一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置及方法

本发明属于高速航空发动机进气道冷却，特别是涉及一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置及方法。

背景技术：

1、高超声速飞行器已经成为航空航天领域的技术制高点之一，高速航空发动机则是高超声速飞行器实现高马赫数飞行的关键。

2、目前，高速航空发动机主要包括航空涡轮发动机和亚燃冲压发动机，航空涡轮发动机的飞行马赫数一般在0～2之间，亚燃冲压发动机的飞行马赫数一般在3～6，可见，两种单一发动机均不能满足从低速到超高音速的动力需求。

3、为此，将航空涡轮发动机和亚燃冲压发动机进行结合形成并联式发动机(turbinebased combined cycle，简称tbcc)的概念被提出，虽然tbcc发动机在技术上整合了航空涡轮发动机和亚燃冲压发动机在各自飞行马赫范围内的优势，但如何在流量匹配的条件下达到航空涡轮发动机和亚燃冲压发动机的高马赫转换点，成为了航空涡轮发动机当前的主要问题。

4、当前，通过对航空涡轮发动机的来流空气进行预冷却，是提高航空涡轮发动机工作性能上限是有效手段之一。

5、常见的预冷技术有两种，一种是在压气机前喷入冷却介质进行预冷，另一种是在压气机前加装换热预冷器进行冷却。

6、其中，通过向高温进气道喷射冷却介质进行预冷，并且非定常射流对冷却效果的有利作用，已在相关实验与仿真模拟中得到验证，但相对于常规的定常射流，非定常射流(脉冲射流)的控制更加困难，短时间难以实现喷嘴的高频控制。

7、另外，当传统的脉冲射流为单相流的冷却介质与高温介质进行对流换热时，例如冷空气向高温空气进行射流冷却时，由于发动机进气道较短，气体停留时间很短，对脉冲的频率要求极高。

8、然而，由于传统的脉冲射流是通过流量脉动改变冷却介质出口的流量来实现的，但是流量控制作动器很难达到较高的频率，在对单口流量的控制上具有滞后性，因此传统的脉冲射流的冷却效率不够明显。

技术实现思路

1、针对现有技术存在的问题，本发明提供一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置及方法，利用具有更大汽化潜热的液态水作为冷却介质，液态水以高频旋转射流形式与进气道内高温空气进行对流换热，液态水入射后因蒸发沸腾作用先吸收部分能量完成初步冷却，之后液态水汽化后相变为比高温介质温度低的水蒸气，低温的水蒸气与高温介质进行对流换热，进一步强化冷却效果。本发明仅通过改变高速电机的转速即可实现脉冲频率的改变，同时在高频旋转射流状态下，喷射口的射流方向可沿喷射轴圆周方向周期性改变，并且喷射口在某一时刻的射流方向会与进气道内高温空气来流方向相反，进而使喷射口喷出的液滴可以更长时间的停留在进气道内，进一步增强了换热效果。另外，由于喷射轴在进气道内的高速旋转，还会在喷射轴的附近产生诱导气流，进一步加强进气道内的气流掺混，从而进一步增强换热效果。

2、为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，包括高速电机、变速箱及喷射轴；所述高速电机位于发动机进气道壁面外部，高速电机的电机轴与变速箱的动力输入轴固定连接；所述喷射轴位于发动机进气道壁面内部，喷射轴一端与变速箱的动力输出轴固定连接，喷射轴另一端通过轴承座与发动机进气道壁面相连；所述喷射轴为空心结构，喷射轴的轴承座一侧所在轴端与液态水源相连，在喷射轴的表面分布有若干喷射口，若干喷射口在喷射轴表面螺旋分布。

3、所述喷射口在喷射轴表面的分布范围为1％～99％的喷射轴轴长范围。

4、所述喷射轴的直径为1mm～1000mm。

5、所述喷射口的螺旋分布线的螺距为1mm～1000mm。

6、所述高速电机的转速为20000rpm～60000rpm。

7、所述变速箱的变速比为10～100。

8、所述喷射口的孔径为1％～90％的喷射轴直径。

9、所述喷射轴的至少为一根，当喷射轴为多根时，多根喷射轴采用并联设置。

10、一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却方法，采用了所述的高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，具体为：启动高速电机，喷射轴接通水源，由高速电机通过变速箱带动喷射轴旋转，液体水通过喷射轴上螺旋分布的喷射口喷出，使液态水以高频旋转射流形式与进气道内的高温空气进行对流换热；通过改变高速电机的转速对喷射轴的旋转速度进行调节，进而对液态水的射流脉冲频率进行调节；通过改变喷射轴的供水流量对喷射口的液态水射流量进行调节。

11、本发明的有益效果：

12、本发明的高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置及方法，利用具有更大汽化潜热的液态水作为冷却介质，液态水以高频旋转射流形式与进气道内高温空气进行对流换热，液态水入射后因蒸发沸腾作用先吸收部分能量完成初步冷却，之后液态水汽化后相变为比高温介质温度低的水蒸气，低温的水蒸气与高温介质进行对流换热，进一步强化冷却效果。本发明仅通过改变高速电机的转速即可实现脉冲频率的改变，同时在高频旋转射流状态下，喷射口的射流方向可沿喷射轴圆周方向周期性改变，并且喷射口在某一时刻的射流方向会与进气道内高温空气来流方向相反，进而使喷射口喷出的液滴可以更长时间的停留在进气道内，进一步增强了换热效果。另外，由于喷射轴在进气道内的高速旋转，还会在喷射轴的附近产生诱导气流，进一步加强进气道内的气流掺混，从而进一步增强换热效果。

技术特征：

1.一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：包括高速电机、变速箱及喷射轴；所述高速电机位于发动机进气道壁面外部，高速电机的电机轴与变速箱的动力输入轴固定连接；所述喷射轴位于发动机进气道壁面内部，喷射轴一端与变速箱的动力输出轴固定连接，喷射轴另一端通过轴承座与发动机进气道壁面相连；所述喷射轴为空心结构，喷射轴的轴承座一侧所在轴端与液态水源相连，在喷射轴的表面分布有若干喷射口，若干喷射口在喷射轴表面螺旋分布。

2.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述喷射口在喷射轴表面的分布范围为1％～99％的喷射轴轴长范围。

3.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述喷射轴的直径为1mm～1000mm。

4.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述喷射口的螺旋分布线的螺距为1mm～1000mm。

5.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述高速电机的转速为20000rpm～60000rpm。

6.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述变速箱的变速比为10～100。

7.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述喷射口的孔径为1％～90％的喷射轴直径。

8.根据权利要求1所述的一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于：所述喷射轴的至少为一根，当喷射轴为多根时，多根喷射轴采用并联设置。

9.一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却方法，采用了权利要求1所述的高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置，其特征在于具体为：启动高速电机，喷射轴接通水源，由高速电机通过变速箱带动喷射轴旋转，液体水通过喷射轴上螺旋分布的喷射口喷出，使液态水以高频旋转射流形式与进气道内的高温空气进行对流换热；通过改变高速电机的转速对喷射轴的旋转速度进行调节，进而对液态水的射流脉冲频率进行调节；通过改变喷射轴的供水流量对喷射口的液态水射流量进行调节。

技术总结一种高速航空发动机进气道螺旋射流冷却装置及方法，装置包括高速电机、变速箱及喷射轴；高速电机位于进气道外部，高速电机的电机轴与变速箱的动力输入轴固连；喷射轴位于进气道内部，喷射轴一端与变速箱的动力输出轴固连，喷射轴另一端通过轴承座与发动机进气道壁面相连；喷射轴为空心结构，喷射轴的轴承座一侧所在轴端与液态水源相连，喷射轴表面螺旋分布有喷射口。方法为：启动高速电机，喷射轴接通水源，由高速电机通过变速箱带动喷射轴旋转，液体水通过喷射轴上螺旋分布的喷射口喷出，使液态水以高频旋转射流形式与进气道内的高温空气进行对流换热；改变高速电机转速调节液态水射流脉冲频率；改变喷射轴供水流量调节喷射口液态水射流量。技术研发人员：朱建勇,冯宇辰,刘太秋,李丽丽,刘雪受保护的技术使用者：沈阳航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/10/10