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双组元姿控发动机液膜冷却对性能的影响分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。 相似文献
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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 总被引:3,自引:0,他引:3
液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 相似文献
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采用非定常数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧性能的影响,并研究了节流流量和节流撤去时间对节流效果的影响。在发动机入口马赫数2.0、静温656.5K、静压0.125MPa的条件下,无空气节流时发动机下壁面稳焰失败,壁面压力较低;有空气节流时发动机下壁面燃料稳定燃烧,壁面压力较高。空气节流可以有效地提高发动机的推力性能,可以改变发动机的燃烧模态。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动。节流可能促使流场产生振荡现象,通过改变节流流量也可以消除振荡现象。 相似文献
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对微小空间的相变传热和流动的微尺度效应的研究进展进行了阐述,包括下列几个方面:固体表面上薄液膜厚度的微尺度效应;圆形截面毛细管管径的微尺度效应;毛细管的截面形状微尺度效应;壁面纳米级粗糙度的微尺度效应;微型热管(MHP)的微尺度效应和连续性极限、堵塞极限;平板热管(FMHP)的壁面粗糙度微尺度效应和沸腾极限;脉动热管(PHP)管径的微尺度效应;薄液膜的稳定性等。研究分析了上述各方面微尺度效应的机理,归纳推知增加每个薄液膜区域的面积和增加薄液膜区域的数量这两种方法均可提高蒸发器的性能,后一种方法可操作性强,为高效蒸发器性能的提高指明了方向。 相似文献
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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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MEMS-SPMT喷管内的粘性和热损失研究 总被引:2,自引:0,他引:2
微喷管内流体对壁面的粘性力和热传导可显著影响火箭发动机性能。通过出口亚声速层面积与出口面积比、推力和比冲损失等参数,评估了S-A和低Re数k-ε湍流模型、壁面初始温度和喷管构型因素对微喷管内粘性和热损失效应的影响。结果表明,两种湍流模型在计算粘性边界层上有一定的差异,粘性力造成推力损失22%;换热既减小粘性边界层尺寸,降低粘性作用,也降低微喷管比冲;升高微喷管壁面初始温度,能降低热量损失,增大其尺寸能减小粘性损失,二者均能提高比冲。 相似文献
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针对某液体火箭发动机在试车起动时出现的燃气发生器头部温度过高现象,建立了发动机起动时发生器及燃气系统内部流动的三维模型,通过Fluent流场计算对起动燃气路内流场进行了模拟和分析。从启动器起动0.65s定常流场计算结果与0~0.65s的瞬变流场计算结果中可以看出,火药启动器燃烧后的起动燃气沿倾斜的燃气入口进入燃气路,经内壁反射后冲入燃气发生器,燃气进入发生器头腔,造成了发生器头部温度过高。调节氧头腔氦吹除流量,进行起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果表明,适当增大吹除流量是控制起动时发生器头部温度的一个行之有效的手段。再将燃气多通的燃气入口倾角改进为80°倾角和90°倾角,分别建立模型并进行了起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果与原模型进行比较时发现,燃气入口倾角增大可以在一定程度上改变起动燃气路径,减少燃气返腔造成的头腔温度峰值过高的影响。 相似文献
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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。 相似文献
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采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷(N2O/C3H8)发动机样机气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能进行了研究,得到了环缝外喷嘴气相喷注压降和内喷嘴缩进深度对离心式喷嘴喷雾流场的影响.分析结果表明,较低的气相喷注压降(<0.3 MPa)会显著的影响液滴在流场中的蒸发速率以及流场流强、混合比、索太尔平均直径(SMD)和n值的分布;气相喷注压降从0.3 MPa增加至0.6 MPa,稳定喷雾流场液滴SMD和n值分别在2.41~1.68,2.03~0.98范围内变化并逐渐减小.内喷嘴缩进深度从0 mm增加至6 mm,稳定喷雾流场液滴的SMD和n值受其影响较小,均分别在1.70~0.94,2.36~0.99范围内波动.喷嘴的最佳燃烧区主要分布在下游轴向位置0.015~0.035m范围内并随着气相喷注压降的升高和内喷嘴缩进深度的增大逐渐靠近喷嘴出口.该设计喷嘴在发动机热试实验中表现出很好的性能. 相似文献
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概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况,喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术,以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。 相似文献
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介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。 相似文献
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为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。 相似文献