后為了進(jìn)一步對緊湊式一體化發(fā)動機(jī)再生冷卻熱管理方案進(jìn)行熱管理性能研究,考慮到發(fā)動機(jī)尤其是發(fā)動機(jī)艙內(nèi)附件具有很強(qiáng)的三維空間參數(shù)分布特征,建立了強(qiáng)三維空間分布特征下發(fā)動機(jī)再生冷卻熱管理方案耦合分析模型,通過對計(jì)算模型的解耦將其分為強(qiáng)三維空間分布下發(fā)動機(jī)燃燒室再生冷卻數(shù)值模擬和強(qiáng)三維空間分布特征下發(fā)動機(jī)艙內(nèi)熱環(huán)境數(shù)值模擬兩個(gè)部分,并以燃燒室壁面溫度分布作為兩個(gè)過程的接口。通過進(jìn)行上述分析后發(fā)現(xiàn),再生冷卻熱管理方案在所研究的發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)上限馬赫數(shù)即Ma4的運(yùn)行工況下可以很好的完成對發(fā)動機(jī)壁面及發(fā)動機(jī)艙內(nèi)附件的熱管理,并且在更高的飛行馬赫數(shù)下依然可以對發(fā)動機(jī)進(jìn)行較好的熱管理,同時(shí),針對部分由于處在特殊位置而工作溫度較高的部件設(shè)計(jì)了相關(guān)的主動冷卻結(jié)構(gòu),并且通過三維數(shù)值模擬對設(shè)計(jì)的主動冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行了性能評估。最后針對再生冷卻熱管理方案對燃料流量依賴性大的問題,本課題結(jié)合冷電及熱電的綜合利用提供了基于解決方案。即通過制冷儲冷手段提前對沖壓模態(tài)燃燒室內(nèi)的燃油進(jìn)行制冷降溫,使其具有重新回收完成再生冷卻后多余燃油的可能性。方案針對電制冷循環(huán)需要對環(huán)境進(jìn)行排熱,而飛行器與外界環(huán)境間存在熱障的問題,創(chuàng)新性的提出了將循環(huán)中的熱量排入渦輪模態(tài)下即將被燃燒的燃油中,即達(dá)到了對低馬赫數(shù)下燃料熱沉的充分利用,也達(dá)到擴(kuò)充高馬赫數(shù)下可用冷源的目的。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V23;V43
【部分圖文】：

圖 1-1 推進(jìn)系統(tǒng)的運(yùn)行范圍[20]飛行器運(yùn)行的更高更快，熱管理和熱防護(hù)是其必須面上圖是不同的運(yùn)行馬赫數(shù)時(shí)不同種類發(fā)動機(jī)的比沖。來說非吸氣式的比沖小于吸氣式。由于來流空氣的總長而成指數(shù)型增長，因此在飛行速度較低時(shí)一般采用結(jié)構(gòu)作為推動，而在飛行馬赫數(shù)較高時(shí)則采用沖壓發(fā)]。一般在 Ma3 至 Ma5 采用亞燃沖壓，大于 Ma5 時(shí)考素一般采用超燃沖壓。隨著高速飛行器越來越被各國沖壓及其組合發(fā)動機(jī)的研究也逐漸成為相關(guān)領(lǐng)域研究而在相關(guān)的種種研究中熱管理一直具有很高的優(yōu)先級動機(jī)設(shè)計(jì)任務(wù)的優(yōu)先級排布。

圖 1-1 推進(jìn)系統(tǒng)的運(yùn)行范圍[20]行器運(yùn)行的更高更快，熱管理和熱防護(hù)是其必須面圖是不同的運(yùn)行馬赫數(shù)時(shí)不同種類發(fā)動機(jī)的比沖。說非吸氣式的比沖小于吸氣式。由于來流空氣的總而成指數(shù)型增長，因此在飛行速度較低時(shí)一般采用構(gòu)作為推動，而在飛行馬赫數(shù)較高時(shí)則采用沖壓發(fā)。一般在 Ma3 至 Ma5 采用亞燃沖壓，大于 Ma5 時(shí)考一般采用超燃沖壓。隨著高速飛行器越來越被各國壓及其組合發(fā)動機(jī)的研究也逐漸成為相關(guān)領(lǐng)域研究在相關(guān)的種種研究中熱管理一直具有很高的優(yōu)先級機(jī)設(shè)計(jì)任務(wù)的優(yōu)先級排布。

究現(xiàn)狀組合發(fā)動機(jī)熱管理研究現(xiàn)狀的熱防護(hù)技術(shù)根據(jù)熱防護(hù)原理可分為被動熱種。其中被動熱防護(hù)主要包括陶瓷基復(fù)合材進(jìn)氣道中的應(yīng)用[27]，以及高硅/酚醛材料在渦的應(yīng)用。主動熱防護(hù)主要包括在燃燒室壁面冷卻[29][30]，在渦輪葉片上采用氣膜冷卻[31]員提出了三個(gè)針對串聯(lián)式 TBCC 的熱管理系關(guān)鍵部件及技術(shù)難點(diǎn)，且對三個(gè)方案進(jìn)行了下圖所示是一個(gè)空氣/燃料熱管理系統(tǒng)。其中于冷卻渦輪、軸承，以及沖壓燃燒室壁面等空氣渦輪產(chǎn)生電能。該方案中空氣/燃料換高的換熱效率、低壓力損失、小體積和重量損失也比較大，并且系統(tǒng)整體質(zhì)量較大。
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本文編號：2839058