液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制

讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成,室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。     

多斜孔壁气膜冷却绝热温比传热传质类比实验研究

采用传热传质类比的方法,对多斜孔壁气膜冷却的绝热温比进行了实验研究。多斜孔为规则的叉排形式,小孔与平板表面在主流方向上夹角α均为３０°。在吹风比为１．０～４．０的范围内,研究了具有不同展向间距比ｐ／ｄ,流向排距比ｓ／ｄ的实验板绝热温比分布;对实验数据进行分析比较,得出了孔距与排距的最佳比值,以及吹风比对绝热温比的影响。     

航空发动机气冷涡轮叶片冷却结构研究进展

高效的冷却结构是避免气冷涡轮叶片受热损坏的关键,直接影响叶片冷却效率和航空发动机稳定性.但是高效冷却结构导致主流与冷气流的相干效应更加复杂,并且高效冷却结构的发展一直受到加工工艺的制约.本文从控制冷气流动的角度,将涡轮叶片分为前缘、中弦和尾缘区域,重点综述了近十年气冷涡轮叶片冷却结构的研究进展以及涡轮旋转状态下的气动传...     

基于机器学习的单孔绝热气膜冷却效率分布预测研究

为了研究利用机器学习技术对绝热冷却效率进行直接预测的方法及特点,搭建了基于上采样卷积神经网络的机器学习模型,生成了用于训练以及验证的数值模拟数据集,使用了监督式学习的方法对模型进行了训练.训练使用反向传播算法和基于随机梯度下降的Adam优化算法,输入模型的参数包括吹风比、主流湍流强度、喷射角、孔形状、孔尺寸,模型输出为...     

横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究

设计了实验发动机与实验装置,进行了一系列飞行固体火箭发动机横向过载模拟试验,获得了不同加速度下发动机内绝热层烧蚀率定量化的试验数据。验证了横向加速度严重影响局部绝热层烧蚀的事实。机理分析表明,此种结果是由于横向加速度作用下燃气中Al₂O₃液态粒子偏离发动机中心线,沿离心力方向大量沉积所致。此项研究为相关的工程设计提供了基础性的依据。      

一种计算再生冷却推力室温度场的方法

为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优化设计和性能估算提供参考。      

多斜孔层板发散冷却流动传热特性

针对不同孔排数的 3种孔板结构 ,进行了多斜孔全气膜发散冷却流动换热特性的数值模拟研究 ,通过考察气膜层流场与层板冷效 ,分析了多斜孔层板内复杂的流动换热效果。结果表明 ,小孔射流在层板表面形成稳定的气膜 ,A型孔板孔板温度较为均匀 ,冷却效果最佳     

尺度效应下大功率伺服电机再生冷却通道超临界态甲烷传热特性研究

针对飞行器电动执行机构的大功率伺服电机强化散热问题,建立了不同尺度的电机缠绕式螺旋管再生冷却通道数值模型,对超临界态甲烷在尺度效应影响下的传热特性和机理进行研究,探讨了不同尺度冷却通道中超临界态甲烷所受重力浮升力和离心浮升力对传热性能的影响.结果表明,离心浮升力及重力浮升力均受到超临界态甲烷热物性剧烈变化的影响;在相同...     

密集型空气雾化流场破碎特征数学模型研究

低速液体射流在高速湍流气体作用下的气液同轴射流雾化流场是瞬态密集型喷雾场,高速湍流中影响和控制雾化的因素很多。针对空气雾化流场液核分布与特征进行分析,开发了模拟液核的随机浸入体模型,结合大涡模拟方法对同轴射流空气雾化喷嘴下游流场进行数值模拟。模拟结果与实验结果对比表明：随机浸入体模型可快速捕捉液核的长度和位置信息。当气液动量比M为3~10000时,能够较准确地预测液核长度,当M>10时,其预测结果远优于唯象模型;该模型能够捕捉回流区、大尺度涡等流场结构。同时,可以准确地预测喷嘴附近的液滴粒径,特别是在气流速度较大（>60m/s）时,液滴平均直径预测误差<10%。     

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%;采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2;燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。