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。     

旋转爆震发动机燃烧室壁面烧蚀热防护研究

为了研究碳化烧蚀材料对旋转爆震燃烧室的被动热防护作用效果,建立了旋转爆震燃烧室热环境计算模型和多层复合壁一维烧蚀热响应分析模型。基于旋转爆震燃烧过程的数值模拟,确定了沿燃烧室轴向的壁面平均温度与热流的分布特征;针对典型的壁面热负荷输入条件,采用动边界隐式差分格式,对碳化型烧蚀材料的烧蚀过程和传热过程进行了耦合计算,分析了碳化层剥蚀、热解热、热解气体质量流率、材料厚度等因素对燃烧室壁面热防护效果的影响。研究结果表明,旋转爆震燃烧室温度和热流密度分布不均匀,斜激波扫掠区域热负荷更为剧烈;碳化层剥蚀后会使烧蚀材料的烧蚀率增加,壁面温度迅速上升;增大热解热及热解气体质量流率都有利于延长工作时间、降低壁面温度; 旋转爆震燃烧室不同区域的烧蚀有一定差异,增加烧蚀材料厚度无疑有利于壁面热防护,但是在实际应用中应综合考虑壁面重量和空间尺寸。     

出流孔型对平板气膜冷却影响机理的研究

为了研究不同孔型对平板气膜冷却的影响,针对圆形,扇形,水滴形,收敛缝形四种气膜出流孔型的流动和传热特性进行了数值模拟。研究结果表明,圆形孔、扇形孔和水滴形孔气膜出口下游出现从中心向上抬升的反向旋转涡对,将主流燃气卷吸进来;收敛缝形孔在侧向的扩张型面使得气膜出流在展向的覆盖更为均匀,这有效地阻止了高温气体的侵入;在相同吹风比下,收敛缝形孔在气膜出口附近区域的平均绝热冷却效率则明显要高于其余三种孔,随着吹风比的增大,这种差距越发明显;孔型对对流换热系数增强比的影响区域仅局限在邻近气膜孔出口大约7倍气膜孔径的范围内。     

冠齿喷嘴射流冲击平直靶面对流换热实验

利用红外热像仪测试了冠齿喷嘴射流冲击平直靶面的对流换热特性,在射流雷诺数为5 000~20 000、冲击间距比为1~8范围内,与普通圆管射流进行了对比,并对冠齿数和冠齿长度的影响进行了初步分析。研究结果表明,冠齿射流冲击对流换热显著高于圆形射流,在小冲击间距下,冠齿射流冲击的局部对流换热系数分布在冲击驻点附近呈现明显的梅花瓣状特征,当射流冲击间距比达到4以后,冠齿射流的局部对流换热系数分布则呈现出常规圆形射流冲击的特征;以2倍或4倍射流直径作为区域平均范围,冠齿射流的区域平均努塞尔数相对圆形射流的增加幅度在15%~30%之间,相对增加幅度与射流雷诺数和射流冲击间距比相关;在本文的冠齿结构参数范围内,冠齿伸出长径比为0.6的6-冠齿结构取得的射流冲击强化传热效果较优。     

跨声速涡轮轮缘复合封严结构的数值研究

为了保护航空发动机涡轮盘,阻止高温燃气向盘腔内部深入,破坏核心部件,通常将压气机冷气引入转静盘腔,以抵抗高温燃气入侵,并对涡轮部件进行冷却。本文利用非稳态与稳态数值计算方法,研究了跨声速涡轮设计工况(Reφ＞107)下的两种复合封严结构：静盘存在封严环的覆叠封严和动盘带封严齿的咬合封严结构,并与轴向封严结构进行对比。在本文所研究的范围内,对非稳态计算进行快速傅里叶变换(FFT)的结果表明：跨声速涡轮流动中,叶栅通道存在由激波引起的高压区,导致了燃气的剧烈入侵,因此在特征信号频谱中f/fblade=2处存在峰值,这是跨声速涡轮燃气入侵最显著的特点。稳态计算证明复合封严结构封严性能良好。静盘封严环将盘腔分割为上下两个容腔,入侵容腔滞留了绝大部高温燃气,因此高半径处封严效率较低,但盘腔低半径处封严效率明显提高,在Cw≈996时,两种复合封严结构在r/b=0.96以下都能达到很高的封严效率。咬合封严能够增加燃气流动阻力,有效减小封严冷气使用量。但是两种封严结构在当冷气流量系数从Cw=199逐渐增大到2000时,高半径处封严效率并没有明显的提高,封严效率仅提高了20%~30%。     

单排圆柱孔射流气膜加热与气膜冷却方式的对比

为了揭示气膜加热和气膜冷却两种方式在影响规律机制上的异同,通过数值计算研究了两种方式单排圆柱孔在典型吹风比下(0.5,1.0和1.5)的射流-主流相干特征,并分析了热气流-冷气流温度比变化对气膜绝热加热或冷却效率的影响。研究结果表明:在相同的吹风比下,在气膜加热方式下喷注射流向主流的穿透趋向更为显著,引起喷注射流抬离壁面并在气膜孔出口附近诱导出尺度更大的卵形涡对;当温度比接近于1时,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异较小,随着温度比偏离1的程度加剧,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异显著增大。     

压电风扇激励非定常流动和换热特性数值研究

 利用动网格技术对压电谐振风扇产生的非定常流场进行了数值模拟,以期进一步揭示压电风扇的流场特征和换热特性。研究表明:压电风扇上下两个区域均出现涡流,涡向相反(压电风扇上方为逆时针,下方为顺时针),涡对的尺度、位置和扰动范围随时间呈周期性变化规律;时均速度并非随着与压电风扇自由端距离的增大呈现单调衰减的趋势,而是在距离压电风扇自由端距离为一倍振幅的截面上出现峰值速度最大的速度分布型,该位置正是涡环达到最大型面的瞬间涡核所处位置。涡串发展、运动过程中与周围流体发生干涉融合形成的射流起到了强化换热的效果,换热效果最好的地方不是出现在平衡位置,而是涡对破碎、流体紊流度最强的地方。     

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

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1×10⁴~3×10⁴，燃油进口流速v_f为2.33～5.23m/s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=1×10⁴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=3×10⁴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20~50K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。     

超声速涡轮叶栅超声速气膜冷却数值研究

为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究。计算结果表明:超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘激波交汇,形成两道反射激波,其中一道反射激波作用在气膜孔下游的叶片表面又形成了反射;在不同的主流压力下,超声速气膜射流在叶片法向和展向上展现出不同的发展特征,对转涡对(CVP)在展向上相互挤压,扼制了高温主流卷入叶片壁面;主流压比增加到4,气膜射流区在法向拉长,在展向相对较弱,导致主流在对转涡对(CVP)的作用下被卷入气膜射流的底层,壁面冷却效率降低;气膜入射角从15°增大到45°,冷却效率整体上呈先上升后下降趋势,在入射角30°时冷却效率相对最大,这与射流的穿透能力、冷却气流再覆壁面特征有关。     

利用上游沙丘形斜坡增强气膜冷却

在平板上开设单排气膜孔,并通过红外测温法,实验研究了四个典型吹风比(0.5、1.0、1.5和2.0)下圆柱形气膜孔(CH)安置上游沙丘形斜坡(SDR)的绝热气膜冷却效率,并与平直楔形斜坡(SWR)进行了对比,同时结合数值模拟对不同形状的上游斜坡作用机制进行了剖析。研究结果表明：相比SWR,SDR可以诱导出特有的反肾形涡对,因而其在强化气膜冷却方面更具优势。在小吹风比下(吹风比为0.5),SWR和SDR可以分别提高特定区域(孔下游15倍孔径范围内)的面积平均气膜冷却效率达26%和75%左右,在高吹风比下(吹风比为1.5),两者的相对提高幅度分别高达100%和150%左右。