[发明专利]一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构

说明书

本发明提出了一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构，包括冷剂进口、进口集液腔室、液态腔室、混合腔室、超临界态腔室、出口集液腔室及冷剂出口，其中，液态腔室包括多个平行设置的等截面流道，混合腔室包括多个规律设置的楔形扰流结构，超临界态腔室包括多个等间隔设置的变截面流道。该通道结构可使流道间临界态附近流体相互掺混，以减小流道间压力差及温差，并且可降低超临界态流体流动阻力对壁面热流变化的敏感度，从而抑制多模态热环境下的流道间流量分配偏差，提高流量分配均匀性。

技术领域

本发明属于流动和传热技术领域，具体涉及为一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构。

背景技术

以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，是各军事强国极其关注的研究热点。相比于其他形式的发动机，超燃冲压发动机结构相对简单、成本低、航程远，同时可以与其他发动机组成组合型发动机扩大飞行范围，如TBCC、RBCC，因此被认为是在大气层内实现高超声速飞行的理想动力来源。

随着飞行马赫数的提高，超燃冲压发动机面临着非常严峻的热环境考验。当来流马赫数为6时，滞止温度可达1600K，而燃烧后燃气温度超过2700K，壁面热流密度最大值高达10-20MW/m²。如果仅仅依靠被动材料，无法保证发动机长航时、高马赫数下的安全运行。选用所携带碳氢燃料作为冷却剂的再生冷却则是一种主要采用的主动热防护方法。具体到再生冷却的技术实施上，冷却通道并联布置在各个热流壁面上，流动方向与发动机整体轴向平行。在实际工作过程中，并联通道系统由于分汇流等固有属性，各支路的流量必然存在着冷态偏差。加热条件下，碳氢燃料由液态吸热进入超临界态，物性剧烈变化，引起各支路间流动阻力变化，为了匹配进出口压降关系，各支路流量将自适应重新分配。比如同等加热条件下，冷态偏差中较小流量支路温升快、密度低，该支路内流体流速增大，阻力增加，所以只能通过减小其流量来减小阻力，满足各并联通道两端压差相等的条件，故壁面加热将加剧各支路间的流量分配偏差。此外，燃烧释热和气动加热施加给壁面非定常、非均匀的热载荷，即壁面热流是一个时变的、具有分布特性的参数，这将导致各支路间流量偏差的进一步加剧。从而出现燃料冷却能力不合理利用，有限热沉被严重浪费，甚至局部壁面温度过高而烧毁发动机的可怕后果。

为了满足冷却需求，需要控制各支路间的流量偏差，合理分配冷却能力，热流大的区域，冷却剂流量应相对较大。受限于结构和冷却通道数目，想要对每条冷却通道流量进行分别主动控制，消除流量偏差，是不现实的。发展一种简单可行的通道结构对复杂多变热载荷下支路间的流量偏差进行有效抑制则是解决问题的关键。

发明内容

要解决的技术问题

本发明提出一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构，以减小多模态热环境下冷却通道支路间流量分配偏差，合理分配冷却能力，充分利用有限热沉，避免局部高温而出现冷却失败。

本发明的技术方案为：

一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构，包括冷剂进口、进口集液腔室、液态腔室、混合腔室、超临界态腔室、出口集液腔室及冷剂出口，所述液态腔室包括多个平行设置的等截面流道，所述混合腔室包括多个规律设置的楔形扰流结构，所述超临界态腔室包括多个等间隔设置的变截面流道，所述等截面流道的数量及位置同所述变截面流道分别对应。

进一步地，所述混合腔室中心位置设置在传统通道结构高温流道临界态流体处，所述混合腔室流向长度大于10倍的所述液态腔室流道宽度，所述传统通道结构为整体内流道均采用液态腔室内流道结构设计的通道结构。

进一步地，所述楔形扰流结构同所述液态腔室流道间隔错位布置，所述楔形扰流结构宽度等于所述液态腔室流道宽度。

进一步地，所述变截面流道中进出口截面面积比大于0.5且小于1。

有益效果