航天用纳米流体流动与传热特性的实验研究

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。     

气密条件下水下热发射流场数值研究

针对气密条件下导弹水下热发射伴随的复杂多相流动,采用混合多相流模型求解燃气、水介质与水蒸气的耦合流动、传热及相变过程;利用动网格技术模拟导弹发射初期的计算城变化.计算结果表明,受多相耦合流动影响,发动机喷管出口参数经历了压强峰值、压强次峰值、压强阶梯上升、压强波动及压强震荡等不同状态,对发动机推力产生重要影响.此外,计...     

空气舵气动力‒脉动压力‒结构耦合响应分析

气动力、脉动压力、结构振动相互作用,组成复杂的多场耦合系统,给动力学分析带来极大的挑战。文章基于PCL和DMAP语言自主研发了气动力–脉动压力–结构耦合响应分析软件,以复合材料空气舵为研究对象,建立其有限元模型,并开展模态分析;进而,建立基于Van Dyke修正活塞理论的气动模型,基于模态法分析了气动力–脉动压力–结构三者耦合的空气舵响应,并与不考虑气动力效应的非耦合结构响应进行对比,探究了气动力耦合效应对空气舵响应的影响规律。结果表明,气动弹性效应能使得空气舵振动响应从随机振动变为发散极限环振荡形式的高阶运动,显著改变脉动压力响应谱。可以预测,结构声疲劳分析中必须考虑气动弹性效应。     

流速及进出液口形式对板式热沉换热性能影响

热沉的换热性能直接影响空间冷环境的模拟效果。文章通过建立不锈钢板式热沉的几何结构模型,利用流体力学理论和有限元方法对板式热沉换热性能进行数值模拟。湍流计算采用RNG模型的k-ε方程,压力–速度耦合计算采用Simple算法,得到热沉壁面温度分布及换热特性参数,同时分析流速及进出口形式对热沉壁面温度均匀性及换热性能的影响。结果表明:较小的流速会导致热沉壁面温度均匀性变差,而流速的增加可以提高热沉的换热效率,但又会增加流体的压力损失。为保证热沉壁面温度分布均匀,需在综合考虑传热和阻力问题的基础上来确定最优的入口流速。当热沉有效尺寸较小时,则进出口布置形式不会影响板式热沉壁面温度的均匀性。     

空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响

设计并加工了激光推进器实验模型,以空气为推进工质,利用脉冲式CO2激光器,研究了空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响。实验结果表明,空气压强对激光推进器性能有显著影响。在文中实验条件下,当空气压强大于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少较慢;当空气压强小于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少很快。     

考虑对流换热影响的固体发动机热力耦合分析

考虑壳体与空气自然对流换热的影响,对固体发动机结构进行了热力耦合有限元分析。研究了对流换热对发动机结构响应的影响,讨论了不同对流换热系数下的温度及应变响应变化规律,评估了某双伞盘固体发动机经历固化降温、低温试验及低温贮存过程的结构完整性。结果表明,考虑对流换热能更准确地反映发动机的受载状态;对流换热系数变化影响其结构响应历程,但随对流换热系数的不断增大,这种影响逐渐减弱。     

SABRE空气预冷器流动与换热数值研究

为了掌握吸气式火箭发动机(SABRE)空气预冷器的流动换热特性,为设计相应类型的预冷器提供技术基础,针对SABRE预冷器最小周期性单元,以数值方法研究了管间距、管排数、空气入射角度及氦气/空气热容量比对预冷器流动换热的影响。研究结果表明:增大管排数和减小管间距,能够增大预冷器换热功率,降低空气出口温度,但会降低空气侧、氦气侧平均换热系数,减弱对流换热能力,增大空气侧总压损失。空气入射角度对空气侧、氦气侧换热影响微小,但对空气侧总压恢复系数影响显著。增大氦气/空气热容量比能够降低空气侧总压损失,增大空气侧、氦气侧平均换热系数,降低空气出口温度。     

燃气源控制气流非稳态耦合传热问题研究(Ⅱ)--数值模拟结果及分析

采用整体求解法求解了控制气流与多层套环之间的耦合传热问题,计算得到了控制气流参量随时间的变化情况,以及迷宫形多层导热套环的温度在不同时间点的分布情况。将计算结果与试验结果进行了比较,分析了传热对流体压强、温度等气流参量的影响。     

中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程.文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔...     

肋参数对液氧甲烷发动机推力室强化换热的影响

为深入研究带肋推力室强化传热的机理，对带肋液氧/甲烷推力室的燃烧与再生冷却进行了流动与传热耦合分析，并针对不同肋高和肋数目进行了参数化分析。结果表明:引入等效平均热流密度的概念可以准确描述带肋推力室中的实际传热过程;平均热流密度总是随着肋数目的增加而减小，当肋高恒定时，由于总换热面积增大，等效平均热流密度会随着肋数目的增加而增大;而当总表面积恒定时，等效平均热流密度会随肋数目的增加而减小。此外，盲目地增大总换热面积并不一定能改善传热强化，甚至会在某些情况下恶化传热，因此在设计过程中也应该结合其他肋参数进行综合考虑。     

某缩尺推力室燃烧和传热特性研究

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。     

液氧/甲烷发动机推力室肋强化换热技术数值研究

为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道中冷却剂的吸热效率,同时提高该区域的热防护能力,对带有4种不同肋结构的推力室进行了三维稳态耦合传热计算.分析结果表明,在推力室燃气侧壁面设置纵向肋之后,通过引入等效平均热流密度能够描述带肋发动机推力室壁面的实际换热特征.设置人工粗糙度能够使壁面温度降低85.4 K,但会使压降增大0....     

推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1～0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。     

局部多孔壁－内腔结构的气动加热瞬态特性

根据超声速飞行器外表面连接结构处密封结构几何特征,以局部多孔壁和内腔结构为研究对象,建立流/固/多孔区域流动和传热过程耦合计算模型,其中多孔区域中运用分布阻力法,流、固区域间换热过程采用准稳态耦合计算方法。经过与相关实验数据进行对比,验证了程序可靠性,并进一步分析在整个长时间瞬态过程中,该密封结构的流动和传热特征,阐明了在瞬态过程中多孔材料等效热流对缝隙壁面的加热作用。研究了有、无多孔材料填充两种情况下缝隙壁面热流分布形态的差异,探讨了缝隙中填充多孔材料对高速流场边界层热气流侵入内腔过程的影响。
     

高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计

为实现高热流环境下高温燃气流超声速风洞系统的重复使用,采用数值方法对扩压器热环境进行了分析,采用沸腾换热方法对扩压器进行了热防护设计,并通过试验验证了沸腾换热理论应用的可行性。结果表明,沸腾换热在水流速2m/s的情况下可实现热流2MW/m 2的热防护,应用沸腾换热可以有效降低设计难度,在较低的速度和压力损失下达到更好的换热效果。     

V型皱褶芯材夹层板对流换热性能评价及优化

为考察主动冷却式一体化热防护结构用V型皱褶芯材夹层结构的性能,文章采用Fluent软件模拟受恒定热流载荷皱褶芯材夹层板在强制对流条件下的传热过程,分析其换热特性和流道内流体流动规律;并在分析皱褶芯材夹层板中正三角和倒三角2种流道换热性能差异的基础上,提出相邻流道流向相反的改进方案。该方案可提高冷却剂的利用率,使结构温度分布更加均匀。相比于具有相同几何参数的波纹芯材夹层板,皱褶芯材夹层板具有更好的换热性能,但同时以更大的当量密度和进出口压降损失为代价。比较几种常用的热效率指标,并定义了一种同时考虑换热性能、泵功率和结构质量的热效率指标,再分别以不同的热效率指标为目标函数,对皱褶芯材的几何参数L、W和S进行初步优化设计。     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

缩比推力室甲烷传热试验研究

为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为：128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.     

V型皱褶芯材夹层结构强迫对流传热与热应力分析

V型皱褶芯材夹层结构与强迫对流冷却相结合,可应用于高超声速飞行器或大功率电子器件承载和散热的多功能设计。文章采用数值仿真方法对强迫对流条件下V型皱褶芯材夹层结构的换热及其产生的热应力进行研究,获得了相应的速度场、温度场及结构热应力分布。结果表明:强迫对流条件下,V型皱褶芯材夹层结构的换热性能明显提高,同时导致较大的压力损失。流体速度场随着几何构型的改变而发生周期性的变化,在结构偏折处波峰一侧流速达到最大,对流换热得到增强;沿着冷却液流动方向,结构与冷却液的温度逐渐升高,并伴随着周期性的波动;皱褶芯材夹层结构的整体换热能力随着入口流速的增大而增强。热流输入侧的面板热应力和变形均较大,结构皱褶部位存在应力集中。