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组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于守恒原理,导出叉流管-管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式,求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果,表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。 相似文献
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复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析 总被引:1,自引:0,他引:1
采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。 相似文献
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为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。 相似文献
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高深宽比冷却通道的流动与传热数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文描述了一个火箭发动机高深宽比冷却通道三维流动和传热分析程序。该程序是建立在抛物线化的纳维尔一斯托克斯方程基础之上的,将其流动和传热计算结果与文献中找到的测量数据进行比较,表明该程序是有效的。计算是针对实际压力为100巴的发动机冷却通道内的流动进行的。计算出的冷却剂温升和压降值和实验结果符合良好。参数分析给出了湍流强度、壁面粗糙度、传热边界条件和近壁流动模型的影响。可以看出,本程序能够成功用于火箭发动机冷却通道内三维的流动和传热分析,它高效地利用 CPU 时间,而且用它来帮助设计现在或是将来的火箭发动机燃烧室将是很方便的。 相似文献
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涡轮/冲压组合发动机性能分析工具 总被引:1,自引:0,他引:1
着眼于建立一套性能分析工具,可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求,所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术,使用了经试验验证的各部件特性,同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法,该工具提供了一个性能仿真平台,可供涡扇工作模式,冲压工作模式,涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析,非设计点性能分析,控制规律研究等。借助于该工具,涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明,回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素;高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。 相似文献
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在运载火箭改进优化或新型运载火箭设计过程中,会遇到各种复杂的流动与传热问题。按照真实产品和物理过程直接建立的数值计算模型过于复杂,不同尺度的结构、流动与传热、长时间的飞行过程相互耦合,出现计算时间太长(数年)、收敛困难、程序调试困难等问题。针对初始条件复杂、飞行过程复杂、边界条件复杂3类具体问题,总结了3种相应的模型简化方法,分别是工程经验法、极限参数法、低维近似法,为推进剂复杂流动与传热的数值模拟提供参考。 相似文献
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航天用纳米流体流动与传热特性的实验研究 总被引:8,自引:0,他引:8
研究航天用纳米流体流动与传热特性。测量了不同粒子体积份额的航天用纳米流体雷诺数500~4000范围内的管内对流换热系数和摩擦阻力系数,详细讨论了雷诺数和纳米粒子体积份额对纳米流体对流换热系数和摩擦阻力系数的影响,分析了航天用纳米流体的强化传热性能。实验结果表明,在液体中添加纳米粒子增大了液体的管内对流换热系数,增加了液体的传热效果,粒子的体积份额是影响纳米流体对流换热系数的因素之一,在相同雷诺数条件下,纳米流体的对流换热系数随粒子体积份额的增加而增大。与原液体工质相比,航天用纳米流体的流动阻力系数稍有增大,纳米流体的流动阻力系数不随纳米粒子的体积份额而变化。与航天用纳米流体对流换热系数的增加相比,纳米流体流动阻力系数增大的程度极小,验证了纳米流体强化传热技术应用于航天器热控系统的可行性。 相似文献
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为简化涡轮排气液化发动机蒸汽液化装置的结构、缩小体积,提出了基于超声速汽液两相流升压原理的水蒸气液化方案,建立了考虑多因素的数学方程式,讨论了水蒸气喷嘴段结构参数、混合室参数、扩压段参数和混合室阻力等对升压能力的影响。计算结果表明:收敛-扩张式升压液化装置的升压系数大于3。 相似文献
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针对组合动力水平起飞可重复使用运载器,开展了上升段轨迹优化模型设计与轨迹优化方法研究。首先,针对跨大空/速域飞行须采用多种动力形式协调工作这一问题,考虑动力/气动/轨迹/指标间的复杂耦合关系,建立了运载器动力和气动模型。其次,为降低轨迹优化问题的求解难度,设计了一种全新的飞行剖面,实现了关键优化参数的提取和攻角约束的自动满足,减少了优化算法需要处理的约束数量。然后,提出了一种改进的粒子群优化(PSO)算法完成求解;在收敛性分析的基础上,引入强化学习机制对PSO寻优过程进行自主智能控制,从本质上提升了PSO算法的求解效率。最后通过数学仿真验证了方法的正确性和有效性。 相似文献
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构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明:该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。 相似文献