CN117128537A - 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机 - Google Patents

超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN117128537A
CN117128537A CN202311391275.8A CN202311391275A CN117128537A CN 117128537 A CN117128537 A CN 117128537A CN 202311391275 A CN202311391275 A CN 202311391275A CN 117128537 A CN117128537 A CN 117128537A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
layer
combustion chamber
scramjet engine
air film
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202311391275.8A
Other languages
English (en)
Inventor
贺菲
吕玉妹
王建华
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
University of Science and Technology of China USTC
Original Assignee
University of Science and Technology of China USTC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by University of Science and Technology of China USTC filed Critical University of Science and Technology of China USTC
Priority to CN202311391275.8A priority Critical patent/CN117128537A/zh
Publication of CN117128537A publication Critical patent/CN117128537A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

本发明公开了一种超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机，超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构包括：气膜层，气膜层在径向内侧限定有主流流道，气膜层上设有多个气膜孔，相邻两个气膜孔在主流流道的主流流动方向上错开设置，气膜孔由径向外侧向径向内侧且向主流流动方向倾斜设置；多孔介质层，多孔介质层设在气膜层的径向外侧；冷却层，冷却层具有冷却腔，冷却腔朝向多孔介质层的一侧敞开；冷却介质容器；冷却介质驱动装置，冷却介质驱动装置用于驱动冷却介质容器内的冷却介质向冷却腔流动。本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构具有冷却效率高、冷却效果均匀、对发动机性能影响小、可靠性强等优点。

Description

超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机
技术领域
本发明涉及航空航天发动机热防护技术领域，具体而言，涉及一种超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和具有所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的超燃冲压发动机。
背景技术
自高超声速飞行概念被提出以来，在航空航天领域研究中以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器一直占有重要地位。但高焓来流和燃烧释热使得超燃冲压发动机面临异常严苛的热环境，燃烧室内燃气温度高达2500-3100华氏度，远远高出一般的燃烧室壁结构材料所能承受的工作极限，为保证发动机在高温高压下持续工作，需要采用高效的冷却技术对燃烧室壁面进行热防护。
相关技术中的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，冷却效率有限、冷却均匀性差，而且为了避免大量液体直接冲入燃烧室对发动机性能造成影响，冷却结构只能采用气态的冷却介质，进一步限制了冷却效率。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，该超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构具有冷却效率高、冷却效果均匀、对发动机性能影响小、可靠性强等优点。
本发明还提出一种具有所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的超燃冲压发动机。
为实现上述目的，根据本发明的第一方面的实施例提出一种超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构包括：气膜层，所述气膜层在径向内侧限定有主流流道，所述气膜层上设有多个气膜孔，每个所述气膜孔连通所述气膜层的径向内表面和径向外表面，相邻两个所述气膜孔在所述主流流道的主流流动方向上错开设置，所述气膜孔由径向外侧向径向内侧且向所述主流流动方向倾斜设置；多孔介质层，所述多孔介质层设在所述气膜层的径向外侧；冷却层，所述冷却层具有冷却腔，所述冷却层设在所述多孔介质层的径向外侧且与所述多孔介质层相连，所述冷却腔朝向所述多孔介质层的一侧敞开；冷却介质容器，所述冷却介质容器设在所述冷却层外且与所述冷却腔连通；冷却介质驱动装置，所述冷却介质驱动装置用于驱动所述冷却介质容器内的冷却介质向所述冷却腔流动。
本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，具有冷却效率高、冷却效果均匀、对发动机性能影响小、可靠性强等优点。
另外，根据本发明上述实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构还可以具有如下附加的技术特征：
根据本发明的一个实施例，所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构还包括两个端面扣板，所述气膜层的两个端面均设有扣合槽，每个所述端面扣板扣合在所述扣合槽和所述冷却层的径向外表面以连接所述气膜层和所述冷却层。
根据本发明的一个实施例，所述多孔介质层与所述气膜层通过增材制造一体成形。
根据本发明的一个实施例，所述多孔介质层和所述气膜层均为陶瓷件。
根据本发明的一个实施例，所述气膜层、所述多孔介质层和所述冷却层均为一体件。
根据本发明的一个实施例，所述气膜层包括多个气膜子单元，所述多孔介质层包括多个多孔介质子单元，所述冷却层包括多个冷却子单元，所述冷却介质容器分别与多个所述冷却子单元连通，一个所述气膜子单元、一个所述多孔介质子单元和一个所述冷却子单元成一个冷却结构单元，所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构由多个所述冷却结构单元拼装而成。
根据本发明的一个实施例，所述多孔介质层的厚度为4.4毫米，所述多孔介质层的孔隙率为0.5，孔径为200微米。
根据本发明的一个实施例，所述气膜层的厚度为2.4毫米，所述气膜孔与所述气膜层的厚度方向所呈的角度为30度，所述气膜孔的直径为2毫米，多个所述气膜孔在所述气膜层周向上的间距为8毫米且在所述主流流动方向上的间距为16毫米。
根据本发明的一个实施例，所述多孔介质层为各向同性多孔介质层。
根据本发明的第二方面的实施例提出一种超燃冲压发动机，所述超燃冲压发动机包括根据本发明的第一方面的实施例所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构。
根据本发明实施例的超燃冲压发动机，通过利用根据本发明的第一方面的实施例所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，具有冷却效率高、冷却效果均匀、性能好、可靠性强等优点。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是根据本发明实施例的超燃冲压发动机的结构示意图；
图2是根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的结构示意图；
图3是根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的局部结构示意图；
图4是根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的局部结构示意图；
图5是根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构的局部结构示意图。
附图标记：超燃冲压发动机1、燃烧室2、超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10、气膜层100、主流流道101、气膜孔110、多孔介质层200、冷却层300、冷却介质容器400、冷却介质导管410、端面扣板500、主流流动方向A、冷却进气方向B。
具体实施方式
本申请是基于发明人对以下事实和问题的发现和认识作出的：
相关技术中的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，冷却效率有限、冷却均匀性差，而且为了避免大量液体直接冲入燃烧室对发动机性能造成影响，冷却结构只能采用气态的冷却介质，进一步限制了冷却效率。
相关技术中的冷却结构，包括再生冷却、气膜冷却、冲击冷却、层板冷却等方式。燃料再生冷却方式的冷却效率较差且在高温下燃料发生裂解；气膜冷却方式的冷却效率也有限，而且冷却剂量较大时，气膜易发生抬升；冲击冷却的冷却效果极不均匀，冷却效率同样有限；层板冷却的冷却效率相对较高，但冷却效果不均匀，容易造成靶板热损伤，而且为避免大量液体冲入燃烧室影响发动机性能，只能采用气态冷却剂，限制了冷却能力。
部分冷却结构通过多孔介质抽吸冷却水，并通过高温主流使多孔介质表面的冷却水蒸发形成气膜，虽然具有较高的冷却能力，但多孔介质直接与燃烧室主流接触，而且介质仅依靠多孔介质的毛细力抽吸，多孔介质的微孔隙容易被燃烧室内的杂质堵塞而导致传热恶化。
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面参考附图描述根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10。
如图1-图5所示，根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10包括气膜层100、多孔介质层200、冷却层300、冷却介质容器400和冷却介质驱动装置。
气膜层100在径向内侧限定有主流流道101，气膜层100上设有多个气膜孔110，每个气膜孔110连通气膜层100的径向内表面和径向外表面，相邻两个气膜孔110在主流流道101的主流流动方向A上错开设置，气膜孔110由径向外侧向径向内侧且向主流流动方向A倾斜设置。多孔介质层200设在气膜层100的径向外侧。冷却层300具有冷却腔，冷却层300设在多孔介质层200的径向外侧且与多孔介质层200相连，冷却腔朝向多孔介质层200的一侧敞开。冷却介质容器400设在冷却层300外且与冷却腔连通。冷却介质驱动装置用于驱动冷却介质容器400内的冷却介质向冷却腔流动。
这里需要理解的是，内外方向是指超燃冲压发动机1的燃烧室2的径向上的内外方向，如图中的箭头所示。气膜层100的径向内表面形成燃烧室2的内表面，即气膜层100径向内侧的主流流道101为燃烧室2 的主流流道。“相邻两个气膜孔110在主流流道101的主流流动方向A上错开设置”是指相邻两个气膜孔110在垂直于主流流动方向A的平面内的投影不重合。
具体而言，多孔介质是由固体物质组成的骨架和由骨架分隔成大量密集成群的微小孔隙所构成的物质。多孔介质内的流体以渗流方式运动。多孔介质的主要物理特征是孔隙尺寸极其微小，比表面积数值很大。多孔介质内的微小孔隙可能是互相连通的，也可能是部分连通、部分不连通的。
冷却介质可以为液体，如水、冷却液，也可以为气体，如空气等。
在进行冷却时，冷却介质容器400内的冷却介质在冷却介质驱动装置的驱动下从冷却介质容器400以一定速度进入冷却层300的冷却腔内，之后冷却介质进入多孔介质层200，冷却介质在多孔介质层200内通过微孔隙向各个方向流动并充分换热，若冷却介质为液体，冷却介质在多孔介质层200内换热后大部分汽化，最后穿过多孔介质层200的孔隙的冷却介质穿过气膜层100的气膜孔110形成均匀气膜，隔绝主流流道101内的主流的热量，起到冷却效果。
根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10，通过设置多孔介质层200，冷却剂介质在通过多孔介质层200的过程中会受到多孔介质层200内微孔隙的阻碍，降低冷却剂流动的法向速度，可以利用多孔介质层200丰富的孔隙和巨大的比表面积使冷却介质在多孔介质层200内进行充分对流换热并减速，相比相关技术中的冷却方式，一方面可以提高冷却介质的换热效率，提高液态冷却介质的汽化效率，从而提高冷却效率，使冷却介质从气膜孔110流出的速度减慢，提高流出气膜孔110后形成的气膜的贴附性；另一方面可以避免冷却介质直接冲入主流流道101内对发动机运行效率造成影响，使冷却介质能够采用液态冷却介质，液态冷却介质的比热容大，吸热能力强，相变潜热大，能够利用相变潜热进行充分冷却，达到相同的冷却效果所需冷却剂用量少，由此不仅可以便于提高冷却效果上限，而且可以减少冷却介质用量，降低发动机重量。
并且，通过设置气膜层100，一方面可以利用气膜层100和气膜孔110对通过多孔介质层200的冷却介质进行引导和分散，便于气膜的形成，便于保证气膜的均匀性，提高冷却效果的均匀性；另一方面可以利用气膜层100间隔开多孔介质层200和主流流道101，避免多孔介质层200直接与主流接触而导致燃烧室内的杂质堵塞多孔介质层200的孔隙而造成传热恶化。
此外，通过使相邻两个气膜孔110在主流流道101的主流流动方向A上错开设置，可以进一步促使冷却介质均匀分散，便于形成更为均匀的气膜，提高冷却效果的均匀性。
进一步地，通过设置冷却介质驱动装置，可以为冷却介质由冷却介质容器400向气膜孔110的流动提供驱动力，相比相关技术中采用多孔介质自抽吸的冷却方式，不仅可以保证对冷却介质的驱动力以保证冷却效果，而且可以避免主流杂质堵塞多孔介质层200的孔隙，从而提高超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10的可靠性，还可以利用冷却介质驱动装置调整冷却介质的流量，以适应热环境状态的变化和发动机工况的变化，保证最理想的冷却效果。
因此，根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10具有冷却效率高、冷却效果均匀、对发动机性能影响小、可靠性强等优点。
下面参考附图描述根据本发明具体实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10。
在本发明的一些具体实施例中，如图1-图5所示，根据本发明实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10包括气膜层100、多孔介质层200、冷却层300、冷却介质容器400和冷却介质驱动装置。
具体地，如图2所示，超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10还包括两个端面扣板500，气膜层100的两个端面均设有扣合槽，每个端面扣板500扣合在扣合槽和冷却层300的径向外表面以连接气膜层100和冷却层300。这样可以便于实现气膜层100、多孔介质层200和冷却层300的组装和定位。
有利地，多孔介质层200与气膜层100通过增材制造一体成形。这样可以提高气膜层100与多孔介质层200之间的密封性，避免冷却介质通过气膜层100与多孔介质层200之间的间隙外泄。
可选地，多孔介质层200和气膜层100均为陶瓷件。具体而言，多孔介质层200和气膜层100可以均为耐高温陶瓷件。这样可以使气膜层100和多孔介质层200具有较好的耐高温性能、隔热性能和较高的结构强度。
在一些实施例中，气膜层100、多孔介质层200和冷却层300均为一体件。这样可以便于减少零件数量、减少装配工序。
在另一些实施例中，气膜层100包括多个气膜子单元，多孔介质层200包括多个多孔介质子单元，冷却层300包括多个冷却子单元，冷却介质容器400分别与多个冷却子单元连通，一个气膜子单元、一个多孔介质子单元和一个冷却子单元成一个冷却结构单元，超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10由多个冷却结构单元拼装而成。具体而言，一个气膜子单元可以具有两个气膜孔。这样可以降低气膜层100、多孔介质层200和冷却层300的制造难度。
可选地，多孔介质层200的厚度为4.4毫米，多孔介质层200的孔隙率为0.5，孔径为200微米。这样可以便于保证多孔介质层200对冷却介质的减速效果，提高冷却均匀性。
进一步地，气膜层100的厚度为2.4毫米，气膜孔110与气膜层100的厚度方向所呈的角度为30度，气膜孔110的直径为2毫米，多个气膜孔110在气膜层100周向上的间距为8毫米且在主流流动方向A上的间距为16毫米。这样可以便于保证冷却介质经过气膜层100后形成的气膜的覆盖范围和均匀性。
更进一步地，多孔介质层200为各向同性多孔介质层。这样可以使冷却介质向各个方向进行流动，便于增强冷却均匀性，便于降低冷却介质的出流速度。
具体而言，冷却介质容器400可以通过多个冷却介质导管410与冷却层300连通。冷却介质导管410可以沿主流流动方向A间隔设置以提高冷却介质分布的均匀性。
冷却介质为水或空气。
在发动机处于低工况时冷却介质可以为空气，通过冷却介质容器400的迎风面的空气进口直接通入外部空气，如图2所示，空气沿图2中冷却进气方向B所示进入冷却介质容器400。
在发动机处于高工况时冷却介质可以为水，并将水存储在冷却介质容器400内。
通过高温风洞实验和计算流体动力学模拟对超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10进行验证，冷却效果高于相关技术中的其他冷却方式。
下面描述根据本发明实施例的超燃冲压发动机1。根据本发明实施例的超燃冲压发动机1包括根据本发明上述实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10。
根据本发明实施例的超燃冲压发动机1，通过利用本发明上述实施例的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构10，具有冷却效率高、冷却效果均匀、性能好、可靠性强等优点。
根据本发明实施例的超燃冲压发动机1的其他构成以及操作对于本领域普通技术人员而言都是已知的，这里不再详细描述。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，包括：
气膜层，所述气膜层在径向内侧限定有主流流道，所述气膜层上设有多个气膜孔，每个所述气膜孔连通所述气膜层的径向内表面和径向外表面，相邻两个所述气膜孔在所述主流流道的主流流动方向上错开设置，所述气膜孔由径向外侧向径向内侧且向所述主流流动方向倾斜设置；
多孔介质层，所述多孔介质层设在所述气膜层的径向外侧；
冷却层，所述冷却层具有冷却腔，所述冷却层设在所述多孔介质层的径向外侧且与所述多孔介质层相连，所述冷却腔朝向所述多孔介质层的一侧敞开；
冷却介质容器，所述冷却介质容器设在所述冷却层外且与所述冷却腔连通；
冷却介质驱动装置，所述冷却介质驱动装置用于驱动所述冷却介质容器内的冷却介质向所述冷却腔流动。
2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，还包括两个端面扣板，所述气膜层的两个端面均设有扣合槽，每个所述端面扣板扣合在所述扣合槽和所述冷却层的径向外表面以连接所述气膜层和所述冷却层。
3.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多孔介质层与所述气膜层通过增材制造一体成形。
4.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多孔介质层和所述气膜层均为陶瓷件。
5.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述气膜层、所述多孔介质层和所述冷却层均为一体件。
6.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述气膜层包括多个气膜子单元，所述多孔介质层包括多个多孔介质子单元，所述冷却层包括多个冷却子单元，所述冷却介质容器分别与多个所述冷却子单元连通，一个所述气膜子单元、一个所述多孔介质子单元和一个所述冷却子单元成一个冷却结构单元，所述超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构由多个所述冷却结构单元拼装而成。
7.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多孔介质层的厚度为4.4毫米，所述多孔介质层的孔隙率为0.5，孔径为200微米。
8.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述气膜层的厚度为2.4毫米，所述气膜孔与所述气膜层的厚度方向所呈的角度为30度，所述气膜孔的直径为2毫米，多个所述气膜孔在所述气膜层周向上的间距为8毫米且在所述主流流动方向上的间距为16毫米。
9.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多孔介质层为各向同性多孔介质层。
10.一种超燃冲压发动机，其特征在于，包括根据权利要求1-9中任一项所述的超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构。
CN202311391275.8A 2023-10-25 2023-10-25 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机 Pending CN117128537A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311391275.8A CN117128537A (zh) 2023-10-25 2023-10-25 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311391275.8A CN117128537A (zh) 2023-10-25 2023-10-25 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117128537A true CN117128537A (zh) 2023-11-28

Family

ID=88860340

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311391275.8A Pending CN117128537A (zh) 2023-10-25 2023-10-25 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117128537A (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片
CN104074556A (zh) * 2013-03-29 2014-10-01 通用电气公司 用于涡轮系统的热气体路径部件
CN104420893A (zh) * 2013-08-30 2015-03-18 通用电气公司 具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件
CN111059571A (zh) * 2019-12-31 2020-04-24 湖南云顶智能科技有限公司 一种u型槽道结构的分体燃烧室
CN113864061A (zh) * 2021-09-03 2021-12-31 清华大学 一种固体冲压发动机壁面冷却系统和方法
CN215808488U (zh) * 2021-06-04 2022-02-11 四川绿能新源环保科技有限公司钦州分公司 一种用于冷却燃烧器的高效冷却装置
CN115419918A (zh) * 2022-09-21 2022-12-02 哈尔滨工业大学 一种基于蒸汽重整发汗冷却的高速燃烧室防热减阻结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片
CN104074556A (zh) * 2013-03-29 2014-10-01 通用电气公司 用于涡轮系统的热气体路径部件
CN104420893A (zh) * 2013-08-30 2015-03-18 通用电气公司 具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件
CN111059571A (zh) * 2019-12-31 2020-04-24 湖南云顶智能科技有限公司 一种u型槽道结构的分体燃烧室
CN215808488U (zh) * 2021-06-04 2022-02-11 四川绿能新源环保科技有限公司钦州分公司 一种用于冷却燃烧器的高效冷却装置
CN113864061A (zh) * 2021-09-03 2021-12-31 清华大学 一种固体冲压发动机壁面冷却系统和方法
CN115419918A (zh) * 2022-09-21 2022-12-02 哈尔滨工业大学 一种基于蒸汽重整发汗冷却的高速燃烧室防热减阻结构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吕玉妹等: "超燃冲压发动机燃烧室三种冷却结构性能比较", 《推进技术》 *
樊自田等编著: "《先进金属材料成形技术及理论》", 华中科技大学出版社, pages: 352 - 354 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2893277B1 (en) Air-cooled engine surface cooler
CN110165102B (zh) 一种喷射-吸收热力循环电池热管理系统及其工作方法
CN113074387B (zh) 一种带有桁架结构的再生冷却通道
CN109882314B (zh) 用于矢量喷管的具有横向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN112796843B (zh) 低熔点金属作为流动工质的涡轮导向器叶片冷却装置
CN108731030B (zh) 一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室
CN113513371A (zh) 双层壁冷却叶片、应用该冷却叶片的涡轮叶片及燃气轮机
CN209766599U (zh) 一种电池冷却管路、热管理装置及车辆
CN113483354B (zh) 用于加力燃烧室的弯折桁架式结构隔热屏及气膜形成的方法
CN117128537A (zh) 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机
WO2024027510A1 (zh) 电池组换热器组件及电池组均温控制方法
US9518768B2 (en) Evaporator having a phase change material louvered clam shell housing
US11199364B2 (en) Heat exchanger
CN110701637B (zh) 一种复合型燃烧室热防护壁面结构
US20170211888A1 (en) Heat exchanger with center manifold and thermal separator
CN115898693A (zh) 一种波纹扰流平面冷却装置及应用
CN111678370B (zh) 一种防凝固的换热器
CN114017131B (zh) 一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构
CN114838385A (zh) 一种自分流复合冷却燃烧室
CN212323043U (zh) 燃料电池、动力总成和交通工具
EP2846120A1 (en) Evaporator having a phase change material louvered clam shell housings
JP2005285694A (ja) 固体高分子型燃料電池および燃料電池システム
CN115263606B (zh) 发动机推力室、火箭发动机和液体火箭
CN116792223A (zh) 一种点阵夹芯冷却结构及其应用
CN219303756U (zh) 换热器及热管理模块

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination