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介绍了某联合动力装置中的共底和环形点火器首次采用新研制的3500K高温涂料进行热防护的配方设计、受热计算、涂层制备和试验考核。由环氧改性有机硅树脂基料、专用树脂固体体系和多种形状的硅酸盐填料制成的涂层具有优异的耐高温、隔热和抗烧蚀性能,还能常温固化成形,成功地解决了中型固体火箭发动机中大尺寸、薄壁、复杂型面零件的热防护和过烧蚀难题,有效地提高了发动机的工作可靠性。 相似文献
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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。 相似文献
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高超声速飞行器主动冷却系统优化设计 总被引:3,自引:0,他引:3
以碳氢燃料为冷却剂的主动冷却系统是进行高超声速飞行器热防护最有效的方法之一。在满足工作要求的情况下,应尽量减小主动冷却系统的质量,实现飞行器的轻质化目标。利用MATLAB@2007软件对高超声速飞行器燃烧室的主动冷却系统进行了优化设计,计算了冷却通道在满足各项热负荷条件下,系统的最小质量以及此时所对应的冷却通道各项尺寸。选择了Inconel X-750、Inconel 625和Hastelloy X 这3种不同的镍基合金分别当做冷却通道固壁材料,并且在主动冷却系统的近燃烧侧引入热障涂层,以分析不同材料和有无热障涂层对系统轻质化的影响,为高超声速飞行器主动冷却系统的材料选择和优化设计提供了理论依据。 相似文献
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防热涂层材料热防护性能预测 总被引:4,自引:1,他引:4
预测防热涂层热防护性能有三个技术关键:即描述三层结构热响应守恒方程的建立,三层结构热物理性能的确定以及防热涂层表面边界条件的建立,本文用租糙度测量仪测量了表面形貌,表面等高面和表面粗糙度曲线,为建立防热涂层热防护性能的物理模型提供依据。利用参数辨识灵敏度法对防热涂层材料导热系数进行参数估计,取得了有用的结果。分析不同工艺的表面烧蚀特性,建立了三种表面边界条件。本文讨论了涂层材料在加热过程中出现的三层结构的吸热机理,建立不同层反映不同功能的守恒方程。给出了防热涂层热防护性能预测与试验结果的比较,比较的结果是满意的。 相似文献
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本文将有限分析方法用于曲线座标系上紊流 N-S方程数值计算,研究了高雷诺数时叶栅粘性紊流流场。有限分析方法在网格单元上对非线性偏微分程进行线化处理,在解析边界条件下求出线化偏微分方程的解析解,以此解构造离散方程。有限分析方法能够根据对流的方向和大小自动改变格式系数,并具有数值扩散小、精度高和稳定性好等优点。本文以 k-ε紊流模型模化紊流,以壁面函数方法处理近壁区流动参数。 相似文献
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为研究壁面温度条件对层流、转捩、湍流状态下斜爆震发动机进气道流场结构、流场参数的影响,选取Ma10级、具有曲面压缩段的斜爆震发动机进气道为研究对象进行数值模拟,对进气道壁面附近激波诱导分离区、热边界层的变化进行了深入探讨。数值模拟结果表明,进气道肩部圆弧过渡段出现的再层流化现象,壁面冷却对其起抑制作用,绝热壁面条件下再层流化程度最为严重。壁面温度的增加有利于延缓流动转捩,同时也导致了分离区尺寸的增加以及转捩、湍流状态下分离区主体位置逐渐前移,进气道内通道的转捩为分离诱导转捩,转捩位置主要受到分离点位置的影响,整体表现为壁面温度增加转捩位置前移。进气道出口顶板侧热边界层厚度随着壁面温度的增加逐渐变厚,转捩状态下热边界层厚度变化可达5%,温度峰值也随着壁面温度的增加逐渐增加,且峰值位置逐渐靠近壁面。壁面温度条件相同时,层流状态下热流、热边界层厚度均较小。转捩、湍流状态下进气道出口顶板侧热边界层较厚,约为层流状态3倍,同时转捩、湍流状态下热边界层厚度相差可达2%。 相似文献
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高温下加热/冷却管内参与性介质的辐射与对流耦合换热研究 总被引:3,自引:1,他引:3
本文通过数值模拟方法研究了高温下加热/冷却管内层流充分发展流动的参与性介质热起始段的辐射与对流耦合换热。采用离散坐标法求解圆柱坐标系下的非线性积分微分辐射传递方程,采用有限差分法求解辐射与对流的耦合换热能量方程。通过计算,分析了不同壁温及入口温度下,介质导热系数、壁面发射率、介质散射反照率及散射相函数等因素对局部努谢尔数、壁面热流密度及有效加热/冷却长度的影响,并同时采用努谢尔数和壁面热流密度评价了耦合换热中辐射对对流换热的影响。 相似文献
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Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode 总被引:1,自引:1,他引:0
Alexey Gennadievich VOROBYEV Svatlana Sergeevna VOROBYEVA Lihui ZHANG Evgeniy Nikolaevich BELIAEV 《中国航空学报》2019,32(2):253-262
This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval. 相似文献
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飞机发动机冷气道与隔热层的耦合传热分析 总被引:2,自引:1,他引:1
数值研究了某飞机发动机外侧冷气道与隔热层的耦合传热过程。采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法计算通道内可压缩变物性气流的湍流对流换热,采用蒙特卡罗法求解通道壁面间的辐射换热。通道内气流湍流对流换热、壁面间辐射换热与隔热层内导热耦合求解。通过模拟计算,分析了通道与隔热层的耦合传热机制,考察了相关参数的影响。结果表明,在所考虑的通道结构与空气流条件下,冷气道外环壁面的温度高于气流温度,气流对内外环壁面均起冷却作用;在隔热层参数不变条件下,壁面间的辐射换热与气流的对流冷却是该传热过程的控制机制,增大冷气流量、降低壁面发射率均可显著降低隔热层的外壁面温度。 相似文献
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为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命. 相似文献
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推力室冷却通道结构可靠性仿真及参数敏感性分析 总被引:1,自引:1,他引:0
为了准确高效评估液体火箭发动机推力室身部再生冷却通道的结构可靠性,建立了基于有限元热结构耦合计算的结构可靠性仿真流程。考虑发动机干扰因素、身部结构尺寸及内外壁材料性能的随机性,利用Monte Carlo(MC)仿真和Epps-Pulley(EP)检验确定危险点的等效应力分布,根据基于参数估计区间的应力-强度干涉模型及点估计下限和Lindstrom-Maddens(L-M)法,确定冷却通道结构可靠度置信下限,并进行参数敏感性分析。结果表明:该结构可靠性仿真能够确定内壁失效的危险点,得到工程上更具实用价值的可靠度置信下限;外壁的强度裕度远大于内壁,冷却通道的结构可靠性取决于内壁;提高推力室燃烧效率或选用导热率稍低,而强度更高的内壁材料,是提高冷却通道结构可靠性的有效途径。 相似文献
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通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证. 相似文献
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Thermal protection mechanism of heat pipe in leading edge under hypersonic conditions 总被引:3,自引:2,他引:1
Sharp local structure, like the leading edge of hypersonic aircraft, confronts a severe aerodynamic heating environment at a Mach number greater than 5. To eliminate the danger of a material failure, a semi-active thermal protection system is proposed by integrating a metallic heat pipe into the structure of the leading edge. An analytical heat-balance model is established from traditional aerodynamic theories, and then thermal and mechanical characteristics of the structure are studied at Mach number 6–8 for three refractory alloys, Inconel 625, C-103, and T-111. The feasibility of this simple analytical method as an initial design tool for hypersonic aircraft is assessed through numerical simulations using a finite element method. The results indicate that both the isothermal and the maximum temperatures fall but the von Mises stress increases with a longer design length of the leading edge. These two temperatures and the stress rise remarkably at a higher Mach number. Under all investigated hypersonic conditions, with a 3 mm leading edge radius and a0.15 m design length, the maximum stress exceeds the yield strength of Inconel 625 at Mach numbers greater than 6, which means a material failure. Moreover, both C-103 and T-111 meet all requirements at Mach number 6–8. 相似文献