預(yù)冷卻技術(shù)對(duì)超音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的性能影響仿真分析.pdf

1、目前高超聲速飛行器的發(fā)展趨勢(shì)是發(fā)展以吸氣式及其組合式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力,在大氣層內(nèi)或跨大氣層以Ma5以上的速度遠(yuǎn)程巡航飛行的飛行器。目前普通的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口總溫一般不超過(guò)900K，因而飛行器的飛行馬赫數(shù)一般不超過(guò)3，遠(yuǎn)達(dá)不到臨近空間飛行器的速度要求，為了拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行速度上限，采用預(yù)冷卻技術(shù)將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度降低是一種有效的途徑。其原理是在常規(guī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)前加裝冷卻系統(tǒng)，流經(jīng)進(jìn)氣道的空氣經(jīng)過(guò)冷卻器冷卻后，溫度降低從而使得發(fā)動(dòng)機(jī)

2、進(jìn)氣溫度不超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓氣機(jī)的允許范圍，使得發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在馬赫數(shù)大于5的超高音速飛行條件下繼續(xù)工作。目前的冷卻系統(tǒng)主要分為兩大模式，第一種模式為進(jìn)氣道直接噴淋系統(tǒng)，通過(guò)向進(jìn)氣道噴射冷卻介質(zhì)（本文中為常溫水）冷卻空氣，另一種模式為在進(jìn)氣道內(nèi)布置換熱器，冷卻空氣。
　　本文根據(jù)預(yù)冷卻渦輪基發(fā)動(dòng)機(jī)的工作機(jī)理，參考某型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)，以水作為冷卻介質(zhì)，建立了進(jìn)氣道換熱與噴水兩種預(yù)冷卻渦輪基發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型，使用GasTurb軟件沿