CN105275619B - 一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，在所述安装在航空航天发动机上的预冷器的适当位置，通过一排或多排以一定方式布置的喷射装置以一定方向将适量的醇类液雾或蒸汽喷射到主流空气中，并与主流空气混合，以达到防止结霜或减薄附着在预冷器上的霜层厚度的。本发明能够有效防止霜层在航空航天发动机预冷器上凝结或减薄霜层厚度，进而保证预冷器在航空航天发动机上的高效工作。

Description

一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法

技术领域

本发明涉及一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，主要用于防止安装在航空航天发动机上的预冷器表面结霜或霜层厚度的减薄。

背景技术

随着科技的发展和人们对高速飞行以及降低航天发射成本的迫切需求，可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器已成为目前航空航天领域的研究热点之一。而动力则是高超声速飞行和单级入轨的目标能否得以实现的关键。吸气式发动机是可重复使用的高超声速飞行器的最佳动力选择。而为实现单级入轨，航天器需要在大气层内也需要采用吸气式发动机。无论是高超声速飞行器还是单级入轨航天器的飞行速度均很高，这就使发动机入口处的来流空气具有很高的滞止温度，如在马赫数5飞行时，发动机入口处来流空气滞止温度达到1350K左右。如此高的温度不但给发动机的热防护带来严重的问题，甚至还会使发动机推力减小以至于无法正常工作。在发动机入口加装预冷器使进入发动机的高温空气预先冷却到发动机可以正常工作的温度则可以有效解决航空航天发动机所面临的上述问题。

根据发动机循环参数要求，预冷器需要将来流空气预冷到0℃以下。此温度已低于水的融点，因此来流空气中的水蒸气会在预冷器表面凝结，并形成附着在预冷器表面的霜层。预冷器表面的霜层厚度增长速度很快，可在20s内将预冷器空气侧流路完全堵塞。凝结在预冷器表面的霜层不仅增加了发动机的重量，还会大大增加空气流经预冷器的压力损失，严重降低预冷器的换热能力，甚至会使发动机无法正常工作。因此，有必要发展一种有效地预冷器防霜技术。目前工业上控制换热器结霜主要采用两种方法，一种是增大预冷器换热单元间的距离；另一种则是在预冷器前向主流空气中喷射液氧等低温液体。第一种方法对于减小霜层的影响具有一定的效果，但会增大预冷器的体积，降低预冷器性能；第二种方法虽然可以有效地防止霜层在预冷器表面的附着，但是所需喷射液氧的量相当大，占到来流主流空气流量的10-20％，且需要复杂的喷射装置，同时由于液氧很容易变成气态而难以使液氧均匀喷出，导致预冷器出口温度场存在畸变而影响下游部件正常工作。显然，目前已有的防霜方法均无法满足安装在航空航天发动机上的预冷器的技术要求。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，该方法可满足安装在航空航天发动机上的预冷器的技术要求，能够有效地防止预冷器表面结霜或减薄霜层厚度，以保证预冷器和发动机性能。

本发明所提供的技术方案是：一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特点在于：在所述安装在航空航天发动机上的预冷器(1)之前的适当位置，或在主流空气(4)流经预冷器(1)的流路中的任何适当位置以一定方式布置喷射装置(2)，通过喷射装置(2)以一定方向将适量的冷凝添加剂(3)的液雾或蒸汽(6)喷射到主流空气(4)中，并与主流空气混合，以达到防止预冷器上的霜层(5)凝结或减薄霜层(5)厚度的目的，其原理如图1所示。

上述冷凝添加剂(3)为醇类，可以但不限于是甲醇、乙醇、正丙醇和异丙醇。实验表明与其它有机添加剂相比，醇类的防霜效果最好，其中甲醇的防霜能力在所进行的实验中最强。

上述冷凝添加剂(3)的液雾和蒸汽(6)可以但不限于通过喷射装置(2)形成。

上述喷射装置(2)可以但不限于是壁面式喷射器、雾化式喷射器和气态喷射器。其中壁面式喷射器结构简单，雾化式喷射器结构较前者复杂，但防霜效果更好，而气态喷射器防霜效果最好，但需要提前对冷凝添加剂(3)进行气化处理。

上述在航空航天发动机预冷器(1)之前的适当位置是指在预冷器(1)之前且与预冷器(1)进口间的无量纲距离为0到1范围内，其中此处的无量纲距离是指喷射位置到预冷器(1)进口的距离与预冷器(1)到发动机进口距离之比。此喷射位置可以使冷凝添加剂(3)与主流空气(4)的掺混更为均匀，整体防霜效果较好。

上述在主流空气(4)流经预冷器(1)的流路中的任何适当位置是指距预冷器(1)进口的无量纲距离为0到1的范围内，其中此处的无量纲距离是指喷射位置预冷器(1)进口的距离与预冷器(1)中空气流路流向长度之比。此喷射位置更有针对性，可以在结霜更为严重的局部加强喷射。

上述喷射装置(2)可以沿主流空气(4)流动方向布置成一排或多排，每一排的布置方式可以是沿周向均布，也可以根据预冷器(1)实际结霜情况沿周向非均匀布置。

上述喷射装置(2)的数量需要根据预冷器(1)的气动和几何参数确定。确定方法为喷射装置(2)的数量等于所需喷射的冷凝添加剂的总喷射量与单个喷射装置(2)喷射的冷凝添加剂的喷射量之比。

上述冷凝添加剂(3)的喷射量、喷射速度、喷射压力需要根据主流空气(4)的流量、湿度、以及空气中水蒸气在预冷器(1)进口截面的分布情况确定，且处于不同位置的各喷射装置(2)的喷射量、喷射速度、喷射压力可以相同或不同。其中冷凝添加剂(3)的喷射量不大于空气中水蒸气含量的10倍、喷射速度为喷射装置(2)所在位置截面处空气速度的0.5到10倍，喷射压力高于喷射装置(2)所在位置处的空气压力。

上述所述冷凝添加剂(3)的喷射方向与主流空气(4)方向的夹角为-180°—180°。其中夹角为-180°—0°范围内时冷凝添加剂(3)与主流空气(4)的掺混更好，但流动损失更大，而夹角为0°—180°范围内时流动损失较小，但冷凝添加剂(3)与主流空气(4)掺混所需的距离更长。

本发明与现有的技术相比在于：

(1)本发明通过在安装在航空航天发动机上的预冷器的适当位置，通过以喷射装置将适量的冷凝添加剂的液雾或蒸汽喷射到主流空气中，并与主流空气混合，以有效防止霜层在预冷器上的凝结或减薄霜层厚度，保证预冷器的性能。

(2)本发明所需喷射到主流空气中的醇类冷凝添加剂用量很少，不大于空气中水蒸气含量的10倍，且防霜能力比现有技术更为有效。

(3)本发明所需喷射装置不需要采用复杂的结构和复杂的外部辅助装置，对材料、工艺方面的要求要明显低于现有技术，生产和使用成本能显著降低。

附图说明

图1为发明原理示意图；

图2为本发明实施例1原理示意图；

图3为本发明实施例2原理示意图；

图4为图3中A向示图。

具体实施方式

本发明所涉及的防霜方法可用于安装在航空航天发动机或地面燃气轮机等机械上的预冷器表面结霜的防止和霜层厚度的控制。本发明下述实施例是在某航空发动机进口预冷器1上实施的，该预冷器1为管壳式，采用液氢7作为冷却介质，预冷器1进口空气流量6.2kg/s，温度297K，湿度11g/kg。当预冷器内不接通液氢7，即预冷器1不工作时，预冷器1空气流路的压力损失系数为45。当预冷器1工作时，预冷器内换热管壁面温度120K—180K，设计状态下换热功率为620kW。当未采用任何防霜方法时，预冷器1表面会产生严重的结霜现象，霜层5会在20s内将预冷器1空气侧流路完全堵塞，预冷器1无法正常工作。

实施例1：

对所述预冷器1采用本发明的防霜方法，其防霜原理如图2所示。在预冷器1空气流路进口位置上游200mm处安装一排喷射装置2，喷射装置2为雾化式喷射器，喷射器数量为40个，沿周向均布，每个喷射器上开有一个直径为1mm的喷射孔。冷凝添加剂3采用甲醇。在喷射器中利用空气8将冷凝添加剂3雾化形成液雾6，并以与主流空气4夹角为90°的方向喷入主流空气4中。通过实验测试，这种喷射器产生的甲醇液雾6颗粒直径很小，约为10μm。实验结果表明，当所喷射的甲醇液雾6流量为0.07kg/s时，预冷器1空气流路压力损失系数为47，换热功率为660kW大于额定换热功率部分为水蒸气汽化潜热，与预冷器1设计状态参数基本相同，因此可以认为预冷器1工作未受到结霜影响，预冷器1外表面所附着的霜层5基本全部被去除，实验过程中通过观察窗口拍摄的图片中也可以看到预冷器外表面所附着的霜层5已基本全部被去除。

实施例2：

对所述预冷器1采用本发明的防霜方法，其防霜原理如图3所示。在预冷器1空气流路进口位置上游400mm处安装7排喷射装置，如图4所示，喷射装置2为气态喷射器，每排喷射器上有37个喷射孔，成网格状布置，每个喷射器上开有一个直径为5mm的喷射孔。冷凝添加剂3采用甲醇蒸汽6，其温度为350K，喷射方向与主流空气4方向相同，即喷射方向与主流空气4夹角为0°。实验结果表明，当所喷射的甲醇蒸汽6流量为0.05kg/s时，预冷器1空气流路压力损失系数为50，换热功率为700kW大于额定换热功率部分为水蒸气和甲醇蒸汽汽化潜热，与预冷器1设计状态参数基本相同，因此可以认为预冷器1工作未受到结霜影响，预冷器外表面所附着的霜层5基本全部被去除，实验过程中通过观察窗口拍摄的图片中也可以看到预冷器外表面所附着的霜层5已基本全部被去除。但这种方案要预先将甲醇加热成蒸汽，因此需要增加外部加热装置。设计人员可以根据实际情况，综合考虑经济性能，确定最佳方案。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它的实施方式。本发明中的实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。

Claims (6)

1.一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：在航空航天发动机预冷器(1)之前的位置，或在主流空气(4)流经预冷器(1)的流路中的任何位置布置喷射装置(2)，喷射装置(2)以一定喷射方向将冷凝添加剂(3)的液雾或蒸汽(6)喷射到主流空气(4)中，并与主流空气(4)混合，以达到防止霜层(5)在预冷器(1)上凝结的或减薄霜层(5)厚度的目的；

所述在航空航天发动机预冷器(1)之前的位置是指在预冷器(1)之前且与预冷器(1)进口间的无量纲距离为0到1范围内，其中此处的无量纲距离是指喷射位置到预冷器(1)进口的距离与预冷器(1)到发动机进口距离之比；

所述在主流空气(4)流经预冷器(1)的流路中的任何位置是指距预冷器(1)进口的无量纲距离为0到1的范围内，其中此处的无量纲距离是指喷射位置到预冷器(1)进口的距离与预冷器(1)中空气流路流向长度之比；

所述喷射装置(2)沿主流空气(4)流动方向布置成一排或多排，每一排的布置方式是沿周向均布，或根据预冷器(1)实际结霜情况沿周向非均匀布置；

所述冷凝添加剂(3)的喷射量、喷射速度、喷射压力需要根据主流空气(4)的流量、湿度、以及空气中水蒸气在预冷器(1)进口截面的分布情况确定，且处于不同位置的各喷射装置(2)的喷射量、喷射速度、喷射压力可以相同或不同，其中冷凝添加剂(3)的喷射量不大于空气中水蒸气含量的10倍、喷射速度为喷射装置(2)所在位置截面处空气速度的0.5到10倍，喷射压力高于喷射装置(2)所在位置处的空气压力。

2.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：所述冷凝添加剂(3)为醇类。

3.根据权利要求2所述的适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：所述醇类为甲醇、乙醇、正丙醇或异丙醇。

4.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：所述喷射装置(2)为壁面式喷射器、雾化式喷射器或气态喷射器。

5.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：所述喷射装置(2)的数量需要根据预冷器(1)的气动和几何参数确定，确定方法为喷射装置(2)的数量等于所需喷射的冷凝添加剂的总喷射量与单个喷射装置(2)喷射的冷凝添加剂的喷射量之比。

6.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机预冷器的防霜方法，其特征在于：所述喷射装置(2)将冷凝添加剂(3)的液雾或蒸汽(6)喷射到主流空气(4)中时，喷射方向与主流空气(4)方向的夹角为-180°—180°。