喷嘴结构和射流参数对射流预冷温度特性的影响

作     者：冯爽 李宝宽 杨晓晰 扈鹏飞 FENG Shuang;LI Baokuan;YANG Xiaoxi;HU Pengfei

作者机构：东北大学冶金学院热能工程系沈阳110819 中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015 

出 版 物：《航空动力学报》 (Journal of Aerospace Power)

年 卷 期：2024年第39卷第5期

页      面：119-128页

核心收录：

学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

基　　金：中央高校基本科研业务费专项基金(N2025013) 

主　　题：射流预冷 温度畸变 雾化 蒸发 高温进气 

摘      要：航空发动机进气温度过高是限制其性能的关键问题之一,采用射流预冷技术可以有效降低航空发动机进气温度。为了研究射流预冷技术对进气道内温度场的影响,基于欧拉-拉格朗日方法,建立航空发动机进气道液滴雾化和蒸发过程的数学模型,实现气液两相的双向耦合,描述了射流预冷过程。并与已有的试验结果进行对比,验证了数学模型的准确性。并利用该数学模型研究了水气比、喷射速度、液滴粒径和喷嘴锥角对进气道降温效果和温度畸变的影响。结果表明:改变水气比发动机进气温度变化最显著,当水气比由0.02增大至0.055时,温降系数由8.10%增加到19.87%,蒸发率由85.76%降低为79.80%;当水气比为0.055、喷射速度为10 m/s、液滴粒径为25μm和喷嘴锥角为15°时,温降系数最大为22.77%;增大喷嘴锥角和减小喷射速度会使进气道出口截面温度场分布更均匀。