静叶栅上游端壁双射流气膜冷却特性实验

为了进一步挖掘上游端壁气膜冷却的潜力,在低速叶栅风洞的静叶片上游端壁上,实验研究了双射流构型的气膜冷却特性,并与双排圆孔进行了对比。探究了吹风比(M=0.5,1.0,1.5,2.0)、密度比(Rd=1.0,1.5)的效应。端壁表面的气膜冷却效率通过压力敏感漆(PSP)测得。结果表明,吹风比的增大虽然会加剧吹离现象,但同时也会促进叶栅通道中、后段的气膜覆盖。密度比的增大会抑制气膜吹离,促进气膜横向覆盖和提高平均冷却效率。双射流孔相比于圆形孔,冷却气流在孔下游形成了反肾形涡,较好抑制了气膜吹离;但从双射流孔喷出的冷却气流对于叶栅通道内的涡系也更加敏感。在高吹风比下,双射流孔的冷却效率相对于圆形孔有一定的优势,特别是双射流I构型。     

不同横向距离下双射流孔流动与冷却特性实验研究

通过实验方式,在平板上对不同孔间横向距离(p/d=0,0.5,1.0,1.5,2.0)下的双射流气膜冷却结构进行了研究。使用七孔探针测量了孔下游不同截面处的时均流场,使用压力敏感漆(PSP)测量了平板表面的气膜冷却效率。孔间流向距离(s/d)为3.0。吹风比(M)为0.5,1.0,1.5,2.0,射流-主流密度比为1.0。研究了孔间横向距离对双射流间相互作用,及其流动和冷却特性的影响。结果表明,p/d=0时,孔间相互作用体现为压附效应,下游射流被上游射流压向壁面并保持贴附,气膜冷却效率对吹风比不敏感。p/d=0.5与1.0时,反肾形涡效应主导,两股射流均被压向壁面,气膜覆盖较好,冷却效率较高。p/d≥1.5时,压附效应基本消失,反肾形涡效应减弱,射流间距增加,气膜覆盖变差。     

绝热气膜冷却效率的传热传质类比数值分析

为验证不同温度条件下的传热传质类比是否有效,应用CFD模拟方法分析了密度比(R d)为1.5和2.5、吹风比为0.5和1.5工况下的平板双射流气膜冷却结构.双射流孔间流向距离(Ds/d)为3.0,横向距离(Dp/d)为1.0.通过传热和传质方法分别得到了气膜冷却效率.分析结果表明:传质方法与传热方法所获得的气膜冷却效率...     

燃烧室缝槽气膜冷却方案研究

针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。     

氢氧发动机非均匀圆孔头部气膜冷却数值模拟

氢氧火箭发动机燃烧室壁面热环境十分恶劣,头部气膜冷却是主要辅助冷却手段之一,圆孔头部气膜冷却是重要的设计方案。对圆孔型头部气膜进行了三维数值仿真研究,考虑推力室外部再生冷却的影响,通过全面数值实验分析了气膜流量占比、气膜孔直径和相邻气膜孔面积比等参数的影响,提出一种非均匀分布的圆孔头部气膜冷却方案。结果 表明,在氢氧火...     

几何结构对尾缘层板气膜冷却特性的影响

将层板冷却结构用于叶片尾缘叶盆侧,通过数值模拟改变冲击孔和扰流柱的排布,唇板厚度以及缝宽,研究其对劈缝气膜冷却的影响。结果表明,冲击孔和扰流柱位置的改变,对外部劈缝下游气膜冷却基本无影响;唇板厚度的改变对冷却效率和换热系数分布均有一定影响,唇板厚度减小,劈缝下游冷却效率降低,换热系数增大,相对于原始结构,唇板的改变使得劈缝下游气膜展向平均冷却效率提高65.0%;缝宽的改变对冷却效率和换热系数分布均有较大影响,缝宽越大,冷却效率越高,劈缝下游换热系数减小,劈缝间下游换热系数增大,相对于其他几种结构,缝宽增加劈缝下游的冷却效果最好,展向平均冷却效率最多提高116.5%。     

推力室头部最优气膜参数研究

为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。     

气膜孔形状对高超声速飞行器对撞流气膜冷却效果的影响

文章通过仿真分析手段研究飞行高度50 km、飞行马赫数15的飞行条件下,不同孔型对对撞流的影响,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用计算流体动力学(CFD)方法,对在入口压力0.5 MPa、质量流量22.5 g/s的稳定短模态(SPM)工作模态下,气膜孔为圆柱直孔、收缩孔、连续扩张孔、分段扩张孔等工况开展对比研究,结果显示,扩张孔气膜冷却的壁面热流最大,圆柱孔的次之,收缩孔的最小。这表明,通过改变对撞流气膜孔的形状可以改变气流流动特性,进而产生不同的气膜冷却效果,在SPM工作模态下收缩孔的气膜冷却效果最好。     

镍基单晶冷却叶片高温持久性的理论与试验研究

采用含有0~4排气膜孔的薄壁平板试样模拟镍基单晶冷却叶片,研究了气膜孔排布对镍基单晶冷却叶片高温持久性的影响,并基于晶体塑性理论建立单晶材料蠕变数值计算模型,将其编入Abaqus用户子程序中,对不同气膜孔排布的薄壁平板试件进行有限元分析。试验结果表明,在气膜孔数相同的情况下,随着气膜孔排数的逐渐增多,冷却叶片高温持久寿命不断降低,且下降趋势逐渐加剧。文中提出了基于有限元数据的高温持久寿命预测幂函数模型,在对应孔排布、应力、温度条件下,其相对误差均小于3%,有限元分析得到的应力场分布结果与试样的断口形貌相吻合。     

冲压发动机燃烧室热防护技术

冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加,燃烧室的热防护问题越来越突出,必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径:发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。     

液体火箭发动机液膜冷却研究综述

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。     

膜冷却推力室传热计算研究

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。     

液氧/煤油高压推力室液膜冷却环局部过热分析

液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热（甚至局部烧蚀）有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一冷却环带流量增大25%,可使过热处气壁温下降约35℃。采取增加冷却环带流量、降低燃烧室边区混合比、改善液膜冷却局部喷注结构等措施有利于燃烧室壁面的热防护,可防止局部过热的发生。     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

上面级发动机推力室喷管延伸段气膜冷却研究

上面级发动机采用四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂,将涡轮排气引入推力室喷管气膜冷却喷管延伸段.仿真计算和热试车表明：推力室主燃气与涡轮排气压力在同一截面处相等,涡轮排气沿喷管延伸段壁面流动形成紧贴喷管壁面的气膜,对主燃气无扰动,对喷管延伸段起到冷却保护作用.推力室喷管延伸段传热计算值和热试车延伸段温度测量值吻合,排气集合器内压力基本均匀,满足工程应用需要.     

对称结构DBD等离子体激励器改善气膜冷却效率的数值模拟研究

基于等离子体简化唯象模型,采用大涡模拟方法研究了激励强度和电极间距对于对称结构DBD等离子体激励器气膜冷却效率的影响。结果表明:由于等离子体激励的下拉诱导作用和展向动量注入效应,发卡涡的上抛过程受到抑制,壁面附近的展向速度增大,并且诱导产生的反肾形涡对削弱了肾形涡对的强度和尺寸,阻碍了高温主流向冷却射流底部的流动,冷却射流的附壁性和展向扩张能力均增强,气膜冷却效率提高。此外,气膜冷却效率随激励强度的增大而增大,随电极间距的增大而减小。     

针栓式推力室冷却特性试验研究

针栓式发动机具有推力调节简单、声学燃烧稳定性好和成本低廉等一系列优点,但目前对针栓式推力室的冷却特性掌握还不够深入,研制过程中曾多次出现因推力室冷却组织不好而烧蚀的问题。采用针栓式推力室试验件,对身部的冷却特性进行了深入研究,结果表明:推力室圆柱段前端的温度较低,无需采用专门的冷却措施;末端内侧气壁温度会达到约1650℃,局部存在明显的烧蚀现象,必须采取有效的热防护措施;下游冷却液膜量的变化对圆柱段的冷却特性影响较小。