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题名强预冷发动机新型热力循环布局及性能分析
被引量：4
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作者
邹正平
王一帆
杜鹏程
南向谊
马元
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机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国防科技重点实验室
北京航空航天大学航空发动机研究院
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2021年第6期62-75,共14页
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基金
国家级重点实验室基金项目(HTKJ2020KL011003)。
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文摘
为兼顾高超声速强预冷发动机的比冲及系统复杂度,提出了一种耦合闭式氦循环的强预冷发动机新型热力循环布局。该热力循环采用空气适度预冷,闭式氦循环采用较为简单的二支路分流冷却压缩方式。在支路1中,使用较少的液氢即可保证氦被冷却至低温以便于压缩,可提高闭式循环增压比进而增加闭式循环输出功率;在支路2中,利用温度相对较低的氢气对预冷器出口分流的部分高温氦冷却,保证支路1和支路2掺混后的氦温度满足预冷器要求。对该新型强预冷发动机的设计点性能进行了参数化影响分析及优化设计,马赫数5工作点比冲可达3287 s。通过旁路冲压当量比和喷管喉道面积的调节,可保证进气道、预冷涡轮通道和旁路冲压通道的匹配工作,且能实现冷却与燃烧所需燃料量的平衡;通过对闭式氦循环基准压力的调节可实现发动机推力的有效调节,且各主要部件均能匹配稳定工作。沿典型飞行轨迹的发动机总体性能计算表明,在马赫数0~5工作范围内,该新型强预冷发动机具有较高的推力和比冲性能;且闭式氦循环较为简单,利于工程实现,该新型热力循环布局可为高超声速强预冷发动机设计提新的思路。
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关键词
高超声速
强预冷发动机
热力循环
闭式氦循环
总体性能
控制规律
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Keywords
hypersonic
precooled airbreathing engine
thermodynamic cycle
closed-loop helium cycle
overall performance
control law
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分类号
V231.9
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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