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1、LHDsummer-2012-xxxx主动冷却亚燃冲压发动机实验研究袁涛,陆阳,李龙,王晶,范学军,司徒明中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室北京动力机械研究所高温气体动力学国家重点实验室(筹)二〇一二年夏季研讨会2012.8长春地址:北京市北四环西路15号邮政编码:100190Address:No.15BeisihuanxiRoad,Beijing100190主动冷却亚燃冲压发动机实验研究袁涛1,陆阳1,李龙1,王晶1,范学军1,司徒明2(1中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京海淀区1001
2、90)(2北京动力机械研究所,北京丰台区100071)摘要本文开展了新型主动冷却亚燃冲压发动机燃烧室的性能试验研究。设计了煤油闭环输运控制方案,优化了热煤油喷注方式,解决了冷、热煤油闭环切换控制技术,实现了主动冷却长时间燃烧实验。实验测量了加热器总压、加热器总温、进气道总温、燃烧室总温、静压分布、燃烧推力增益、冷却油进出口温度、冷却油进出口压力和冷却油流量等实验参数。通过实验测量发现超临界煤油的燃烧推力和燃烧温度均有明显提高。关键词主动冷却亚燃冲压发动机闭环切换引言自上世纪五六十年代起,人们对高超声速飞行器,如高超声速
3、和高超声速巡航导弹的兴趣与日俱增。由于超声速巡航导弹需要在大气层内长距离飞行,必然要采用空气喷气推进。根据前人研究总结,在飞行马赫数小于3时,涡轮发动机单位质量产生的推力比较大,但是随着飞行马赫数增加,进气道内空气温度上升,其性能下降。在Ma=3~5范围内,亚声速燃烧冲压发动机的效率比超声速燃烧冲压发动机的效率高;在Ma=5.5~6时,亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的效率趋于接近;当Ma>6时,超燃冲压发动机的效率大于亚燃冲压发动机。因此,在飞行马赫数大于3时,一般采用冲压发动机作为导弹动力装置1,2。北京动力机械研究
4、所已开发的被动热防护的亚燃冲压发动机其飞行马赫数在2~5之间,采用冷态煤油作为机载燃料。为了进一步提高其燃烧性能和对发动机进行热防护,我们考虑采用机载煤油对发动机进行冷却。设计思路是煤油在喷入燃烧室燃烧前,先使煤油流过发动机冷却通道,对发动机进行冷却,同时,煤油吸热使得煤油温度升高,燃烧效率提高。这样既可以对发动机进行有效的热防护,降低发动机自重,又可以使得煤油燃烧效率提高,获得更大的推力。为了实现这一方案,我们在原有的被动热防护亚燃冲压发动机设计方案的基础上设计了主动冷却热防护的亚燃冲压发动机地面试验装置。并开发了用
5、于煤油输运与控制的闭环控制切换系统,优化了热煤油喷注方式,开展了长时间闭环燃烧试验。1实验装置图1中给出的是亚燃发动机俯视图。发动机分为进气道和燃烧室两部分,进气道长度为1500mm,通过加热器内“烧氢补氧”获得的热空气通过发动机两侧的进气道进入燃烧室,燃烧室由230mm长的进气道接口段和300mm长的圆柱形燃烧腔和270mm长的尾喷管组成。其中,燃烧室带有冷却通道,煤油流经其内冷却通道对其进行热防护,进气道因为工作时总温约为800K,不需要冷却故没有冷却通道。冷煤油喷孔、氢引/热煤油喷孔、进气道总温测量点和燃烧室总温
6、测量点位置如图所示。其中冷煤油喷孔布置在进气道末端,每侧有4个Φ0.4mm的喷孔。氢引/热煤油喷孔布置在燃烧室堵板法兰上,其具体参数在下文详述。进气道总温和燃烧室总温通过热电偶测量,进气道总温热电偶为K型热电偶,燃烧室总温热电偶为钨铼热电偶。图1亚燃发动机俯视图2实验进展2.1闭环系统为了控制煤油流经燃烧室冷却通道对燃烧室进行冷却并将煤油通过喷孔喷入燃烧室进行燃烧。我们设计了一套煤油闭环输运控制系统,其示意图见图2。图2煤油闭环输运控制系统示意图煤油闭环输运控制系统工作原理如下:实验开始前,煤油开关打开,油泵将储油罐中
7、的煤油通入燃烧室冷却通道对燃烧室进行保护防止装置点火瞬间燃烧室温度过高,冷却煤油从燃烧室冷却通道出口流出后经过音速喷管流量计,再经过闭环切换开关进入冷凝器将煤油回收;从实验开始时计算,第5s加热器点燃,第8s氢引开关打开,闭环切换开关切换,此时氢引进入燃烧室,煤油流经燃烧室冷却通道、音速喷管、闭环切换开关后,通过冷油喷孔进入燃烧室,此时打开位于燃烧室氢引喷孔附近的点火器将氢引点燃进一步将冷煤油点燃,煤油点燃后氢引关闭;当冷却煤油出口温度达到切换要求时,冷/热煤油切换阀打开,此时,煤油通过冷煤油喷孔和热煤油喷孔喷入燃烧室
8、,由于冷热煤油喷孔面积约为1:10,故大部分煤油通过热煤油喷孔喷入燃烧室;实验结束时,闭环切换阀进行切换,冷却煤油排入冷凝器回收,实验结束后煤油闭环输运控制系统继续工作一段时间,以对燃烧室进行冷却,待燃烧室冷却后,关闭煤油闭环输运控制系统。煤油闭环输运控制系统主要作用有:(1)控制煤油流量;(2)检测煤油温度实施冷热煤油喷油切换。
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