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。     

离心力场下多孔介质的不同孔隙率对热驱动换热影响的研究

以涡轮叶片新型超级冷却技术的研究为背景,在具有冷却通道的新型冷却结构中加入多孔介质,采用实验与数值模拟相结合的方法研究了不同孔隙率条件下,新型冷却结构的热驱动换热规律,实验和计算结果基本一致.研究结果表明不同孔隙率条件下,该新型冷却结构具有相同的换热规律:随着旋转速度、热流密度和冷气进口速度的增大,该结构的热驱动换热能力逐渐增强.同时实验研究发现,随着孔隙率的增大,热驱动换热效果降低.     

冲压发动机燃烧室再生冷却数值模拟研究

本文针对采用大庆3号航空煤油为冷却剂的冲压发动机燃烧室冷却面板进行了流动和传热的数值模拟研究,分析比较了在相同热流密度加热条件下,冷却面板中不同冷却剂流量、不同通道尺寸对再生冷却效果的影响。并对带有分、汇流室的冷却面板冷却效果的影响进行了研究。其模拟结果可为高超声速飞行条件下的冲压发动机再生冷却热防护设计提供参考。     

基于高温热管的超燃燃烧室热防护结构

提出了基于先进热管理思想的燃烧室热防护结构.面板采用腔体式平板高温热管，实现面板等温化，降低局部高温区的温度；在热管腔体内部设计燃油冷却通道，实现对超燃燃烧室面板的燃油主动冷却.对其各项性能进行了数值分析，给出了设计参数对系统性能的影响规律，并完成了结构样件研制及石英灯试验考核.典型设计状态下，其单位面积质量为无氧铜面板的35.4%，高温合金面板的38.2%.石英灯局部加热条件下，面板最高温度为1123K时最大温差为80K.相比于传统燃油冷却方式，该型防热结构能够有效提高超燃发动机燃烧室热防护的整体性能，是超燃发动机热防护的一种重要概念.      

离心力场下多孔层的不同厚度对热驱动换热的影响

以涡轮叶片新型超级冷却技术的研究为背景,在具有冷却通道的新型冷却结构中加入多孔介质,采用实验与数值模拟相结合的方法研究了不同多孔层厚度条件下,新型冷却结构的热驱动换热规律,实验和计算结果基本一致.研究结果表明不同多孔层厚度条件下,该新型冷却结构具有相同的换热规律:随着旋转速度、热流密度和冷气进口速度的增大,该结构的热驱动换热能力逐渐增强.同时实验研究发现,随着多孔层厚度的增大,热驱动换热效果降低.      

全流量补燃循环发动机推力室再生冷却技术研究

将层板式大高宽比、薄壁、弹性冷却内衬等新技术采用到全流量补燃循环发动机推力室再生冷却设计上,结合全流量发动机工作特点,建立了冷却通道准一维换热和二维数学模型,得到了推力室轴向热参数分布和危险截面冷却通道的温度场和应力场,得出了采用推力室再生冷却新技术相对于传统模式可以较大地降低推力室喉部内壁温、内衬最大等效应力和冷却压降,从而提高推力室寿命及发动机性能的结论,并初步设计出大推力全流量补燃循环发动机推力室再生冷却结构.      

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。      

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.      

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.      

基于变分法的冷却结构优化设计与分析方法

为了改善冷却结构的综合换热性能,需要对冷却结构的优化设计进行研究。以冷却结构的平均温度、温度不均匀度和冷却剂流动压力损失为目标函数,基于变分法生成优化分布的冷却通道,该通道可以根据当地的边界条件而自适应地调整。随后对冷却结构进行流固耦合传热的数值计算,得到冷却结构的温度分布、冷却剂的压力损失、冷却剂出口温度等参数,多次迭代进而得到满足目标要求的冷却结构优化设计。计算结果表明,基于变分法的冷却结构优化设计方法可以根据当地边界条件生成优化的冷却通道;对于不同的优化方案,存在各自对应的最佳通道个数和冷却通道分布使目标函数最优;对于优化方案三,优化设计的冷却通道和常规设计的冷却通道相比:冷却结构平均温度从816K下降到807K,温度不均匀度从211K降低到172K,代价是压力损失从8kPa上升到17kPa。     

超燃冲压发动机再生冷却U型通道的热传导模型研究

本文主要对超燃冲压发动机再生冷却通道进行了设计和改良。首先提出U型冷却通道这种往返式流道的通道结构,并针对传统的同向流道和U型通道分别进行了一维程序建模,对比了两种通道的优劣。并针对U型通道进行了不同高宽比对肋间传热影响的讨论和改变通道截面积以提升通道整体冷却效果的研究。研究表明：U型通道能较明显的降低燃烧室壁面的局部高温,使得整体温度分布更加均匀;适当增加高宽比,可增加肋间壁面的传热,使通道两侧温度差拉低;适当减小高宽比,可增加底壁面的传热,使局部燃烧室壁温降低;渐变通道截面积的设计方案,对解决通道出口区域燃烧室壁温过高,起到了明显的改善作用。     

气壁镀镍和冷却剂入口对再生冷却的影响

考虑冷却剂入口模型及气壁镀镍,对液体火箭发动机推力室再生冷却通道和冷却剂进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式计算燃气侧对流及辐射换热,冷却剂为甲烷,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂入口二次流及突扩流场的叠加,使局部压力损失变大,影响进口下游较大区域流动传热状况;气壁镀镍能提高气壁的耐高温性,降低气壁锆铜的温度.      

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。     

飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析

数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。     

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。     

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.     

斜劈式翼型扰流柱冷却通道流动与换热数值研究

基于NACA翼型和斜劈式纵向涡发生器结构设计了一种新型斜劈式翼型扰流柱及其在冷却通道内的排布形式,采用数值模拟方法对含有该种翼型扰流柱的涡轮叶片冷却通道流动换热特性进行了研究,得到了流场和温度场的详细特征及含有斜劈式翼型扰流柱冷却通道的换热能力。分析结果表明:斜劈式翼型扰流柱有良好的强化换热效果。该翼型扰流柱的斜劈式结构可以在其尾缘后方形成持久而稳定的二次流纵向涡,有助于加强流场的扰动作用,从而增强通道换热能力。