液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标）,并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大;固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大;推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室壁中的最高温度明显下降;若设计合理,发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。     

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟：（II）数值方法与计算结

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算,计算吸要用了正交曲线坐标系（贴体坐标）并计及冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧列变化及固体壁沿轴向的导热,结果表明,推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大,固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大,推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室臂吉的最高温度明显     

燃气轮机燃烧室网络式流量分配设计

采用一维网络式方法对某型燃烧室进行流量分配设计,并作三维数值模拟验证。网络式方法将燃烧室分割为若干个独立的单元,各单元互相关联构成整体网络。整体网络通过压力关系式求解,得到各元件压力损失、质量流量等性能参数。对某型燃烧室结构进行网络化建模并作优化设计,目标包括:1各排主燃孔及气膜冷却孔流量分配;2燃烧室进出口压降4.2%。对优化后的燃烧室结构作三维数值模拟并与一维网络优化结果对比验证。结果显示:二者吻合很好,各排孔的流量分配以及燃烧室总压损失目标均实现良好,显示一维网络方法在燃烧室复杂结构设计中的精确性和可靠性。     

多斜孔壁与机加环气膜冷却燃烧室面换热特性数值研究

数值研究了在燃烧室实际工作条件下,多斜孔壁冷却燃烧室和机加环气膜冷却燃烧室的流动、换热特性,比较分析了内、外壁温度场以及冷却流量的变化.研究发现,采用多斜孔壁后,壁面冷却效果得到强化,相比机加环气膜冷却燃烧室,燃烧室前段壁温略有升高,而后段受到气膜冷却效果增强的影响,壁面温度有所降低,壁面温度梯度明显减小.流量系数明显减小,冷却空气量降低23%,用于组织燃烧用气量增加.多斜孔壁冷却技术可以为高温升燃烧室的发展提供有效的冷却技术.      

对流气膜冷却缝槽流量系数

给出了对流冷却缝槽的流量系数的实验结果及符合实验结果的经验关系式。分析了对流缝槽流量系数的影响因素和压力损失情况。对流气膜冷却是一种比传统的气膜冷却先进的室壁冷却技术，它在气膜前扩充和强化了冷却流的对流冷却作用。用于高温升燃烧室的冷却中，可解决燃烧室空气流量分析的尖锐矛盾，又便于实现双层浮动室壁结构设计，以减小和释放室壁的热应力，增长燃烧室的寿命。     

某型航空发动机火焰筒流量对比试验研究

针对某型发动机在研制过程中频繁发生单位燃油消耗率(SFC)过高的故障,在自行设计的航空发动机燃烧室火焰筒流量测试试验器上,运用模拟压比和模拟马赫数准则,采用冷吹风流量试验法,对比测试了某型发动机燃烧室与原型燃烧室火焰筒空气的流量,并对测试数据进行分析.试验结果表明:发动机燃烧室火焰筒流量分布均匀,与原型燃烧室火焰筒流量相同.该试验法耗时短、成本低,对开展燃烧室火焰筒内空气流量研究具有借鉴意义.     

地面燃气轮机单管燃烧室流量分配试验

对设计的100kW地面燃气轮机单管燃烧室空气流量分配进行了试验研究。在常压环境下采用堵孔法分别得到了旋流器、主燃孔和掺混孔的流量特性曲线,分析得到燃烧室不同结构的流量系数;试验研究了不同进口流量条件下燃烧室的流量分配,测量得到了燃烧室总压损失。研究发现:随着进口空气流量的增加,燃烧室的流量分配比例基本保持稳定,并且与燃烧室的设计空气比例基本吻合;随着燃烧室进口流量（雷诺数）的增加,旋流器、主燃孔和掺混孔的流量系数呈线性降低;随着进口流量（雷诺数）的增加,燃烧室总压损失逐渐增大;对主燃孔和掺混孔的流量特性测量中,两种测量方法得到的试验结果稍有差别,总体上看两种测量方法的试验结果较为接近。通过对比分析证明两种试验测量方法真实可靠,该研究结果可为100kW地面燃气轮机燃烧室的设计与优化提供依据。      

小型燃烧室改型设计

小型燃烧室改型设计沈阳电力高等专科学校赵宝珠沈阳黎明发动机制造公司董亚良增压器试验室需要空气流量为１ｋｇ／ｓ、压力不高于４ｋｇ／ｃｍ２、燃烧排温不高于８００℃的燃烧室。利用工厂现有压缩空气源（压缩空气额定压力１ＭＰａ，流量可视为不受限制），燃烧煤油或...     

不同材料发汗冷却结构下氢冷却性能

为了实现航空航天等领域高温大热流燃烧装置的有效冷却,研究了不同材料和工艺制成的发汗冷却结构在高温高热流密度下,氢的发汗冷却性能。模拟高压推力室的结构特点和高热流设计发汗冷却试验件,用电弧加热主流空气模拟高温燃气、以氢气为发汗冷却剂对多孔陶瓷、烧结多孔不锈钢和多孔层板材料进行了33次172 s热试验研究。试验的材料设计孔隙率为10%~40%,燃烧室压力为2.7~8.4 MPa,主流燃气温度约为3 600 K,主流空气流量为220~1 490 g/s,冷却氢气流量为9.6~57 g/s,注入率为0.005~0.029。试验结果表明:当冷却剂氢注入率为1%时,主流与多孔陶瓷材料壁面和粉末冶金多孔结构壁面之间的换热分别减少了30%和70%以上;当注入率为3%时,主流与光刻多孔层间结构壁面之间的换热也能降低60%。证明氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。最后还总结得出了常温氢气对高压大热流环境进行发汗冷却的性能关联式。      

超声速燃烧室壁面压力特征实验研究

为了评估基于燃烧室壁面压力实时监控的双模态超燃冲压发动机闭环控制系统方案的可行性,在西北工业大学地面直连式实验台上开展了一系列双模态超燃冲压发动机燃烧室地面直连式实验。实验模拟了飞行马赫数4.0条件下两个不同燃烧室构型点火燃烧的实际工作过程,测量并分析了燃烧室壁面压力脉动、压力响应和激波串前沿位置等特征。燃烧室进口来流状态为马赫数2.0、总温约880K、总压0.8~1MPa。实验结果表明,燃烧室壁面压力存在明显脉动,且脉动幅度随着油气比的增加呈现增加趋势;壁面压力响应很快,响应时间在毫秒量级,说明在超燃冲压发动机闭环控制中,通过燃烧室实时壁面压力反馈来调节供油控制燃烧室工作状态是可能的;另外,通过改变燃油流量能够实时控制隔离段激波串前沿位置。     

氢氧烃三组元发动机燃烧室传热、流阻初步分析

本文对几种发动机的冷却作了分析比较,指出使用铜锆合金是高压大热流发动机的必然要求.对大推力氢氧烃三组元试验发动机燃烧室的传热分析表明:热流仅相当于相同推力氢氧双组元发动机的1/3～1/2,热壁温低于800K,完全满足设计要求,但流阻较大,对氢泵不利.     

一体化加力燃烧室冷态流动特性数值研究

将混合扩压器与火焰稳定器融为一体设计,并引入外涵冷流对高温结构件进行强化冷却,采用数值仿真方法,对比分析入口涵道比（0.278~0.583）和总温比（0.418~0.464）对一体化加力燃烧室中流动特征及其冷却性能的影响。结果表明:在研究参数范围内,大部分外涵冷流冷却隔热屏或直接进入加力燃烧室参与混合,仅有少部分进入火焰稳定器和联焰器,对其下游回流区没有影响,便于组织燃烧与稳定并传播火焰;外涵气流的流量分配对涵道比和温比变化不敏感;涵道比增加,特征面的流量系数下降约6.2%,总压恢复系数下降约3.2%,但是沿程热混合效率增加约6.1%;火焰稳定器的冷却效率随涵道比增加而提升约37.2%,但是其表面峰值温度降低不明显;温比对于该结构的流动特征与冷却特性影响都很小。      

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

复合材料主动冷却薄壁燃烧室设计分析

通过建立流固耦合传热模型,对不同尺寸冷却通道的主动冷却薄壁燃烧室结构瞬态传热特性进行数值模拟,给出了主动冷却燃烧室的瞬态温度场分布及其演化.再采用有限元法计算燃烧室的热应力和应变,从而揭示了冷却通道几何参数及内部煤油体积流量对燃烧室薄壁结构最高温度和热应力的影响规律.计算结果表明:在充分发挥煤油冷却效果前提下,冷却通道距离燃烧室内壁距离越近,所需煤油体积流量越大,而燃烧室结构热应力在10s左右达到最大值,设计时应着重考虑这段时间内的材料性能.      

推力室参数对喷管化学动力学性能的影响

针对某液体发动机进行化学动力学计算，研究了各种推力室参数，如燃烧室压强、混合比、边区冷却流量以及喷管的尺寸等对喷管性能的影响。由计算结果可以得到参数变化引起性能变化的定量的规律，分析推力室设计的优劣，提出改善发动机性能的具体措施。     

改进堵孔法在主燃烧室上的试验研究

为了简化主燃烧室流量分配的试验方法,对传统堵孔法进行了改进,提出了一种采用参考压力损失与进口空气流量来建立流量特性曲线,之后通过求解线性方程组获得燃烧室流量分配比例的方法。通过在一扇形燃烧室上进行流量分配试验,验证了改进方法的可行性。研究结果表明:采用改进的堵孔法压力测点数最少为2个,能够有效减少试验测点和试验测量仪器的数量,不同测点位置测量获得的孔流量分配比例基本一致,在1%～4%参考压力损失范围内,不同参考压力损失对流量分配比例基本无影响,改进堵孔法测得的流量分配比例在试验参考压力损失范围内误差不超过4%。     

多孔陶瓷氢气发汗冷却特性研究

为了研究复合材料微孔发汗冷却热防护技术,研究了冷冻浇注成型工艺定向直孔道碳化硅多孔陶瓷在高压高热流密度时氢气的发汗冷却特性。用电弧加热主流空气产生高温燃气、氢气发汗冷却对多孔陶瓷材料进行了13次热试验研究。试验的材料孔隙率为10~28%,燃烧室压力为3.6~7.9MPa,冷却氢气注入率为0.008~0.021。试验表明,当多孔陶瓷材料氢发汗冷却的注入率为1%时,主流高温燃气与微孔壁面之间的换热减少了30%以上。多孔陶瓷材料氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。研究得出了陶瓷多孔材料在高压大热流环境下用氢气发汗冷却的性能关联式。     

冲击加我斜孔双层壁冷却方式流量系数研究

为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型的相似理论指导下进行实验。研究压力参数从０变化到８０时,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。     

冲击加多斜孔双层壁冷却方式流量系数研究

为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数 ,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究压力参数从 0变化到 80时 ,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。     

弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验

为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱.