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。     

气氧甲烷单喷嘴燃烧室壁面热流的测量和数值模拟

为了研究气氧甲烷燃烧室的壁面热载荷,对一个包含同轴剪切喷嘴的燃烧室开展了热试研究,混合比2.647,室压2MPa。根据沿燃烧室轴向测得的壁面温度数据,利用逆向传热计算的方法获得了壁面热流分布。为了更好地分析实验结果,应用商业CFD软件ANSYS Fluent开展了相应的数值模拟研究,采用涡耗散概念模型模拟湍流燃烧过程。在进行分析之前对网格无关性进行了验证,比较了从数值模拟和实验获得的热流分布,结果表明所采取的模拟方法能够有效预测燃烧室壁面热流分布,最大热流值偏差17%,另外还从燃气温度场和流场结构方面分析了造成这种热流分布的原因。     

旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热分析模型及验证

针对旋转爆震燃烧室高热流密度的热防护需求,提出了一种碳化硅耐烧蚀层-高硅氧烧蚀层-气凝胶隔热层-不锈钢金属基体层的梯度复合热防护结构,建立了考虑烧蚀的多层平壁一维瞬态热分析模型,结合旋转爆震燃烧室的典型热环境,采用动边界隐式差分计算格式求解获得了壁面输入热流密度和高硅氧烧蚀层主要参数对热防护结构内部温度分布的影响;同时开展了旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热考核试验,对热分析模型进行了试验验证。研究结果表明：旋转爆震燃烧室壁面沿轴向温度分布存在着内在的不均匀性,前端由于预混气的及时补充而得到有效冷却,温度峰值出现在位于中截面和燃烧室出口的尾端区域。基于径向一维传热简化,从实测的旋转爆震燃烧室壁面轴向温度分布反演出时均热流密度沿程分布,并以此对特定轴向截面的热防护结构温度瞬态变化进行了分析,与试验结果的对比验证了所建立地考虑烧蚀过程的一维瞬态热分析模型可以较好地预测梯度复合热防护结构的温度变化特性。     

热沉式燃烧室热载分析

采用了以紫铜为材料的热沉式燃烧室身部设计,测量了不同氢/氧速度比下同轴剪切气-气喷注器燃烧室壁面的温度分布和燃烧室压力,分析了不同速度比下推进剂的特征速度效率和燃烧室壁面温度分布的不同,计算了沿燃烧室轴向的热流强度和燃烧室吸热量占推进剂完全反应所应释放能量的比例分数.研究方法对工程应用具有参考价值.     

TBCC燃烧室/喷管一体化壁面温度计算

基于Navier Stokes(N-S)方程组对包括隔热屏、隔热屏内外流、大气外流在内的涡轮基组合动力(TBCC)发动机燃烧室/喷管进行了一体化的气/热耦合数值模拟,考虑了燃气组分输运、辐射换热等影响,研究了其在某典型飞行状态下TBCC冲压发动机燃烧室/喷管筒体及隔热屏内外壁壁面温度、辐射换热热流及对流换热热流分布.结果表明:燃烧室/喷管筒体与对称面上下交线的壁面温度在轴向距离为0.5~2.6m内变化较小,在轴向距离为2.6~3.1m内急剧增加,在轴向距离为3.1~3.5m内急剧下降.之后,上交线筒体壁面温度沿流向减小,下交线筒体壁面温度先升高后降低.筒体壁面温度最高点在喷管下调节板收缩段,为1577K.隔热屏内壁面辐射热流在370~500kW/m2变化,上下交线处的辐射热流较外壁面的辐射热流约高300kW/m2,辐射热流沿流向先减小后增加.隔热屏外壁面辐射热流在50~200kW/m2范围内分布.      

固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。     

喷注方案对圆形超燃冲压发动机性能的影响研究

在飞行马赫数Ma=6，总当量比为1.0条件下，采用三维数值模拟研究了不同喷注位置煤油当量比分布对双凹腔圆形发动机推力性能和壁面热流的影响。喷注位置包括支板壁面喷注K1，隔离段出口壁面喷注K2，第一凹腔尾缘壁面喷注K3以及第一扩张段壁面喷注K4。结果表明，K1注油当量比大小直接影响燃烧室内的燃烧模态和流道中心燃烧。为了保证发动机推力性能，K1注油须达到一定量，促使流道燃烧处于亚燃模态，且流道内具有较强的中心燃烧。为优化发动机壁面热流环境，剩余燃料需要在K2，K3和K4分散注入。K2和K3注油当量比大小同时影响第一凹腔燃烧性能，其中K2注油当量比降低，推力性能下降，但壁面热流性能提高，而适当增加K3喷注煤油，有利于提高推力性能。增加K4注油，第二凹腔及其之后流道区域燃烧增强，发动机推力性能和热流性能均提高。通过分析各注油位不同当量比分布对发动机力热性能的影响规律，最终获得了力热性能较优的注油当量比分配方案，此时K1～K4注油当量比大小依次为0.6，0.1，0.1，0.2。     

基于传热反问题方法的N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流测量研究

测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。     

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。     

气氧/甲烷涡流冷壁燃烧室流场与壁面耦合传热分析

针对涡流燃烧室的试验模型,耦合计算了其中的燃烧、流动和传热过程。湍流模型采用RNG k-ε两方程模型,辐射传热采用P1辐射模型,化学反应采用有限速率模型。数值模拟了涡流燃烧室在20s内的传热过程,得到了燃烧室和喷管的壁面温度分布随时间的变化。燃烧室侧壁面和头部温度在4秒内就达到较稳定状态,在涡流保护下侧壁面最高温度在650K左右,头部最高温度在785K左右。对于热沉喷管,壁面温度随时间基本呈缓慢线性上升,在一定的时间内可以满足实验要求。