CN115817829A - 一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，包括预冷装置蒸发段入口、水滴形热管、冷凝端燃油箱、预冷装置出口、预冷发展段和预冷恢复段；所述若干个水滴形热管阵列排布；所述水滴形热管包括热管蒸发段、热管冷凝段、热管绝热段、热管管壳和吸液芯；所述预冷装置蒸发段入口与预冷发展段相连，预冷恢复段与预冷装置出口相连，预冷发展段、预冷恢复段之间为热管蒸发段，水滴形热管下端为热管蒸发段，上端为热管冷凝段，热管冷凝段位于燃油箱内，热管蒸发段与热管冷凝段之间为热管绝热段；热管外部由热管管壳包裹，吸液芯贴近热管管壳。本发明综合了热管的高换热效率及水滴形扰流柱的低流动损失特性，是一种高效低阻的冷却方式。
Description
技术领域
本发明属于高超声速飞行器预冷技术领域，具体涉及一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置。
背景技术
高超声速飞行器飞行时强烈的气动热效应导致发动机进口来流温度高，引发发动机推进效率急剧下降；同时会导致用于涡轮等热端部件冷却气温度升高，其冷却能力下降，对发动机寿命和可靠性带来不利影响。因此，需要对发动机入口来流进行预先冷却，使其温度降到涡轮发动机正常工作范围。
采用预冷器对高温来流进行预冷是目前常用的预冷方式。其工作原理是在压气机入口前布置预冷器，利用发动机的燃料作为冷源实现对来流空气的冷却。当前预冷器均是基于传统的管壳式换热器。高超声速情形下，发动机对来流的速度和温度及其敏感，预冷器需要将来流的温度降低到一定幅度，这要求预冷器有很高的功重比及紧凑度。此外，降低发动机来流进口温度的同时，管壳式换热器不可避免的带来极大的流动损失，这使得进入压气机的流体压力减少，同时，流场紊乱诱发流动畸变。如何兼顾换热及流阻问题，成为目前高超声速预冷器亟需解决的技术难题。
国内多个研究机构针对高超声速预冷器进行了研究并申请了专利。譬如，西安航天动力研究所等公开了一种新型预冷空气组合发动机，利用液氢燃料的超低温特性，来冷却进气道滞止高温空气，并引入氦气冷却路作为中间循环,进行氢气供能路与空气燃烧路之间的能量传递和转换；它具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点。大连理工大学等公开了一种径向偏置排布的预冷器，该预冷器芯体包括若干环形换热芯组件，环形换热芯组件之间同轴套接，相邻环形换热芯体组件之间形成径向层叠结构。相邻的环形换热芯组件中的预冷管交错排列，预冷管上方的冷流体入口和下方的冷流体出口分别与冷媒输入空腔和冷媒输出空腔相连通。它结构简单，实现了预冷器结构制造以预冷管为基本单元的模块化安装，同时提高了预冷器单位体积内的换热能力。但是，它们均以提高对流换热效率为目标，都未考虑减少其流动阻力。
扰流柱被广泛应用于航空发动机冷热端部件的对流换热增强。流体经过扰流柱时，扰流柱附近区域诱导产生一系列的漩涡，强化流体的脉动和与固壁的对流换热。值得注意的是，水滴形扰流柱具有较好气动性能、兼顾低流动损失，具有良好的综合换热性能，为实现高效低阻的冷却方式提供了可能。基于对高效低阻水滴形扰流柱研究，结合现有高性能热管换热技术，本发明提出了一种水滴热管预冷器，用于降低高超声速航空发动机入口来流温度。
发明内容
发明目的：为了克服现有的飞行器预冷器换热效能差，压力损失大的问题，本发明提出了一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，以期在达到良好换热效果的同时，减小流动阻力。
技术方案：本发明提供了一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，包括预冷装置蒸发段入口、水滴形热管、冷凝端燃油箱、预冷装置出口、预冷发展段和预冷恢复段；所述若干个水滴形热管阵列排布；所述水滴形热管包括热管蒸发段、热管冷凝段、热管绝热段、热管管壳和吸液芯；
所述预冷装置蒸发段入口与预冷发展段相连，预冷恢复段与预冷装置出口相连，预冷发展段、预冷恢复段之间为热管蒸发段，水滴形热管下端为热管蒸发段，上端为热管冷凝段，热管冷凝段位于燃油箱内，热管蒸发段与热管冷凝段之间为热管绝热段；热管外部由热管管壳包裹，吸液芯贴近热管管壳。
进一步地，所述若干个水滴形热管叉形排布。
进一步地，所述水滴形热管内填充液体为纳。
进一步地，水滴形热管管材为高温不锈钢。
进一步地，所述水滴形热管长度为0.05-0.5m，直径为5-25mm。
进一步地，所述水滴形热管阵列展向和流向间距为0.8-1.5倍水滴元当量直径。
进一步地，所述水滴形热管沿空气流向布置25-40排。
有益效果：与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明中选用水滴形热管，综合了热管的良好换热特性的同时，水滴形热管的流线型外形极大减小了流动阻力，可以既满足换热需求的同时，使得流动阻力不至过大，是一种高效低阻的换热方式；且结构紧凑，体积小，重量轻，加之水滴外形良好的气动特征可以实现良好的综合换热。
附图说明
图1为本发明的原理图；
图2为本发明的仰视图；
图3为图2中的A-A剖视图；
图4为本发明中水滴形热管的结构示意图；
图5为本发明中水滴形热管的结构主视图；
图6为本发明实际应用中的流程示意图。
图中：1-预冷装置蒸发段入口，2-水滴形热管，3-冷凝端燃油箱，4-预冷装置出口，5-预冷发展段，6-预冷恢复段，21-热管蒸发段，22-热管冷凝段，23-热管绝热段，24-热管管壳，25-热管吸液芯。
具体实施方式
下面将结合附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整的阐述。
如图1-图5所示，本发明提供一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，包括预冷装置蒸发段入口1，水滴形热管2，冷凝端燃油箱3，预冷装置出口4，预冷发展段5，预冷恢复段6；若干个水滴形热管2阵列排布；水滴形热管2包括热管蒸发段21、热管冷凝段22、热管绝热段23、热管管壳24和吸液芯25。预冷装置蒸发段入口1与预冷发展段5相连，预冷恢复段6与预冷装置出口4相连，预冷发展段5、预冷恢复段6之间为热管蒸发段21，水滴阵列热管下端为热管蒸发段21，上端为热管冷凝段22，热管冷凝段22位于冷凝端燃油箱3内，热管蒸发段21与热管冷凝段22之间为热管绝热段23。热管外部由热管管壳24包裹，热管吸液芯25贴近热管管壳24。工质在蒸发段21吸热蒸发，汽化了的饱和蒸汽由热端流经绝热段23向冷端流动，工质在冷凝段22冷凝放出热量。冷凝液体沿吸液芯25回到蒸发段21，继续吸热蒸发，重复循环。
若干个水滴形热管2阵列呈叉形排布，水滴形热管2形状为流线型，单根水滴形热管2长度为0.05-0.5m，直径为5-25mm，水滴形热管2阵列展向和流向间距为0.8-1.5倍水滴元当量直径。
水滴形热管高超声速飞行器预冷装置展向排列，沿空气流向管排数为25-40，发展段(预冷装置入口到第一排热管换热器流段)长度为50mm，恢复段(最后一排热管换热器到预冷装置出口流段)长度为150mm。水滴形热管高超声速飞行器预冷装置长度为0.8-1.2m。水滴形热管为高温热管，热管内填充液体为纳，热管管材为高温不锈钢。
图6为本发明实际应用中的流程示意图。来流高超声速气体经过弹体进气道，速度降为亚声速，从预冷装置蒸发段入口1进入预冷装置，经过预冷发展段5后，与水滴形热管进行热量交换。热管蒸发段21吸收高温气体的热量，热管内工质吸热蒸发，经热管中间段将热量向上传递至热管冷凝段22。工质在阵列热管冷凝段22放热，放出的热量被冷凝端燃油箱3吸收。被冷却的气体先经过预冷恢复段6，后经预冷装置出口4流出，经过压气机后，进入燃烧室燃烧。
来流Ma＝5的高超声速气体，经过进气道后，速度降为亚声速，预冷装置蒸发段入口1速度vin＝100m/s(20km高空声速为290m/s，入口速度约为0.35Ma)，蒸发段气流入口温度Tin＝1250K，进入预冷装置后，来流气体与阵列热管蒸发段21进行热量交换。热量交换形式包括热对流、热传导、相变传热及热辐射。来流高温气体与热管阵列蒸发段21管壁进行对流换热的同时，阵列热管蒸发段21吸收来流高温气体的热量，进行热传导，热管内工质液态钠吸热后蒸发，将热量传递至热管冷凝段22放热。冷凝端燃油箱3吸收热管放出的热量后，气态钠在阵列热管冷凝段放热，冷凝成为液态钠，沿吸液芯25回到阵列热管蒸发段21。与水滴形阵列热管换热后的气体经预冷装置出口4流出，经过压气机压缩后，进入燃烧室。
高温气体在流经水滴形热管高超声速飞行器预冷装置时，在热管前驻点处，速度逐渐降低滞止，在热管之间的流道中，由于流体的相互掺混、扰动，流体速度明显增加，换热加强。高温气体经过水滴形热管高超声速飞行器预冷装置后，可实现416.5K温降，且压降仅为36548Pa，平均对流换热系数为1409.14(W/m2K)。
相较于圆柱形热管阵列，水滴形热管阵列压力损失小，这是因为气体在圆柱形热管尾部会形成明显涡结构，涡的分离与脱落会带来较大的压力损失。对于水滴形热管，流体在其尾部仍与热管壁面接触，几乎不发生分离及涡的脱落，压损较小。但是水滴形热管阵列换热量也略低于圆柱形热管阵列。
引入综合性能因子I评价热管预冷装置预冷性能：
其中，Nu为热管通道Nu，ψ为热管通道压力损失系数，Nu0为光滑通道努塞尔数，ψ0为光滑通道流阻系数。
相同当量直径、热管间距下的圆形热管预冷装置综合性能因子I＝0.20，压力损失系数ψ＝96.1，而水滴形热管预冷装置性能因子I＝0.32，压力损失系数ψ＝28.87。从表1可以看出，水滴形热管高超声速飞行器预冷装置相比较圆形热管预冷装置有着更好的综合换热特性。
表1圆形热管与水滴形热管预冷装置换热效果对比
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，包括预冷装置蒸发段入口、水滴形热管、冷凝端燃油箱、预冷装置出口、预冷发展段和预冷恢复段；所述若干个水滴形热管阵列排布；所述水滴形热管包括热管蒸发段、热管冷凝段、热管绝热段、热管管壳和吸液芯；
所述预冷装置蒸发段入口与预冷发展段相连，预冷恢复段与预冷装置出口相连，预冷发展段、预冷恢复段之间为热管蒸发段，水滴形热管下端为热管蒸发段，上端为热管冷凝段，热管冷凝段位于燃油箱内，热管蒸发段与热管冷凝段之间为热管绝热段；热管外部由热管管壳包裹，吸液芯贴近热管管壳。
2.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，所述若干个水滴形热管叉形排布。
3.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，所述水滴形热管内填充液体为纳。
4.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，水滴形热管管材为高温不锈钢。
5.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，所述水滴形热管长度为0.05-0.5m，直径为5-25mm。
6.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，所述水滴形热管阵列展向和流向间距为0.8-1.5倍水滴元当量直径。
7.根据权利要求1所述的一种水滴形热管高超声速飞行器预冷装置，其特征在于，所述水滴形热管沿空气流向布置25-40排。
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Wang Fengming Inventor after: Lv Yuanwei Inventor after: Hou Wenxin Inventor after: Zhang Jingzhou Inventor after: Zhang Jingyang Inventor before: Lv Yuanwei Inventor before: Hou Wenxin Inventor before: Zhang Jingzhou Inventor before: Zhang Jingyang |