再生冷却超燃冲压发动机传热计算分析与试验

为了计算评估再生冷却超燃冲压发动机的传热特性,并确认计算结果可信,结合固壁三维热传导方程、三维燃气流场计算软件平台和燃油物性计算程序,发展了能对再生冷却超燃冲压发动机进行三维热分析的计算程序;将水冷和油冷通道传热试验、再生冷却超燃冲压发动机传热试验和燃油冷却面板传热特性试验的测量值与计算数据进行对比研究,计算结果与测量值符合较好。     

典型尖楔结构燃气流热试验工况确定方法

在传统冷壁热流模拟方法的基础上,进一步提出以热壁温度及热流密度的时序变化曲线为控制目标的燃气流热试验工况确定方法,即利用壁温控制目标与实测值的偏差对热壁热流控制目标做一定修正,以尽可能消除和弥补前期试验误差,同时利用300K冷壁边界热流密度数据库插值迭代方法,快速确定一定气动热模拟所需燃气流温度,解决了沿飞行轨迹瞬态热试验技术难题之一。利用CFD数值模拟方法,建立了典型尖楔结构高/中温双路燃气流组合热试验300K冷壁边界热流密度数据库,并针对典型尖楔结构沿某飞行轨迹9个典型状态气动热模拟需求,确定相应双路燃气流热模拟参数。相关数值计算结果显示,驻点区域热流密度平均模拟偏差为4.5%,平板区热流密度平均模拟偏差为4.6%,两者最大模拟偏差均不大于8%,满足工程试验精度要求。同时,瞬态热分析结果显示第45s时,距驻点1mm处最大温度梯度达到21K/mm,距驻点10.1mm处最大温度梯度达到18K/mm,满足气动热大温度梯度效应需求。      

液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。     

液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热计算研究

为了研究液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热的快速仿真方法,建立了推力室再生冷却的准二维模型,对航天飞机主发动机开展了再生冷却流动与传热计算仿真研究,对比分析了再生冷却准二维模型和三维模型的仿真计算结果。研究表明,两种计算模型均可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热。三维模型计算精度高,但计算用时较长。计算得到的航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为162.2MW/m2,最高壁温为1159.7K,冷却剂温升为244.0K,压降为8.5MPa。准二维模型计算结果精度略有降低,但计算时间较三维模型减小了90%。四个参数与三维模型计算结果的差异分别为0.3%,4.4%,8.6%和4.5%,在可接受范围内。本文的准二维模型计算时间短,适用于液体火箭发动机再生冷却结构的方案筛选和优化设计,三维模型计算精度高,适用于设计完成后的校核计算。     

基于L-M算法的液体火箭推力室壁面热流密度测量方法

为获取液体火箭推力室热防护方案构建的基础数据,结合单点瞬态法,提出了基于L-M算法测量壁面热流密度的方法。通过模拟热流密度分析算法中关键参数对求解精度的影响,给出关键参数的选取建议。在此基础上,对过氧化氢煤油推力室典型试验工况进行热流密度测量。结果表明：圆筒段末端壁面热流密度为3.35MW/m²,喉部位置单组元工况下壁面热流密度为2.21MW/m²,双组元工况下壁面热流密度为10.59MW/m²,热流密度变化过程与室压变化过程完全对应。变工况过程中近壁处燃气温度存在恢复过程,燃气温度稳定后,壁面热流密度也达到稳定状态。本文提出的方法可迅速、准确地测量推力室壁面热流密度。     

热容燃烧室基于单点温度的热流测量方法研究 *

为了研究推力室内壁面与燃气间的传热特性,获得多喷嘴燃烧室内壁热载分布,从而为推力室设计及热结构分析提供参考,开展了热容燃烧室壁面热流测量方法研究。以位于距内壁一定距离位置的单点测量温度作为输入条件,文章提出了三种热流计算方法,并进行火箭发动机试验研究,得到了对应位置燃气对内壁的热流密度。可以看出,运用单点方法得到的热流密度与传统两点法结果符合较好,两者计算结果误差在10%以内。结果显示:不同点火时长工况下在同一位置相同时间点上重复性很好,在燃烧室圆柱段热流密度随着点火时长的增加而减小,而在喷管段变化规律则相反,热流密度随时间增加而增加。在提出的计算平均热流的三种方法中,热积累方法的计算结果最高,热平衡方法次之,瞬态法最低。在火箭发动机热容试验中,本文提出的方法可以用于测量燃烧室内壁面热流密度。     

喷管喉衬结构瞬态温度测量及导热反问题方法应用

为了获得实时可靠的固体火箭发动机喉衬结构瞬态温度,采用内埋快响应烧蚀热电偶对发动机喉衬结构瞬态温度进行测量,并应用导热反问题方法(Beck序列函数法)计算其喉部内壁面温度和热流密度。采用的试验方案有效避免了传感器探头与喉衬内壁面烧蚀速率不同而干扰流场或中途烧毁等现象发生。试验结果显示越靠近内壁面的测量点温度峰值越高,测点温度瞬态变化与发动机工作状态同步性越好。计算结果显示,计算的平均误差为5.6%,最大误差为7.9%,其内壁温度最高出现在发动机工作结束时,热流密度在0.1s内迅速上升,而后又迅速下降,最大值约为30MW/m2。在发动机停止工作2s后,喉衬开始向外界传热。     

发动机燃烧室内壁材料热环境的气动热试验模拟技术研究

利用超声速矩形湍流导管和等离子电弧加热器模拟了发动机燃烧室内流和高超声速飞行器外壁面外流热环境,进行了平板表面冷壁热流测量和燃烧室内壁材料考核试验。结果表明:由于辐射换热的影响,在选取的两个典型来流条件下,发动机燃烧室内流热环境下的冷壁热流比外流热环境下的高出21%和40%,但是冷壁热流的增量基本相当,约为0.70～0.80MW/m2。随着冷壁热流的增加,辐射换热产生的热流增量的影响力会逐渐减小。材料考核时,相同配方的C/SiC复合材料在内流热环境下的表面温度高出约400℃,背面温度高出约90℃,这种差异对于发动机燃烧室内壁面材料考核至关重要,必须在材料考核试验中加以考虑。     

液氧甲烷发动机台阶型冷却通道的耦合传热特性

为了研究液氧甲烷发动机再生冷却通道中跨临界甲烷的流动和传热特性,以及冷却通道较大幅度的突扩突缩对冷却效果的影响,采用整场直接耦合的方法对推力室三维耦合传热进行了数值模拟,考虑了燃气的非平衡流动.通过计算得到了推力室三维温度场和流场.计算结果表明：由于喉部截面附近存在较强的二次流,燃气侧壁面温度的最大值出现在喉部上游.由于突扩突缩处存在较强的旋涡运动,冷却剂的湍流强度增强,冷却剂侧表面传热系数显著提高,燃气侧壁面温度出现局部极小值,同时也产生了较大的局部损失.由于铜内衬热阻比镍外套热阻小得多,从燃烧室进入的大部分热量在冷却通道底面和侧面被冷却剂吸收.冷却通道底面的温度和热流密度沿程变化比顶面更剧烈.     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

带主动冷却的超声速燃烧室传热分析

介绍了流体、固体传热耦合的一维分析方法,对带主动冷却系统的马赫数2.5超声速燃烧室进行了传热分析。该分析以实验测量的燃烧室壁面静压以及超临界煤油换热特性数据为基础,考虑了燃气的高温离解效应,燃烧特性以及碳氢燃料的高温热物理特性,对不同燃烧状态、冷却条件下的主动冷却过程进行了分析。结果表明有燃烧时壁面热流可高达1MW/m2以上,是无燃烧时的2～3倍。当煤油流量较小时(当量比为0.45),冷却后的壁面温度仍偏高,而且冷却壁内温度分布不均匀。随着煤油流量的增加,冷却效果明显提高,冷却壁内温度分布趋于均匀;并且煤油的出口温度也显著减小。     

飞行试验热流辨识和边界层转捩滞后现象

对中国空气动力研究与发展中心马赫数为5左右的球锥模型在首次航天模型飞行试验中的温度测量数据进行了分析,通过辨识获得热流分布,发现飞行试验的测热数据后处理方法与地面风洞试验有很大差别,必须考虑温度变化历史,并考虑测温单元与周围飞行器壳体的三维传热才能得到正确的热流结果。采用工程计算方法对模型表面热流分布进行了计算,通过与飞行试验测量结果对比分析,发现测温点在发射上升段由湍流完全变为层流和在再入下降段由层流向湍流转捩具有不同的转捩准则数,边界层转捩存在滞后现象;根据地面风洞试验拟合出的转捩准则受到风洞噪声等因素的影响,预测的转捩位置比实际情况靠前;对于球钝锥外形,当x/R50时,流场和热流趋于锥形流结果。本次模型飞行试验还首次验证了气动热工程方法对于马赫数小于5情况的适应性。     

再生冷却通道跨临界甲烷流动传热研究

采用数值模拟方法,对再生冷却通道和跨临界甲烷进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式模拟燃气侧对流和辐射换热,考虑跨临界甲烷物性随温度和压力的变化.所得结果表明:甲烷比定压热容、黏度、导热系数在冷却通道截面出现极值,阻碍其热量交换,流场分层、流速非对称明显;冷却通道温度沿径向减小,沿周向增加至通道中心达到最大,在肋根处热流密度最低.     

防热试验用高温超声速燃气流场热环境分析

对用于防热系统试验考核的高温超声速燃气流场的流场结构和热环境特性进行了计算和分析.将CFD模拟方法与工程计算方法相结合,对两类锥形喷管形成的燃气流场进行了数值模拟计算和流场结构分析,并与试验过程中高速拍摄的图片进行了比对.利用模拟得到的流场气动参数,计算了沿流场轴向位置球头驻点模型的热流和压力,并与试验测量数据进行了对比,结果吻合较好.锥形喷管形成压缩波和膨胀波交替的流场结构,导致流场气动参数与模型热流和压力形成正弦变化的特点.     

一种再生冷却面板的温度控制热设计方法

通过分析再生冷却通道的换热特性及其影响因素,基于材料许用温度限制,提出了一种再生冷却面板的温度控制热设计方法.通过设计冷却面板的通道结构,改变通道的传热性能,使冷却面板内不同位置的通道具有不同的冷却能力.采用有限体积法结合蒙特卡罗法及对流换热实验关联式,数值模拟了温度控制热设计方法下再生冷却面板的冷却作用,结果显示该方法在适应非均匀热流密度分布的同时满足结构材料的许用温度限制,保证了结构的热可靠性.      

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%;采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2;燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。     

再生冷却超燃冲压发动机整机稳态热分析

为了对再生冷却超燃冲压发动机进行热分析,结合三维燃气流场计算软件平台、国内航空煤油物性计算程序,发展了三维热分析计算程序.在Ma=4.9和5.86两种工作状态下,对再生冷却超燃发动机整机进行了三维热分析,得到了发动机局部高温区位置,并研究了冷却剂流量分配对发动机冷却的影响.      

矩形冷却槽道内煤油热裂解过程数值研究

高马赫数下超燃冲压发动机煤油再生冷却过程中易发生热裂解反应导致结焦,因此有必要在冷却通道中开展热裂解过程研究。基于热裂解反应产物试验结果建立了一步热裂解总包反应,对煤油在冷却槽道中超临界流动换热以及热裂解过程展开了三维数值模拟研究,将固壁的传热和槽道内流动反应进行耦合计算,与三种不同热流密度的实验工况对比。结果表明,在热裂解反应发生以前,两相流模型的温度分布和实验数据吻合得很好,但随着燃油温度升高到450℃,燃料开始发生复杂的化学反应,两者开始出现偏离,温度越高,偏离越大。在引入热裂解反应模型之后,高温区域的温度显著降低,和实验结果吻合。热流密度越大,裂解反应率加剧,煤油反应转化率增大。煤油在弯折冷却通道中温度分布不对称。     

三维数值模拟再生冷却喷管的换热

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程，进行流动和传热的耦合计算。在计算中，假定喷管流动为冻结流动，考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热；采用二阶迎风格式离散控制方程，采用DO模型离散求解辐射换热方程，水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机，数值计算结果与实验结果吻合较好，较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度，得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场，对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。     

电弧风洞高焓流场模拟与气动热校核研究

为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场的可靠性。