CN114810424B - 一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，包括：发动机喉部，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔；在外层壳体上，且位于空腔处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴，各雾化喷嘴与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴喷射的冷却剂在内层壳体壁面上无重叠区；各雾化喷嘴均与高压电源的同一极相连接，高压电源用于向喷射的冷却剂提供电荷。采用火箭发动机喉部凹腔结构，并使用喷雾冷却的方法，使冷却更加均匀且优化了冷却剂分配。
Description
技术领域
本发明属于传热和流动技术领域，具体涉及一种具有主动冷却凹腔结构的发动机喉部。
背景技术
发动机推进***的稳定性和可重复利用性对其热防护提出了很高要求。现有的火箭发动机常用的主动冷却方式有：再生冷却、膜冷却、发汗冷却和冲击冷却。对于RBCC发动机中引射火箭在引射模态下采用再生冷却，喉部热流密度通常在10MW/m2～100MW/m2，单一再生冷却很难满足热防护需求；膜可有效降低壁面温度，但是，膜冷却的效率和覆盖壁面长度对冷却剂流量有较高要求，且部分用于液膜冷却的燃料无法参与燃烧，导致发动机推力性能下降；发汗冷却实际上是膜冷却的一种极限形式，同样会增大推力损失。对于冲击冷却，仍然存在不足，换热不均匀，被冷却表面存在较大的温度梯度；冷却剂分配不均匀，这会影响发动机壳体冷却的均匀度。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，采用火箭发动机喉部凹腔结构，并使用喷雾冷却的方法，使冷却更加均匀且优化了冷却剂分配。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，包括：发动机喉部，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔；
发动机喉部的前端用于与燃烧室相连接，且凹腔与燃烧室的冷却腔相连通；发动机喉部的后端用于与喷管相连接，且凹腔与喷管的冷却腔相连通；
在外层壳体上，且位于凹腔处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴，各雾化喷嘴与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴喷射的冷却剂在内层壳体壁面上无重叠区；
各雾化喷嘴均与高压电源的同一极相连接，高压电源用于向喷射的冷却剂提供电荷。
进一步地，该凹腔的高度H为喉部半径R的1～2倍；凹腔的顶长度为L，
进一步地，该雾化喷嘴为六个，且等间距间隔排布。
本发明还公开了上述的一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构的工作方式，其特征在于，工作方式如下：冷却剂平均等量注入各雾化喷嘴，并接通高压电源，在凹腔内形成静电场，在静电场的作用下冷却剂破碎成微小液滴，且小液滴携带相同的电荷，相互之间相斥，再次破碎，撞击凹腔内壳体，通过对流换热和相变吸热冷却喉部高热流区域。
本发明具有如下优点：1.喷雾冷却具备一定雾化角度，冷却剂撞击壁面面积较大，且速度比较均匀。通过高速液滴直接冲击热表面，增加了整个喉部冷却夹层内的湍动度，且喷雾冷却中的冷却剂比表面积较大，增大了流体的换热面积，周向多喷嘴结构，使得流体内部的相互间换热得以增强，有利于降低流体内部的温度梯度，增大冷却剂与壁面的对流换热系数，增强换热效果；且有效解决冷却剂流量二次分配不均匀的问题。2.在静电力作用下，雾化过程中的二次冷却不再需要气动力的作用，且间接增大喷雾韦伯数，增强雾化特性，使冷却剂比表面积增大，且速度更加均匀。3.冷却剂带有相同电荷，冷却剂在喷嘴与热表面形成的静电场下作用下进行雾化，雾化后的液滴带有相同电荷，斥力提高了雾化效率进而提升冷却性能。另外静电力使得冷却剂更易吸附在热表面，增强换热质量通量，强化了换热。3.此方法可有效解决RBCC发动机的冷却剂在高空稀薄空气环境下无法雾化的问题。
附图说明
图1为本发明中基于喷雾冷却的发动机的结构示意图；
图2为本发明中一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构的示意图；
图3为本发明中连接有高压静电电源的喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构的示意图；
图4为在发动机喉部雾化喷嘴的排列结构示意图。
其中：1.发动机喉部；1-1.外层壳体；1-2.内层壳体；2.雾化喷嘴；3.高压电源；4.燃烧室；5.喷管。
具体实施方式
本发明一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，如图1和2所示，包括：发动机喉部1，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体1-1的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔a。凹腔(a)的高度H为喉部半径R的1～2倍；凹腔(a)的顶长度为L，
在外层壳体1-1上，且位于凹腔a处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴2，各雾化喷嘴2与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴2用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且冷却剂覆盖于整个内层壳体壁面。最优的设计为相邻的雾化喷嘴2喷射的冷却剂在内层壳体1-2壁面上无重叠区。
如图3所示，各雾化喷嘴2均与高压电源3的同一极相连接，高压电源3用于向喷射的冷却剂分子提供电荷，在静电场的作用下冷却剂破碎成微小液滴，并在同性电荷斥力的作用下进一步破碎，撞击喉部，进行换热，通过对流换热和相变吸热冷却喉部高热流区域。另外静电场使得冷却剂更易吸附在热表面，增强换热质量通量，强化了换热。
冷却剂由各雾化喷嘴2喷出，此时为第一次雾化，其喷射至热表面的过程为二次雾化冷却，在静电力作用下，雾化过程中的二次冷却不再需要气动力的作用，且间接增大喷雾韦伯数，增强雾化特性，使冷却剂比表面积增大，且速度更加均匀。
如图4所示，喷嘴沿发动机喉部周向排布，喷嘴数量可以根据不同的应用情况根据喷雾冷却对应的最优喷雾面积进行设计。当雾化喷嘴2为六个，且等间距间隔排布时，喷射的冷却剂在内层壳体1-2壁面上无重叠区，冷却效果最好。
对本发明中的一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构数值仿真，稳态计算，如下：
燃料体系为：气氧、煤油，总流量：1kg/s，氧燃比O/F＝4；其中煤油做冷却剂流量为200g/s，初始温度为300K，当雾化喷嘴2为六个时，单喷嘴流量为36.7g/s，喷雾锥角40°，喷嘴出口直径0.6mm。
在本发明中的凹腔结构的冷却和其他不同不同却方式和结构的冷却温度和换热系数如表1和表2所示。由表中数据可知，虽然本发明中的喷雾冷却的换热面积相对于再生冷却较小，但是冷却方式本身具备较高的换热系数，能够满足发动机喉部的冷却要求。本发明中，液滴的比表面积增大，吸热能力强，提高了热交换效率。RBCC发动机引射模态下引射火箭喉部热流密度为2.4×107W/m2，换热系数其中Tw和T0分别为壁面温度和煤油初始温度，q为热流密度。
由表中数据知，六喷嘴排布方式冷却性能最好，各个喷雾面积没有重叠恰好覆盖喉部换热面。
表1不同冷却方式对喉部内壁面的冷却温度
表2不同冷却方式的换热系数
同样地，喷雾冷却在冷却剂二次分配上的改善如表3所示。
表3不同通道出口质量浓度
从表3中的结果直观得出，喷雾冷却具备较好的流量二次分配性能。前端更加靠近发动机燃烧室，设计流量最高，则满足前端发动机燃烧室处温度高，所需冷却剂多的要求。
在发动机工作过程中，冷却剂从入口通过雾化喷嘴2进入凹腔a。冷却剂经过与高压电极接触荷电，在静电场的作用下冷却剂破碎成微小液滴，并在同性电荷斥力的作用下进一步破碎，撞击喉部，进行换热，通过对流换热和相变吸热冷却喉部高热流区域。
在静电力作用下，雾化过程中的二次冷却不再需要气动力的作用，且间接增大喷雾韦伯数，增强雾化特性，使冷却剂比表面积增大，且速度更加均匀。通过液滴直接冲击热表面后，由于荷电液滴与热表面存在更强的吸附力，从而减少了液滴撞壁的飞溅效果，增强了换热质量通量。周向多喷嘴结构，使得流体内部的相互间换热得以增强，有利于降低流体内部的温度梯度。冷却剂吸热后，流入前端燃烧室燃烧。
Claims (2)
1.一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，其特征在于，包括：发动机喉部（1），其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体（1-1）的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔（a）；
所述发动机喉部（1）的前端用于与燃烧室（4）相连接，且凹腔（a）与燃烧室（4）的冷却腔相连通；所述发动机喉部（1）的后端用于与喷管（5）相连接，且凹腔（a）与喷管（5）的冷却腔相连通；
在所述外层壳体（1-1）上，且位于凹腔（a）处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴（2），各所述雾化喷嘴（2）与其所在处的外层壳体壁面相垂直；所述雾化喷嘴（2）用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴（2）喷射的冷却剂在内层壳体（1-2）壁面上无重叠区；
各所述雾化喷嘴（2）均与高压电源（3）的同一极相连接，所述高压电源（3）用于向喷射的冷却剂提供电荷；
工作方法如下：冷却剂平均等量注入各所述雾化喷嘴（2），并接通高压电源（3），在凹腔（a）内形成静电场，在静电场的作用下冷却剂破碎成微小液滴，且小液滴携带相同的电荷，相互之间相斥，再次破碎，撞击凹腔（a）内壳体，通过对流换热和相变吸热冷却喉部高热流区域。
2.根据权利要求1所述的一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，其特征在于，所述雾化喷嘴（2）为六个，且等间距间隔排布。
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Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6244041B1 (en) * | 1999-01-21 | 2001-06-12 | Otkrytoe Aktsioneroe Obschestvo “Nauchao-Proizvodatveabnoe Obiedianie Nauchao-Proizvodatvesnoe Obiediane “Energomash” Imeni Akademika V.P. Glushko” | Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing |
| CN101000136A (zh) * | 2006-01-09 | 2007-07-18 | 斯奈克玛 | 燃烧室—特别是喷气发动机燃烧室—使用的多方式喷油器的冷却 |
| CN106949497A (zh) * | 2017-03-10 | 2017-07-14 | 中国人民解放军装备学院 | 一种用喷雾碰壁强化换热的再生冷却双流道方案 |
| CN108457768A (zh) * | 2017-08-30 | 2018-08-28 | 上海空间推进研究所 | 一种直流冷壁式发动机燃烧室 |
| CN108869099A (zh) * | 2018-06-01 | 2018-11-23 | 北京航空航天大学 | 气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法 |
| CN109595096A (zh) * | 2018-12-03 | 2019-04-09 | 上海空间推进研究所 | 一种喷注器声腔热防护装置 |
| CN109812352A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-28 | 中南大学 | 引射火箭及其热防护结构与热防护方法 |
| CN110792531A (zh) * | 2019-11-22 | 2020-02-14 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 基于高压放电的智能雾化喷嘴及喷雾控制*** |
| CN112177804A (zh) * | 2020-09-16 | 2021-01-05 | 上海空间推进研究所 | 适用于空间装置的低温发动机 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6786040B2 (en) * | 2002-02-20 | 2004-09-07 | Space Access, Llc | Ejector based engines |
| US20090288390A1 (en) * | 2008-05-23 | 2009-11-26 | Thomas Clayton Pavia | Simplified thrust chamber recirculating cooling system |
| US20110005193A1 (en) * | 2009-07-07 | 2011-01-13 | Thomas Clayton Pavia | Method and apparatus for simplified thrust chamber configurations |
| FR3057055B1 (fr) * | 2016-09-30 | 2019-07-26 | Airbus Safran Launchers Sas | Dispositif et procede de mise en froid |
| US11545351B2 (en) * | 2019-05-21 | 2023-01-03 | Accion Systems, Inc. | Apparatus for electrospray emission |
-
2022
- 2022-04-29 CN CN202210473407.0A patent/CN114810424B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6244041B1 (en) * | 1999-01-21 | 2001-06-12 | Otkrytoe Aktsioneroe Obschestvo “Nauchao-Proizvodatveabnoe Obiedianie Nauchao-Proizvodatvesnoe Obiediane “Energomash” Imeni Akademika V.P. Glushko” | Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing |
| CN101000136A (zh) * | 2006-01-09 | 2007-07-18 | 斯奈克玛 | 燃烧室—特别是喷气发动机燃烧室—使用的多方式喷油器的冷却 |
| CN106949497A (zh) * | 2017-03-10 | 2017-07-14 | 中国人民解放军装备学院 | 一种用喷雾碰壁强化换热的再生冷却双流道方案 |
| CN108457768A (zh) * | 2017-08-30 | 2018-08-28 | 上海空间推进研究所 | 一种直流冷壁式发动机燃烧室 |
| CN108869099A (zh) * | 2018-06-01 | 2018-11-23 | 北京航空航天大学 | 气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法 |
| CN109595096A (zh) * | 2018-12-03 | 2019-04-09 | 上海空间推进研究所 | 一种喷注器声腔热防护装置 |
| CN109812352A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-28 | 中南大学 | 引射火箭及其热防护结构与热防护方法 |
| CN110792531A (zh) * | 2019-11-22 | 2020-02-14 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 基于高压放电的智能雾化喷嘴及喷雾控制*** |
| CN112177804A (zh) * | 2020-09-16 | 2021-01-05 | 上海空间推进研究所 | 适用于空间装置的低温发动机 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 液体静电雾化现象及其应用;葛自良;自然杂志;第22卷(第1期);37-40 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114810424A (zh) | 2022-07-29 |
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