论文摘要
对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。
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类型: 期刊论文
作者: 罗佳茂,乐嘉陵,杨顺华,张建强,张弯洲,李季,刘彧
关键词: 发动机,进气道预冷却,喷水预冷却,水气比,蒸发特性
来源: 推进技术 2019年06期
年度: 2019
分类: 工程科技Ⅱ辑
专业: 航空航天科学与工程
单位: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室
分类号: V236
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.180559
页码: 1210-1219
总页数: 10
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