超燃冲压发动机主动再生冷却
采用双毛细管等流量法测量航空煤油RP-3的动力黏度
采用双毛细管等流量法测量航空煤油RP-3的动力黏度冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【摘要】为实现超临界压力下航空煤油RP-3的动力黏度测量,在原双毛细管黏度计对比计算法基础上,采用等流量法并引入离心力修正系数对测试段毛细管压降进行修正,测量压力可达10 MPa,测量温度范围提高至306.6～673.4 K.等流量法根据上下游毛细管质量流量相等,通过测试流体在上下游毛细管中的压降关系及下游测试段毛细管热膨胀系数推算出该流体动力黏度.该方法简便可靠,在所测温度范围内的相对标准不确定度为1.16％～2.92％.通过纯物质十二烷及质量比为1:1的正辛烷正庚烷二元混合物对等流量法进行标定,试验结果与文献值的相对偏差在±2.18％以内,相对偏差绝对平均值小于0.74％.在压力为3、4、5 MPa,温度为306.6～673.5 K的条件下,采用该方法测量了航空煤油RP-3的动力黏度.该方法的应用可为进一步提高超临界航空煤油动力黏度的测量温度范围创造条件.%To measure the viscosity of the aviation kerosene RP-3,this paper proposed a new flow meter based on the double-capillary viscometer with the comparison calculation and the centrifugal effect due to coiling of the capillary being considered to revise the pressure drop of tested capillary.This calculation was applied to the measurement of viscosities of aviation kerosene at supercritical pressures up to 10 MPa and temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The viscosity of the tested fluid is deduced through the measured relationship of the pressure drop between the upstream and downstream capillaries and the thermal expansion of the downstream capillary.The relative standard uncertainty of dynamic viscosity measurement is identified as 1.16％-2.92％ within this paper's measuring range oftemperatures.The n-dodecane and the binary mixtures of n-octane and n-heptane with a mass ratio of 1 ∶ 1 were tested.The results showed a relative deviation within ± 2.18％ and an absolute average relative deviation below 0.74％.The viscosity of aviation kerosene RP-3 was measured on the basis of the calibration experiments at the pressures of 3,4 and 5 MPa and the temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The method can be further extended for a larger temperature measurement range of the dynamic viscosity of aviation kerosene under supercritical pressures.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2017(051)003【总页数】6页(P48-53)【关键词】双毛细管;动力黏度;航空煤油RP-3【作者】冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【作者单位】西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK123;O621.2在超燃冲压发动机主动再生冷却技术中，航空煤油在注入燃烧室之前，作为冷却剂冷却发动机外表面，吸收多余热负荷［1－2］。
【国家自然科学基金】_超燃冲压发动机_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
推荐指数 11 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
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科研热词 超燃冲压发动机 高超声速飞行器 高超声速 高精度格式 隔离段 附面层抽吸 超声速燃烧 超声速湍流燃烧 点火 火焰面模型 火焰传播 流动分离 不起动 风洞试验 预燃室 非对称喷管 非均匀来流 静配平分析 陶瓷基复合材料 进气道/隔离段 过膨胀 超燃冲压发动机进气道 超声速燃烧室 超声速流动 超声速 被动控制 被动吹吸 表面油滴显示 薄反应区模式 结构弹性 等离子体火炬 示踪粒子 磁流体发电器 电阻加热 特征尺度 牛顿冲击理论 燃烧效率 燃烧室性能 煤油喷雾 煤油 热阻 热防护 热环境 热流 热射流 火花塞 激波与边界层相互作用 激波/附面层干扰 混合效率 液态煤油 涡发生器 流向涡掺混
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
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流向涡 流动形态 波系配置 波瓣掺混器 波与边界层相互作用 氢气 气动力工程预估 气动伺服弹性 格子boltzmann方法 数值计算 数值模拟 数值仿真 推力耦合 强迫点火 弹性体运动方程 弯曲激波 多凹腔 壁温 可压缩流动 双燃室冲压发动机 双分布函数 参数化外形 动力学稳定性 分离判据 凹腔驻留火焰 凹槽 冷流 二维高超声速进气道 二元高超声速进气道 主动冷却 三面压缩进气道 一体化建模 piv c/sic
超燃冲压发动机 热管理
超燃冲压发动机热管理全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：超燃冲压发动机（Supercritical Combustion Ramjet，简称SCRJ）是一种新型的高速发动机，采用了超燃燃烧技术，结合了冲压发动机的特点，能够实现更高的飞行速度和更高的燃烧效率。
热管理对于SCRJ来说至关重要，它能够影响发动机的性能和寿命，保证发动机的正常运行。
热管理对SCRJ的重要性：SCRJ是一种高速发动机，工作温度非常高，燃烧室内温度可达到3000K以上，如果热管理不当，会导致发动机过热，损坏发动机零部件，甚至导致爆炸。
热管理是SCRJ发动机设计的重要组成部分，关系到发动机的性能和安全。
热管理的主要技术：1.冷却系统：SCRJ采用冷却系统来降低发动机零部件的温度，保持发动机在正常工作温度范围内。
冷却系统包括内部冷却和外部冷却两种方式。
内部冷却主要是利用发动机本身的流体循环来将燃烧室和喷嘴降温，外部冷却则采用空气或液体来冷却发动机表面。
2.燃烧控制：燃烧控制是通过调整燃料供给和空气流量来控制燃烧室内温度，保持发动机在安全工作范围内。
燃烧控制技术包括喷射式燃烧和旋流燃烧等方式，能够有效地降低燃烧室内温度，提高燃烧效率。
3.隔热材料：SCRJ发动机使用隔热材料来包裹发动机零部件，减少热量传导和辐射，防止发动机温度过高。
隔热材料有陶瓷、碳纤维等材料，能够有效地减少温度梯度，提高发动机的使用寿命。
1.性能提升：良好的热管理能够提高SCRJ的燃烧效率，降低燃料消耗，提高推力和飞行速度。
合理的燃烧控制和冷却系统能够实现发动机的最佳工作状态，提高整体性能。
2.安全保障：热管理对于SCRJ的安全性至关重要，能够保证发动机在高温环境下正常工作，防止过热导致的事故发生。
合理的热管理能够延长发动机寿命，减少维护和更换成本。
3.环保节能：SCRJ发动机采用超燃燃烧技术，具有更高的燃烧效率和更低的排放，通过热管理技术能够进一步提升能源利用率，减少对环境的影响。
超燃冲压发动机技术
超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题, 是高 难度的高新技术。从高超声速技术发展来看高超声速技术飞 行距离实际应用还有些距离。但是, 由于高超声速巡航导弹 和空天飞机等需求的牵引, 越来越多的国家和地区仍在持续 进行超燃冲压发动机技术研究。21 世纪, 超燃冲压发动机技 术必将得到较快发展和实际应用, 必将对军事、航天、国民 经济等产生深远影响
超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成. 进气道的主要功能是捕获足够的空气, 并通过一系列激波系进行压缩, 为 燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流, 便于燃烧的组织. 隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道, 其作用是消除燃烧室的 压力波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同工况下的良好匹配 . 当燃烧室着火后压力升高, 隔离段中会产生一系列激波串, 激波串的长度 和位臵会随着燃烧室反压的变化而变化. 当隔离段的长度足够时, 就能保 证燃烧室的压力波动不会影响进气道. 燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方, 超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板 或喷油杆喷射. 超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同, 它 不能采用V型槽等侵入式火焰稳定装臵,因为它们将带来巨大的阻力, 因此 目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器. 尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方.
高超声速进气道从构型上可以分为二维进气道、三维侧压进 气道、轴对称进气道和内转向进气道等, 这几种进气道形式 各有优缺点, 一般根据行器的具体形式选择合理的进气道形 式. 高超声速进气道的基本构型为一个收缩通道后接一等直 或微扩通道, 其基本工作原理是利用这一收缩通道将高超声 速来流压缩减速至较低马赫数.
革命性的动力系统
首先, 由于巡航飞行马赫数远远高于传统战斗机, 现有的吸气 式发动机已不再适用. 当马赫数高于3 时由于进气道激波产生 的压缩已经很强, 不再需要压气机,而应当采用冲压发动机; 而 当马赫数达到6 左右时, 气流的总温已达1500K以上, 传统的亚 声速燃烧冲压发动机效率大大降低; 而如果保持进入发动机 的气流为超声速, 在超声速气流中组织燃烧, 发动机仍能有效 地工作, 这就是超声速燃烧冲压发动机(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃冲压发动机在Ma6 以上的性能 远高于亚燃冲压发动机, 它能工作到Ma12 » Ma15 左右
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术是一项能够提高汽油内燃机的发动机效率和性能的高科技技术，它利用复杂的装置在冲压发动机的燃烧室中利用再生冷却的方法，使得燃烧室的壁面分子晶体结构表面重新形成，并且获得良好的再生热量散发能力，从而达到提高汽油机发动机效率和性能的目的。
首先，需要对燃烧室壁面进行调整，将原来的旧的燃烧室壁面变得更加光滑和细腻，以便后续的再生热散发工作。
其次，采用特殊的技术制备复合材料的喷射机器，将特定的复合材料精确地喷射在燃烧室壁面上，这种复合材料的密度非常高，可以有效的减少燃烧室壁面在点燃的过程中的热量传播，从而改善再生冷却效果。
然后，结合有效载荷技术，在燃烧室壁面上进行精确的再生加工，使得燃烧室壁面再生冷却技术达到最佳效果。
最后，要采用高性能精密测试设备，对燃烧室壁面的实际效果进行测试，以确保技术的有效性。
通过超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术，能够显著改善汽油机的发动机效率和性能，使发动机的燃耗、排放性能都处于高水平的状态。
这项技术的应用也有利于环境保护，能够有效的提高汽车的综合能源效率，并减少空气污染，节约能源，减少交通饱和的现象，从而达到为社会发展做出贡献的目的。
超燃冲压发动机
超燃冲压发动机的工作原理
• 在冲压喷气发动机的基本原理的基础上，还包括 燃料喷射和混合在超音速流场条件下的稳定技术。
超燃冲压发动机的关键技术
• • • • • • • 燃料的喷射、掺混、点火 燃烧室的设计和试验技术 发动机与机体（弹体）的一体化设计 耐高温材料和吸热燃料 火焰保持器 热平衡 火焰特性描述
• 由澳大利亚昆士兰大学的一个研究小组在 2002 年先于 NASA 成功地试验了超燃冲压发动机，首 次在飞行中产生净推力，发动机工作了 10 秒钟。
超燃冲压发动机的类型
• • • • • • • • 普通超燃冲压发动机 亚燃/超燃双模态冲压发动机 亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机 吸气式预燃室超燃冲压发动机 引射超燃冲压发动机 整体式火箭液体超燃冲压发动机 固体双模态冲压发动机 超燃组合发动机
超燃冲压发动机
什么是超燃冲压发动机
• 超声速燃烧冲压式发动机，简称超燃冲压发动机， 即燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
什么是超燃冲压发动机
• 采用碳氢燃料时，飞行M数在8以下，当使用液氢 燃料时，飞行M数可达到6~25。
什么是超燃冲压发动机
• 超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关 键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ。
超燃冲压发动机的发展
• 80年代中期，美国政府启动了以超燃冲压发动机 为动力的国家空天飞机计划。1994年取消该计划。 • 2004年，NASA的HyperX计划完成，成功地进行了 两次氢燃料超燃冲压发动机飞行试验。
超燃冲压发动机的发展
• X-51A计划可以看作是美国“国家空天飞机” （NASP）计划和X-43计划的一个延续。
超燃冲压发动机的发展
超燃冲压发动机原理
超燃冲压发动机原理
哇塞！你知道超燃冲压发动机吗？这东西可太厉害了！
我之前呀，听老师讲过，一下子就被它给迷住了。
超燃冲压发动机，就像是一个超级强大的动力怪兽！
想象一下，普通的发动机就像慢慢悠悠的老牛拉车，而超燃冲压发动机呢，那简直就是飞奔的猎豹！它的工作原理可神奇啦！
当飞行器飞得特别快的时候，空气就像被一股巨大的力量推着，呼呼地冲进超燃冲压发动机里。
这时候，燃料也跟着进来了，然后“砰”的一下，发生剧烈的燃烧。
你说这像不像在一个超级大的风洞里点火？风呼呼地吹，火猛地燃烧起来，产生巨大的推力，推着飞行器向前冲。
我还跟我的小伙伴们讨论过这个呢！我问他们：“你们能想象那种速度吗？一下子就飞出去老远！”他们有的睁大眼睛，摇摇头说：“想象不出来呀！”有的则兴奋地说：“那肯定超级快，像闪电一样！”
老师给我们讲的时候，说超燃冲压发动机里的气流速度快得吓人，比声音传播的速度还快好多好多倍呢！这难道不令人惊叹吗？这就好比我们跑步，普通发动机是慢慢跑，超燃冲压发动机那是“嗖”的一下就没影啦！
而且哦，这种发动机还特别轻，不像有些发动机又大又重。
它就像一个轻巧的小精灵，却有着无比强大的力量。
你想想，如果未来的飞机、火箭都用上超燃冲压发动机，那我们去太空旅行不就变得更容易了吗？说不定一天就能到月球上玩耍啦！
总之，超燃冲压发动机真的是太神奇、太厉害了，它一定会让未来的世界变得更加不可思议！。
超燃冲压发动机原理与技术分析
本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统[发明专利]
![超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/e3367357c77da26924c5b0dc.png)
专利名称：超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统专利类型：发明专利
发明人：苗鹤洋,王中伟,钮耀斌,杨烜
申请号：CN202011291237.1
申请日：20201118
公开号：CN112377324A
公开日：
20210219
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提出一种超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统。
超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统，在超燃冲压发动机的进气道和隔离段设置有第一壁面冷却通道，在超燃冲压发动机的燃烧室和尾喷管设置有第二壁面冷却通道。
在热载荷较高的燃烧室和尾喷管区域，利用超临界二氧化碳通过第二壁面冷却通道进行吸热升温。
在热载荷较低的进气道和隔离段，采用碳氢燃料进行冷却。
该系统可以实现超燃冲压发动机主动冷却与燃烧的解耦，同时可以减少冷却所需燃料的流量，缓解超燃冲压发动机冷却压力。
申请人：中国人民解放军国防科技大学
地址：410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
国籍：CN
代理机构：长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人：周达
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超燃冲压发动机技术
推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。
它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。
半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。
目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。
21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。
它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。
亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。
超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。
双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。
对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。
攻读博士学位期间拟进行的科学研究设想
博士研究生科学研究设想研究方向：高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究申请人：XXX报考导师：XXX 教授2013年9月28日目录一、前言 (1)1、自我介绍 (1)2、个人能力 (1)3、缺点局限 (1)二、数值研究 (2)1、数值研究背景 (2)2、数值研究设想 (3)三、实验研究 (4)1、实验研究背景 (4)2、实验研究设想 (4)四、总结 (5)参考文献 (6)一、前言1、自我介绍我是XX大学2011级硕士研究生XXX，申请进入哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所攻读博士学位，研究方向为高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究。
我于2007年进入XX大学攻读XX专业学士学位，在本科毕业后因对航空航天方面的兴趣，2011年继续在XX大学攻读XX硕士学位。
首先，考虑到哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所在高超热防护主动冷却方向具有国内一流的硬件及软件条件，其次，考虑到自身条件及个人兴趣，有进一步深造的需求，再者，哈尔滨工业大学现提供了申请的平台，因此向哈尔滨工业大学提出攻读博士研究生的申请。
2、个人能力本人在硕士学习期间，在课程学习和参与科研项目期间，在某些方面能力得到了锻炼和提高，现介绍如下。
（1）外文文献翻译能力、表达能力、编程能力：研究生期间的“高超音速推进系统”课程中，要求学生翻译外文教材并在课上讲述教材内容；“计算流体力学”课程中，要求学生独立完成程序调试工作；“火箭发动机燃烧与流动”课程中，要求学生以团队方式完成固体火箭发动内弹道计算程序的编写。
本人在这些课程当中表现优异，在完成课程任务期间，外文文献翻译能力、表达能力、编程能力都得到了提高。
（2）ANSYS Workbench工程设计、装配体结构设计能力：本人在研一期间参与863项目“大尺寸复杂组件的连接与热匹配技术”，主动承担了该项目热防护方面计算任务，掌握了对ANSYS相关软件的使用，并独立设计完成新型热防护结构层连接方式的CAD设计和热匹配计算。
超燃冲压发动机的热防护技术
中国矿业大学电力工程学院制冷设备技术进展报告姓名：班级：学号：超燃冲压发动机的热防护技术摘要热防护技术是发展高超音速的关键技术之一。
本文综合近年来高超音速飞行器中发动机的冷却方式的进展，对超燃冲压发动机的热防护技术进行简单介绍，并对未来有应用趋势的技术简述。
关键字：超燃冲压再生冷却闭式循环飞行速度超过5倍声音速度的叫做“高超声速飞行器”[1]。
高超声速飞行器有两大类，一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”，主要有目前尚在研究发展阶段的，以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等；另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头，返回式卫星，宇宙飞船和航天飞机等)。
超燃冲压发动机是高超声速飞行的理想动力装置，结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好，具有高比冲、高速度和大巡航推力的特性，适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行[2]。
但是由于其工作环境极其恶劣，一般在高马赫数下飞行，飞行过程中高温空气不断向壁面传热，为了保证发动机长时间安全正常运行，维持适宜的电子元器件工作环境，所以研究超燃冲压发动机的热防护技术十分必要[3]。
超燃冲压发动机的热防护技术按原理和冷却方式分为三种：被动式、半被动式和主动式。
被动式是指采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护，热量被吸收或者是直接辐射出去；主动式是指利用低温冷却介质进行防护，全部热量或绝大部分被工作介质带走，主要包括发散冷却、对流冷却和气膜冷却；半被动式是指大部分热量由工作流体带走，主要有两种结构方式，热管理结构和烧蚀结构。
被动式涉及的防护与材料联系及其密切，局限性就是防护时间不宜过长，不涉及我们制冷原理。
半被动式适用于高热流长时间使用要求，有图1，热量被工作介质由高温区传至低温区，通过对流和辐射进行冷却放热。
图11.主动式：主动式中对流冷却方式应用于主体发动机喷管，如图2所示，主要是通过热量传递给冷却介质、冷却介质受热带走热量而达到冷却效果的。
攻读博士学位期间拟进行的科学研究设想
攻读博士学位期间拟进行的科学研究设想研究方向：高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究博士研究生科学研究设想申请人：XXX 报考导师：XXX 教授2021年9月28日目录一、前言 ........................................................................... ................................................ 1 1、自我介绍 ........................................................................... ........................................ 1 2、个人能力 ........................................................................... ........................................ 1 3、缺点局限 ........................................................................... ........................................ 1 二、数值研究 ........................................................................... ......................................... 2 1、数值研究背景 ........................................................................... ................................. 2 2、数值研究设想 ........................................................................... ................................. 3 三、实验研究 ........................................................................... ......................................... 4 1、实验研究背景 ........................................................................... ................................. 4 2、实验研究设想 ........................................................................... ................................. 4 四、总结 ........................................................................................................................... 5 参考文献 ........................................................................... (6)博士研究生科学研究设想一、前言1、自我介绍我是XX大学2021级硕士研究生XXX，申请进入哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所攻读博士学位，研究方向为高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究。
一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道[发明专利]
![一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/3ea174050a4c2e3f5727a5e9856a561252d321a3.png)
[19]中华人民共和国国家知识产权局[12]发明专利申请公布说明书[11]公开号CN 101149028A [43]公开日2008年3月26日[21]申请号200710144601.X [22]申请日2007.11.14[21]申请号200710144601.X[71]申请人哈尔滨工业大学地址150001黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号[72]发明人鲍文 于达仁 周伟星 段艳娟 [74]专利代理机构哈尔滨市松花江专利商标事务所代理人吴国清[51]Int.CI.F02K 7/10 (2006.01)F02K 9/64 (2006.01)权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页[54]发明名称一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道[57]摘要一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它涉及发动机壁面冷却技术。
它解决了现有采用推进用的燃料作为冷却剂，导致推进用燃料在巡航飞行中冷却通道内的流量较少，达不到理想冷却效果的问题。
本发明的温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道(1)的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。
本发明的温度记忆合金层(3)的形状能有效地响应燃烧室内部局部高温区域的变化而随之改变，在各种工况下即使冷却通道内冷却剂流量较少时也能换来较高的冷却效果。
200710144601.X权 利 要 求 书第1/1页 1.一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它由发动机冷却通道(1)、发动机壁(2)和温度记忆合金层(3)组成，其特征在于温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道1的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。
超燃冲压发动机主动再生冷却
p
∑ min (Twli (H ) − T* )2 i=1
约束条件 T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W = const δ = const 1mm ≤ H ≤ 5mm
2008-8-25
主动冷却通道侧壁温(C )
冷却通道的高度(m )
6 x 10-3 5 4 3 2 1 0 0
O2 O1
8°
O3
8° 5°
2008-8-25
30
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
ii.移动的激波附面层干涉
2008-8-25
31
3.3 局部强化换热目的
采用超燃冲压发动机的主动再生冷却系统进行强
化换热研究。即超燃冲压发动机利用燃料进行主动再 生冷却的同时，在发动机燃烧室局部高热流区域的壁
面针对性地采取局部强化换热措施,目的如下：
0.078
增加百分比 32%
0.825
0.072
0.088
22.2%
1.01
0.083
0.09
8.4%
2008-8-25
37
4.1 燃料的物理性能
2008-8-25
39
4.３燃料结焦
2008-8-25
41
四、燃料
2008-8-25
38
Fuel Heat Sink Required, BTU/lb Fuel Heat Sink Required, kJ/kg
1.01
803
805
811
0.825
857
861
869
0.71
864
868
875
冷却用燃油流量对比表(kg/s) 当量比 简单主动冷却 加工粗糙度 强化换热优化 强化百分比
高超声速飞行器舵轴燃油再生冷却系统设计
细化边界层ꎬ将网格尺寸设置为 １ ｍｍꎬ网格划分结果如
１.１ 舵轴及流道设计
图 ６ 所示ꎮ
本文研究对象为高超声速飞行器的舵轴ꎬ针对舵轴防
热设计的目的是保证在 １ ２００ ｓ 的飞行时间内ꎬ将舵轴温
度控制在轴承的最高正常工作温度 ４５０ ℃ 以内ꎬ同时将电
机的温度控制在 ９０ ℃ 以内ꎻ将安装在框架上的电位器温
得计算结果更贴近实际ꎮ 该模型主要采用两个传递方程
以表示为:
∂( ρκ) ∂( ρκｖ ｉ ) ∂ é æ μ ｔ ö ∂κ ù
＋
＝
ê ç μ＋ ÷ ú ＋Ｐ ＋Ｐ －ρε－
∂ｔ
∂ｘ ｉ
∂ｘ ｉ ë è σ κ ø ∂ｘ ｉ û κ ｂ
Ｙ Ｍ ＋Ｓ κ
UBU
∂( ρε) ∂( ρεｖ ｉ ) ∂ é æ μ ｔ ö ∂ε ù
Ａｂｓｔｒａｃｔ: Ａｓ ｒｕｄｄｅｒ ｏｆ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ａｉｒｃｒａｆｔ ｈａｓ ｓｅｒｉｏｕｓ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｈｅａｔｉｎｇ ｐｈｅｎｏｍｅｎｏｎ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔꎬ ｔｈｅ ａｂｓｅｎｃｅ ｏｆ ｃｏｏｌｉｎｇ
ｓｃｈｅｍｅｓ ｗｏｕｌｄ ｌｅａｄ ｔｈｅ ａｃｔｕａｔｏｒ ｔｏ ａｂｓｏｒｂ ｒｕｄｄｅｒ ｓｕｒｆａｃｅ ｈｅａｔꎬ ｃａｕｓｉｎｇ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｓ ｒｉｓｅ ｂｅｙｏｎｄ ｔｈｅ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｒａｎｇｅ
ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ａｎａｌｙｓｉｓ ｐｒｏｖｅｓ ｔｈａｔ ｆｕｅｌ ｃｏｏｌｉｎｇ ｓｃｈｅｍｅ ｃａｎ ｅｎｓｕｒｅ ｔｈａｔ ｔｈｅ ａｃｔｕａｔｏｒ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ
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8°
O3
8° 5°
2008-8-25
30
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
ii.移动的激波附面层干涉
2008-8-25
31
3.3 局部强化换热目的
采用超燃冲压发动机的主动再生冷却系统进行强
化换热研究。即超燃冲压发动机利用燃料进行主动再 生冷却的同时，在发动机燃烧室局部高热流区域的壁
面针对性地采取局部强化换热措施,目的如下：
1.5 计 结
宽度优化后
果
宽度优化前
0.5
1
沿轴向的长度(m)
26
1.5
2.3 消除低温传热恶化的结构优 化
相同h=1.2mm，燃料不同初始温度 对壁温的影响
2008-8-25
W=δ=1.2mm及 T0=300K冷却通 道结构优化
28
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
i. 固定喷油点附近局部高热流
1
燃料压力(亚、超临界)
cp↑： 冷却剂物性 燃料温度
★
物理热沉 m ↑： 冷却剂流量可能大于燃烧用流量
Tl”↑：可能高温吸热分解
４
Q↑
Tl’ ↓: 可能引起低温传热恶化
１
燃料分解程度
化学热沉 燃料结焦及抑制
４
Q2
高温传热恶化
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13
一、燃料工作条件
专题内容
• 燃料工作条件 • 冷却通道结构 • 局部强化换热 • 燃料（燃料选择／高温分解／结焦及抑
IIa – 孤立气泡区，泡状流； IIб – 完全沸腾区，块状流； III –过渡沸腾区； IV – 膜态沸腾区；
C – 泡-膜沸腾过渡点； D – 膜-泡沸腾过渡点； π –完全泡沸腾与过渡沸腾的边界
点；产生不稳定气膜点； Tw – 表面温度； Ts - 饱和温度
18
1. 燃料压力--亚临界
亚临界沸腾时的传热恶化特性 • 存在滞后现象； • 可能存在过渡模态； • 一种模态跳跃到另一种 模态
¾ 降低局部高热流区的壁面温度；
¾ 降低主动再生设计用的热流密度，即降低了冷却用 燃油的需求，使燃油流量尽可能地满足于冷却。
¾ 减少了冷却剂的热沉损失，相应地提高了发动机的
性能。
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33
3.4 局部强化换热方法--固定人工粗糙度
冷却用燃油出口温度对比表(℃)
当量比 简单主动冷却 高度优化 高度和粗糙度共同优化
燃料压力(亚、超临界、相变)
燃料温度
铣槽
2
冷却通道结构 销钉 ★
冷却剂流量
微细通道
冷却剂的扰流←增加扰流器（粗糙度等）
ql↑
流动方式（顺流、逆流或综合）
3
Twl↑：取决于壁面材料
Tl ↓: 取决于冷却剂吸热量、燃料入口温度
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12
4. 冷却剂吸热量 Ql = cpm (Tl'' − Tl' )
惩罚，使发动
机整体性能降
低。
9
2. 耐高温壁面材料研究
( ) qδ
=λ δ
Twg − Twl
要求：
• 耐高温材料（~1200K）
• 导热性能好（易疏导热量）
• 有一定刚度（承受结构强度）
• 壁厚尽量薄（结构重量轻）（~8mm）
• 燃气侧是否覆盖隔热涂层（ZrO2）
• 冷却剂侧壁面材料对结焦的影响（不易结焦的
制） • 冷却循环
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14
1. 燃料压力引起物性变化
2008-8-25
15
1. 燃料压力引起物性变化
不同压力下的比容随温度的变化
2008-8-25
17
2008-8-25 不同压力下的密度随温度的变化
16
1. 燃料压力--亚临界
2008-8-25 亚临界饱和沸腾曲线
I – 自然对流区，无气泡； II – 泡状沸腾区：
2008-8-材25 料、表面光洁度）
11
超燃冲压发动机热防护面临的问 题之一
再生冷却下燃料热沉不足
¾液氢燃料发动机。当Ma>10 时，冷却流量将会超过按恰 当化学混合比反应得燃料流 量。
¾美俄进行的Ma6.5联合试验， 最大冷却用氢燃料流量是最大
推进用燃料流量的2倍。 ？
燃料热沉 能力不足
2008-8-25
约束条件
T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W + δ = const 0.5mm ≤ δ ≤ 3.5mm
2008-8-25
冷侧壁面温度(C )
冷却通道肋壁厚度(m )
4 x 10-3 3.5
3 2.5
2 1.5
1 0.5
0 0
1200
1100
1000
900
800
700
ii. 利用记忆合金随温度变化而改变形状的特性来进行局 部强化换热。
(a) 正常情况下
2008-8-25
(b) 局部激波附面层干涉
36
3.4 局部强化换热方法--高热流壁面冷却通道自适应热流控制
不同冷却措施冷却剂流量比较
当量比 0.71
自适应热流控制 冷却剂流量（kg/s
）
0.059
无自适应强化换热 冷却剂流量 （kg/s）
优化目标函数
p
∑ min (Twli (H ) − T* )2 i=1
约束条件 T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W = const δ = const 1mm ≤ H ≤ 5mm
2008-8-25
主动冷却通道侧壁温(C )
冷却通道的高度(m )
6 x 10-3 5 4 3 2 1 0 0
• 当前最先进的耐高温材料C\C和SiC复合材料耐热温 度为2200℃左右。因此，发展先进的冷却技术即主 动热防护技术就显得尤为重要。
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2
主动热防护方式
热流
气流
冷却 剂流
发汗冷却
热流
气流
冷却 剂流
气膜冷却
热流
辐射
冷却 剂流
对流冷却
主动防热主要利用冷却介质减少气动热对材料的加
热，对材料和结构的要求都很高，一般用于热疏导
600 0
寻优的肋壁厚 设计的肋壁厚
冷
却
通
道
肋
壁
0.5
1
沿轴向的长度(m)
1.5厚Βιβλιοθήκη 设肋厚优化后计
肋厚优化前
结
果
0.5
1
沿轴向的长度(m)
27
1.5
三、局部强化换热
2008-8-25
29
2.2 冷却通道宽度优化
40
2.2.1 冷却通道数优化 35
冷却通道数(个)
30
优化设计的目标函数 p
25
∑ min (Twli (n) − T* )2 i=1
48
燃料结焦过滤抑制
•超临界压力下管壁结焦
• 超临界压力下管壁结焦引起
2008-8-25
49
五、冷却循环
2008-8-25
51
燃料热沉研究并行之路 —冷却循环
高温热源TH 1100K
由于高温热源和有限低温热源的存在， 我们提出基于热转功的原理，将燃料吸 收的部分热量以功的形式疏导出来，此 时燃料处于未饱和热沉状态，可用于吸 收额外更多的热量。热转功热力过程的 存在，针对相同流量的燃料，更多的热 量被吸收带走，使得有限低温热源的情 况得到改善，燃料热沉能力得到了“间 接”提高，所需的冷却用燃料用量将随之 降低。
8
1. 燃气侧的对流：
( ) qg = α g Tg − Twg
= m ∆h A
αg: 取决于组分、物性、速度、燃烧室结构
Tg：取决于近壁燃气温度 ← 中心流温度 ←
qg
推力
Twg: 取决于壁面材料
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10
3. 冷却侧换热 ql = ( αl Twl − Tl )
1
α↑:
冷却剂物性 冷却剂速度
20 15
n=[ w ]
10
(W + δ )
5 0
约束条件
1200
T * ≤ T材料允许温度 = Const
1100
冷侧壁面温度(C)
m 冷却 = m 燃烧
1000
δ = const
900
8 ≤ n ≤ 36
800
700
2008-8-25
600 0
寻优的通道数 设计的通道数
冷
却
通
道
数
设
0.5
1
沿轴向的长度(m)
超燃冲压发动机的主动再生冷却研究
报告人：周伟星 2008-8-5
发动机冷却原理（M>1）
燃烧室边界层速度与静焓的分布（M>1）
2008-8-25
3
典型的薄膜冷却
对于严重加热问题他是最佳或唯一的解决 方法。
主动热防护技术是发展吸气式高 超声速飞行器的关键技术之一
• 超燃冲压发动机工作在高速、高温、高强度燃烧的 极端热物理条件下，燃烧室内温度可高达3000K以 上。高超声速飞行器，在Ma12飞行时外部空气滞止 温度可达4950K。
4.2 碳氢燃料化学热沉的需求
2000 1000
Scramjet
4000
Rocket
2000
0 0 2 4 6 8 10 Mach No.
2008-8-25
40
4.4 燃料结焦条件
热氧化沉积
2008-8-25