GH_2/GO_2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究

涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术,采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上,对涡流冷却技术进行了理论分析,设计出推力室结构,采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分,并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明,涡流冷却透明燃烧室方案是可行的,燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55%～60%。     

HFC134a喷雾闪蒸冷却换热特性的实验研究

喷雾闪蒸冷却由于可以在较小的工质流量下实现很高的散热能力,在高热流密度散热、航天器热控和热防护等领域具有广阔的应用前景。本文建立了喷雾闪蒸冷却实验系统,对环境压力下以HFC134a为工质的喷雾闪蒸冷却换热特性进行了实验研究,得出了喷雾闪蒸冷却的换热特性曲线、临界热流密度(critical heat flux,CHF)以及被冷却表面温度随喷雾高度和流量的变化曲线,分析了适用于热控的最佳喷雾高度和流量。     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

可压缩粘性流动笛卡尔网格虚拟单元方法研究

以二维高雷诺数可压缩粘性流动问题为背景,提出了一种全新的笛卡尔网格虚拟单元方法。基于壁面函数基本假设,构造了壁面函数-虚拟单元方法(WF-GCM),用于定义湍流壁面边界条件。引入参考点的概念计算虚拟单元上的基本变量与湍流变量值,定义了"非贴体"笛卡尔网格下的湍流壁面边界条件,并通过壁面函数模型修正近壁面单元与界面单元。基于自适应笛卡尔网格体系,采用发展的具有二阶精度的格心格式有限体积求解器,数值模拟了跨音速RAE2822翼型绕流问题与超音速圆柱绕流问题,计算结果与实验值吻合良好,显示了WF-GCM对高雷诺数可压缩粘性问题是有效的。     

高压涡轮转子叶片内部气流组织方式研究

为了获得涡轮转子叶片内部冷却结构的冷却性能,采用气热耦合计算的方法分析了在相同冷气总量条件下3种不同的气流组织方式对叶片冷却效果的影响,并选择其中相对优化的冷却结构进行了转速对进气压力和综合冷却效率的影响研究。结果表明,B型结构叶片气流组织较为合理,表面温度较为均匀,整体冷却效率得到有效提高;哥氏力和离心浮升力的存在导致冷却气流发生相应偏转,前缘滞止线随转速增加由压力面向吸力面偏移,同时前缘气膜出流随转速发生变化,随着转速增大,压力面综合冷却效率提高,吸力面综合冷却效率下降。     

超临界压力下RP-3航空煤油吸热裂解反应的数值研究

为深入理解主动冷却过程中碳氢燃料的超临界吸热裂解特性,采用RP-3航空煤油的四组分替代模型、包含18种组分和24步反应的改进Kumar-Kunzru裂解反应动力学模型,对压力为5MPa时管道内RP-3的吸热裂解反应过程进行了数值模拟,研究了裂解反应对燃料物性和传热特性的影响,以及裂解率较高时二次反应对RP-3裂解的影响。结果表明:温度达到890K时,RP-3的裂解率超过20%,其中芳烃占裂解产物的12.1%;RP-3裂解后燃料物性显著变化,管道出口壁温和燃料温度分别降低了130K和129K,努塞尔数提高了16.5%,传热效率显著提高;裂解率较高时二次反应对RP-3裂解的影响较大,相比不考虑二次反应的状态,带二次反应时RP-3裂解率减小了29.1%,管道出口壁温和燃料温度分别降低了34K和22K。     

气膜孔内局部堵塞对气膜冷却特性的影响

在吹风比为0.3~1.5,堵塞比为0.1~0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明:气膜孔出口端前缘的局部堵塞有利于抑制肾形涡,对气膜孔下游的绝热气膜冷却效率有改善作用,并且随着堵塞比和吹风比的增加,对冷却效果的改善越为明显.而在气膜孔出口端尾缘或侧边的堵塞则在较大的堵塞比下削弱气膜冷却效果.相对于气膜孔出气端的局部堵塞,在气膜孔进气端和中部的堵塞对绝热气膜冷却效率的影响要微弱得多.     

基于推阻平衡的喷管型面截短方法研究及试验验证

出于减小喷管壁面摩擦损失的考虑以及发动机的整体布局的受制,传统推力喷管设计方法得到的理想喷管通常需要进行适当截短。合理的截短方法有助于保持喷管性能,因此,通过壁面单元受力分析并考虑单元体内的推力与阻力关系,提出了一种推阻平衡的喷管截短设计方法。使用上述方法对一个三次曲线型面的三维原始完全膨胀喷管进行截短,使喷管长度减小25%,重量减小34%。通过风洞试验与数值模拟结果对比发现,截短后的喷管推力系数提高1.5%,升力也得到有效提高,验证了此种截短方法的正确性。截短后喷管处于欠膨胀状态,与理论分析得到的最大静推力状态结果相符。     

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。     

主动冷却燃烧室燃烧与传热耦合过程迭代分析设计方法

为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。