二维塞式喷管再生冷却换热的数值模拟

为了解塞式喷管再生冷却的换热特性 ,建立了二维型面塞式喷管计算模型 ,采用数值模拟的方法 ,研究了不同工况下塞式喷管的流场和换热特性。计算中 ,假定塞式喷管中的流动为冻结流动 ,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 ,及 DO( Discrete Ordinates)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。计算结果表明 :内喷管的受热情况最严重 ,需要重点考虑 ;塞锥的热防护随工作状况而改变 ,地面工况下塞锥的受热最严重 ,随着压比的升高 ,塞锥的受热逐渐减轻 ,最后不随环境压强而改变 ;塞锥型面设计不合理致使塞锥出现很高的温度峰值      

圆转方内喷管换热特性

为了解圆转方内喷管再生冷却的换热特性,采用数值模拟的方法,分别对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的控制方程,进行流动和传热的耦合计算,得到了内喷管和冷却液的流场和温度场。计算结果表明:转方之后的扩张段,如果型面不连续,间断点之后出现压缩波,波后壁面的温度和热流密度出现峰值,成为另一个危险截面;而且不连续壁面的温度高于光滑壁面的温度,使扩张段圆周方向壁面温度分布不均匀,造成热应力的不均匀;冷却肋和高导热系数的锆铜加强了冷却通道的换热,使冷却肋附近的气壁温度低于冷却通道底部气壁的温度。     

内部再生冷却推力室及其传热分析

内部再生冷却是一种新的推力室冷却技术,目前国内尚未采用.本文从物理模型及数学模型两方面研究了内部再生冷却机理,着重在不同边区冷却液流量、室壁材料和室壁厚度下进行了推力室壁的二维温度场的数值计算,并就计算结果作了分析和讨论.     

膨胀循环推力室再生冷却换热的数值模拟

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,采用数值模拟方法,研究了冷却剂流动方式、推力室圆柱段长度、圆柱段室壁加肋和气壁面粗糙度等因素对冷却通道压降、冷却剂温升、壁面热流密度和温度分布等换热特性的影响.计算过程中采用k-ε双方程湍流模型.计算结果表明:采取顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也低;对于室壁加肋结构,在肋个数相同而只改变肋高度的情况下,总换热量正比于总换热面积.      

C-H-O-N体系液体火箭发动机喷管流场数值模拟

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对C－H－O－N体系的液体火箭发动机喷管粘性流场进行了数值模拟,采用了考虑化学反应和不考虑化学反应的两种模型,其中化学动力学模型为C－H－O－N体系的12组分、14反应有限速率的化学反应模型。数值模拟得到了流场参数在喷管中的分布,结果表明,数值模拟结果与理论分析一致,为发动机的设计及试验提供了参考。     

液体火箭发动机喷管发汗冷却研究

采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;结果表明平均注入率的增大使平均壁温以更大的比例降低,采用发汗冷却的喷管喉部不再是最高温的部位.将CFD计算结果分别与实验以及一维气动公式计算结果进行了比较,证实计算结果可靠.      

固体火箭发动机喷管结构瞬态温度场的理论预估

本文采用目前广泛应用、效果显著的有限元法,对固体火箭发动机复合喷管结构的轴对称瞬态温度场进行了理论预估.在计算中考虑了对流换热系数沿喷管轴向的变化及材料的方向性.所编程序通用性较好.     

四对角喷管外向辐射角系数的数值模拟

研究了四对角喷管复杂几何体系幅射角系数的数值计算方法,并给出部分典型计算结果。基于两种坐标系和坐标变换的这一计算方法具有计算工作量小,代码效率高的优点,为小间距四发动机并联推进变轨飞行方案热可行性分析作好了准备。     

用有限元法计算边界称动的喷管温度场

以固体火箭发动机复合结构喷管为对象，用有限元法进行了二维轴对称瞬态热分析。计算中考虑了因烧蚀引起的边界移动，且实现了网格的自适应，给出了考虑与不考虑烧蚀情况下的温度场计算结果，并将计算结果与试验结果做了比较，二者吻合较好，说明该预估方法既具有理论意义又有实用价值。     

内喷管单元间隙对塞锥换热的影响

为了解内喷管单元间隙对塞锥换热的影响,建立塞式喷管发动机的三维计算模型,采用数值模拟的方法对不同背压不同冷却剂流量下的塞锥进行换热研究,得出不同工况下的冷却剂温升、压降以及壁面温度、压强和热流密度的分布情况,其中着重研究了内喷管单元间隙对塞锥换热的影响.计算结果表明:由于受单元间隙的影响,造成沿宽度方向上塞锥壁面的压强、热流密度和温度的大小分布不均,并且随着环境压强的降低,单元间隙的影响有减弱趋势.      

四并联推力室外向辐射传热对壁温分布的影响

提出了四台对角布置全辐射冷却推力室外向辐射传热的物理模型和数学方程 ,分析此布置形式推力室的热特点。计算表明 ,因推力室之间辐射传热而引起的周向温度畸变 ,主要取决于推力室间的相对间距L/D和单机壁温水平T0 ;周向温度峰值出现位置从喉部的Ψ =0°附近渐变到喷口的Ψ =± 45°处 ,周向壁温分布亦相应地从单峰形态渐变成双峰形态。对仅有两对角推力室工作、另一对推力室不工作时的温度分布特点也作了分析。地面模拟实验证明数值分析结果是正确的     

国外高压液氧/烃发动机冷却技术发展趋向

本文综述了目前国外液氧/烃火箭发动机冷却方案的改进措施,并对将来先进的高压液氧/烃发动机冷却技术的发展动向作了分析比较.     

应用反推神经网络检测液体火箭发动机多维故障

基于可测参数所构成的参数模式对应着一定的发动机故障模式, 应用反推神经网络检测发动机多维故障, 方法的有效性由只有泵效率下降和喷注器阻塞同时发生的数值仿真得到验证      

结构参数对圆转矩形喷管换热的影响

为了解结构参数对圆转矩形内喷管再生冷却换热的影响,设计了多个圆转矩形喷管,考虑了三种结构参数：转方位置、出口高宽比和出口圆角大小的影响。采用有限体积法求解三维可压缩的N-S方程对其内部流动和换热进行了数值模拟。湍流模型采用标准的k-ε双方程模型,壁面附近的流动和传热采用壁面函数法处理,速度与压力的耦合采用SIMPLE算法求解。结果表明：在型面一阶导数连续的情况下,转方位置对圆转矩形内喷管的换热影响不大;出口高宽比对圆转矩形内喷管的换热影响较大,出口高宽比不能太小,否则影响内喷管流场和换热;出口圆角大小影响内喷管周向上的温度分布,圆角太小造成周向温度分布不均匀。     

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题,计算采用LVEL紊流模型,并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计,可显著提高再生冷却能力,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。     

基于经验数据发动机故障检测方法

以液体火箭发动机整机试验、试车为目标,对发动机在研制过程中出现的各种故障进行了统计、归纳和分类。并按照目前液体火箭发动机试车测量参数的现状及不同的试车故障类型,制定了检测方法,也建立了故障分析模式。按照此种模式,在发动机未遭受到破坏之前及时停止试车,减少推进剂的浪费,使发动机的破坏尽可能地减到最少。     

液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。     

液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。