氢氧发动机非均匀圆孔头部气膜冷却数值模拟

氢氧火箭发动机燃烧室壁面热环境十分恶劣,头部气膜冷却是主要辅助冷却手段之一,圆孔头部气膜冷却是重要的设计方案。对圆孔型头部气膜进行了三维数值仿真研究,考虑推力室外部再生冷却的影响,通过全面数值实验分析了气膜流量占比、气膜孔直径和相邻气膜孔面积比等参数的影响,提出一种非均匀分布的圆孔头部气膜冷却方案。结果 表明,在氢氧火...     

静叶栅上游端壁双射流气膜冷却特性实验

为了进一步挖掘上游端壁气膜冷却的潜力,在低速叶栅风洞的静叶片上游端壁上,实验研究了双射流构型的气膜冷却特性,并与双排圆孔进行了对比。探究了吹风比(M=0.5,1.0,1.5,2.0)、密度比(Rd=1.0,1.5)的效应。端壁表面的气膜冷却效率通过压力敏感漆(PSP)测得。结果表明,吹风比的增大虽然会加剧吹离现象,但同时也会促进叶栅通道中、后段的气膜覆盖。密度比的增大会抑制气膜吹离,促进气膜横向覆盖和提高平均冷却效率。双射流孔相比于圆形孔,冷却气流在孔下游形成了反肾形涡,较好抑制了气膜吹离;但从双射流孔喷出的冷却气流对于叶栅通道内的涡系也更加敏感。在高吹风比下,双射流孔的冷却效率相对于圆形孔有一定的优势,特别是双射流I构型。     

燃烧室缝槽气膜冷却方案研究

针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。     

气膜孔形状对高超声速飞行器对撞流气膜冷却效果的影响

文章通过仿真分析手段研究飞行高度50 km、飞行马赫数15的飞行条件下,不同孔型对对撞流的影响,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用计算流体动力学(CFD)方法,对在入口压力0.5 MPa、质量流量22.5 g/s的稳定短模态(SPM)工作模态下,气膜孔为圆柱直孔、收缩孔、连续扩张孔、分段扩张孔等工况开展对比研究,结果显示,扩张孔气膜冷却的壁面热流最大,圆柱孔的次之,收缩孔的最小。这表明,通过改变对撞流气膜孔的形状可以改变气流流动特性,进而产生不同的气膜冷却效果,在SPM工作模态下收缩孔的气膜冷却效果最好。     

对称结构DBD等离子体激励器改善气膜冷却效率的数值模拟研究

基于等离子体简化唯象模型,采用大涡模拟方法研究了激励强度和电极间距对于对称结构DBD等离子体激励器气膜冷却效率的影响。结果表明:由于等离子体激励的下拉诱导作用和展向动量注入效应,发卡涡的上抛过程受到抑制,壁面附近的展向速度增大,并且诱导产生的反肾形涡对削弱了肾形涡对的强度和尺寸,阻碍了高温主流向冷却射流底部的流动,冷却射流的附壁性和展向扩张能力均增强,气膜冷却效率提高。此外,气膜冷却效率随激励强度的增大而增大,随电极间距的增大而减小。     

不同横向距离下双射流孔流动与冷却特性实验研究

通过实验方式,在平板上对不同孔间横向距离(p/d=0,0.5,1.0,1.5,2.0)下的双射流气膜冷却结构进行了研究。使用七孔探针测量了孔下游不同截面处的时均流场,使用压力敏感漆(PSP)测量了平板表面的气膜冷却效率。孔间流向距离(s/d)为3.0。吹风比(M)为0.5,1.0,1.5,2.0,射流-主流密度比为1.0。研究了孔间横向距离对双射流间相互作用,及其流动和冷却特性的影响。结果表明,p/d=0时,孔间相互作用体现为压附效应,下游射流被上游射流压向壁面并保持贴附,气膜冷却效率对吹风比不敏感。p/d=0.5与1.0时,反肾形涡效应主导,两股射流均被压向壁面,气膜覆盖较好,冷却效率较高。p/d≥1.5时,压附效应基本消失,反肾形涡效应减弱,射流间距增加,气膜覆盖变差。     

推力室头部最优气膜参数研究

为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。     

晶格阵列结构与主流高超声速气膜冷却交互作用的数值研究

着眼于充分利用晶格阵列结构良好的传热强化特性改进高超声速飞行器内部主动冷却结构设计,探讨晶格阵列、Pin-fin阵列与主流高超声速气膜冷却相结合的热防护性能,并采用三维数值计算方法分析了Kagome、BCC晶格阵列结构以及Pin-fin阵列结构与高超声速气膜冷却的交互作用机制。研究表明,晶格阵列的扰流作用使冷却流体的肾形涡系在展向上与壁面的贴合程度更高,从而使气膜孔附近下游壁面的展向气膜冷却效率得到提高,有效改善高超声速气膜冷却覆盖效果。     

绝热气膜冷却效率的传热传质类比数值分析

为验证不同温度条件下的传热传质类比是否有效,应用CFD模拟方法分析了密度比(Rd)为1.5和2.5、吹风比为0.5和1.5工况下的平板双射流气膜冷却结构。双射流孔间流向距离(Ds/d)为3.0,横向距离(Dp/d)为1.0。通过传热和传质方法分别得到了气膜冷却效率。分析结果表明:传质方法与传热方法所获得的气膜冷却效率结果差距较小,二者偏差的主要原因是流体的热导率。     

几何结构对尾缘层板气膜冷却特性的影响

将层板冷却结构用于叶片尾缘叶盆侧,通过数值模拟改变冲击孔和扰流柱的排布,唇板厚度以及缝宽,研究其对劈缝气膜冷却的影响。结果表明,冲击孔和扰流柱位置的改变,对外部劈缝下游气膜冷却基本无影响;唇板厚度的改变对冷却效率和换热系数分布均有一定影响,唇板厚度减小,劈缝下游冷却效率降低,换热系数增大,相对于原始结构,唇板的改变使得劈缝下游气膜展向平均冷却效率提高65.0%;缝宽的改变对冷却效率和换热系数分布均有较大影响,缝宽越大,冷却效率越高,劈缝下游换热系数减小,劈缝间下游换热系数增大,相对于其他几种结构,缝宽增加劈缝下游的冷却效果最好,展向平均冷却效率最多提高116.5%。     

辐射器冷屏辐射热分析

文章主要对辐射器冷屏进行了传热设计。由于冷屏翅片的长度和厚度决定翅片的两端温差,因此对翅片结构尺寸进行了优化设计,并且通过有限元方法对热设计结果进行进一步校核分析。对比计算结果表明：两种设计计算结果基本吻合,能够满足设计要求。     

铝垫片的力学性能及对典型连接结构应力分布的影响

铝垫片-榫槽结构是液体火箭发动机常用的管路连接形式,其长期贮存密封性能对发动机的可靠性起着重要作用。该结构的密封性能取决于密封区的应力分布,从铝垫片这一连接结构中的主要密封元件着手,研究其力学特性及其对密封区应力分布的影响。首先,开展L4铝垫片材料的力学性能试验,建立了L4铝材料的本构关系;其次,开展常温及200℃下L4铝材料的蠕变试验,建立铝垫片的时间硬化型蠕变模型;最后,使用Abaqus有限元软件分析5~25 N·m预紧力矩下垫片的应力分布规律,以及垫片密封面接触压力随时间变化关系。计算结果表明,垫片的应力分布与装配预紧力矩紧密相关;材料的蠕变特性会导致垫片密封面接触压力随时间松弛,是造成结构泄漏的一个重要隐患。     

影响气冷式个体热防护装备致冷力的因素分析

个体气冷系统是一种致冷有效、穿着舒适的热防护装备,在设计和使用中 提高其致冷效率是至关重要的。从工程和生理上分析了影响个体气冷系统致冷力的多种 因素,包括供气温度、湿度、流量以及它们之间的相互关系、致冷面积、流量分配、隔热性 能等。得出了提高蒸发性和对流性两类通风服致冷力和舒适性的方法。为不同工况下合理设 计和选用气冷式个体热防护装备,使之具有更高的人机工效和更好的舒适性提供了参考和借 鉴作用。〖JP〗     

空间天文望远镜主动制冷焦面结构设计、分析与热实验

对某天文卫星的可见光望远镜载荷CCD焦面工作温度需求进行了分析计算。为满足CCD焦面 -65℃ 的工作温度需求,设计了主动制冷焦面结构。采用有限元方法分析了工作温度下热电制冷器和导热胶产生的热应力,结果表明热电制冷器最大应力为14Mpa,导热胶最大剪切应力为1.2Mpa,均处于许用安全应力内。研制的焦面组件模拟件顺利通过了真空热试验,验证了焦面组件的制冷性能与安全性。     

诱导轮空化对流固耦合应力分析的影响

采用ANSYS FLUENT软件仿真计算了某型号液体火箭发动机诱导轮在空化情况下的流场压力分布情况,之后将其流体压力分布引入ANSYS Workbench中,利用单向流固耦合技术进行了该诱导轮的有限元静应力分析,获取了空化及非空化情况下诱导轮的叶片应力分布,分析了空化对诱导轮应力分析结果的影响。     

激波干扰对发汗冷却影响的数值模拟研究

基于宏观表征体元(REV)的数值模拟方法开展了激波干扰对异质发汗冷却影响的数值模拟研究，获得了外部激波干扰与引射气体边界层耦合相互作用流场特征。研究结果表明，不同冷却介质对于冷却效率有显著的影响，冷却介质比热容越大，相同注入率条件下的冷却效果更好；入射激波干扰会显著影响多孔材料表面的压力分布，使得多孔材料内部冷却介质会发生显著的横向流动，流动的重新分配使得处于高压区的干扰位置处的冷却效果降低；激波干扰引起的局部压力梯度还会使得高温主流与冷却介质掺混加剧，同时壁面的恢复温度也随之升高，显著影响激波干扰局部位置处的冷却效果。     

有限元分析在大推力火箭动力系统试验台承力架结构优化中的应用

采用通用有限元软件ANSYS建立了某火箭动力系统试验台承力架有限元模型,分析了该承力架在试验状态和试验准备状态下的应力分布,根据应力分析结果对承力梁的结构和布局作了相应优化,使结构强度满足工作要求。同时对局部结构——承力环支腿进行了应力分析和优化。最后分析了承力架的自身模态,其轴向一阶振型在试验件轴向一阶振型范围内,需...     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。