[发明专利]微通道及预冷器

说明书

本发明实施例公开一种微通道及预冷器，所述微通道，应用于预冷器，所述微通道的横截面呈扁圆形，且沿轴向在绕该轴向的方向扭转变形呈扭曲的麻花状。本发明提供的微通道及预冷器用于解决现有技术中微通道的换热能力受限于超薄管壁加工技术无法提高等缺陷，在现有加工技术成熟度允许下，管壁厚度一定时，实现更大温降、更大换热系数和尽可能小的流动损失，具有低阻高效换热的特点。

技术领域

本发明涉及预冷器技术领域，特别涉及一种应用于预冷高速涡轮发动机或组合发动机吸气模式的微通道及预冷器。

背景技术

深度预冷型组合发动机主要包括俄罗斯的LACE、ACE和KLIN方案；英国的ATRDC和SABRE方案；美国的MIPCC以及日本的ATREX。其中，使用微小通道换热器进行空气深度冷却的为ATRDC、SABRE和ATREX。

现有的空气深度预冷器主要采用“圆直微小通道”的管型结构。例如ATRDC是采用燃料氢对进口空气进行深度预冷并驱动涡轮(参见文献V.V.Balepin,Cipriano J,BerthusM.Combined propulsion for SSTO rocket:from conceptual study to demonstratorof deep cooled turbojet[C].AIAA.1996和文献B.V.High speed propulsion cycles[R].RTO-AVTVKILSCSP-07-5052,2011)，如图1所示，该发动机拥有比ATREX更高的增压比，压气机进口温度为98～112K，压比为40时，其在Ma＝0～6范围内的平均比冲可达2500s，推重比高达18～22，但是预冷器很重，约占整个发动机质量(不含进气道)的40％。

由日本航空航天科学研究所(ISAS)联合NAL、NASDA和IHI、KHI、MHI等工业集团联合研制的吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机(Expander cycle air turbo ramjet engine，ATREX)，其预冷器构型经历了不断优化，其中I型预冷器(如图2a)在海平面条件下了进行测试，在预冷器的作用下来流空气被冷却至180K；II型换热器在I型基础上进行了改进，使用直径较大的换热管，试验结果表明改进后的II型预冷器能够使空气压降减小30％，但是换热效率仍比预测值小15～20％；随后，改进得到了III型预冷换热器(图2b)的模型，III型预冷换热器相比I型和II型具有更高的紧凑度和更小的质量(参见文献HaradaK.Development Study of a Precooler for the Air-Turboramjet Expander-CycleEngine[J].Journal of Propulsion and Power,2001,17:1233-1238)。

此外，英国反应引擎公司(Reaction Engines Ltd.,REL)研制的SABRE(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine)预冷系统(参见文献Varvill R.Heatexchanger development at Reaction Engines Ltd.[J].Acta Astronautica 2010,66:1468-1474)，采用30万根铬镍铁718合金、管孔径为0.88mm、管壁厚度为40μm的微米级合金管组成若干微通道(微通道为有一定弯曲度的圆管)换热器模块，并得到了由一系列扭旋排列的模块组成间壁管壳式换热器，该预冷器在马赫5的飞行工况下，能够在百分之一秒内将400kg/s的入口气流从1000多摄氏度冷却至零下140摄氏度，其最大功率约为400MW，该预冷器极高的散热能力是通过使用微通道实现的。