水温对空化流动影响的数值研究

为了研究温度升高对翼型表面空化流动的影响,以水为介质,首先对几种现有空化模型的预测能力进行了对比分析,发现Singhal模型能够较准确预测空化区的形状、压力和温度分布。通过添加空化引起的能量源项、耦合介质物性参数与温度关系等方式考虑了热力学效应的影响,并利用现有实验数据充分验证了仿真方法的可靠性,发现考虑热力学效应对压力分布影响较小,但是会导致空化区最大温降减小10%左右。基于建立的仿真方法,对298K～393K温度范围内空化流动进行数值仿真,发现空化区温降随温度升高而增大,但是空化区面积随温度变化在T=353K存在拐点,T353K时,空化区面积随温度升高而增大;而T≥353K时,空化区随温度升高而减小。最后研究了雷诺数变化对空化发展的影响,发现雷诺数增大有一定促进作用,而温度升高同时导致热力学效应增强(抑制空化)和雷诺数增大(促进空化),正是这两种相反作用之间的平衡决定着温度对空化流动的影响。     

低温流体汽蚀的数值计算及可视化实验研究

为研究热效应对低温流体汽蚀的影响,选取文氏管为研究对象,进行数值计算及可视化实验研究。低温汽蚀计算模型考虑能量守恒的影响,物性参数随温度变化。使用高速摄影拍摄汽蚀发生位置及汽蚀区大小。热效应对常温水汽蚀的抑制很小为1.14%。液氮考虑热效应计算与实验结果误差为2.64%,吻合较好。由于低温流体的热物性,汽蚀发生伴有显著的温降及压降,汽蚀过程减弱,汽蚀区减小,最大体积分数下降20%,热效应对低温汽蚀的抑制作用明显。低温汽蚀受动量和能量交换的共同作用,液相、气相相互拖拽能力增强,汽蚀核心区由壁面扩展到整个流道;汽蚀区和气液界面的气泡浓度变化梯度更加平缓,气液界面不清晰。     

翼型表面粗糙度对结冰的影响分析

飞机的结冰表面出现微小的凹凸不平,即形成所谓的粗糙度,对飞机气动性能产生一定的影响。在考虑表面粗糙度时,针对对流换热系数的计算建立了热力学模型,同时对只有单个粗糙微元的表面进行了流场计算和表面对流换热效果分析;然后利用边界层积分方法,对某一翼型光滑表面和不同程度的粗糙表面分别进行了流场计算、对流换热系数计算以及结冰冰形的模拟仿真。结果表明：结冰表面粗糙度很大程度增强了表面的对流换热效果,导致在翼型前缘位置结冰厚度更大、冰角突出更为明显并且距离驻点区域更近。     

热线风速仪非标定工况下测试修正方法研究

为提高热线风速仪在非标定温度、压力流场下的测速精度以扩大其应用范围,对热线风速仪的换热理论模型进行了深入分析以及详细的理论推导。以热线的四种换热形式为基础,从理论上对热线探针热丝的换热进行了计算分析,在综合考虑强迫对流、自然对流、辐射换热、支架导热后,发现不同来流速度下的强迫对流占比是不同的。而在同一来流速度下,强迫对流占比几乎不随温度变化而变化,但随压力变化较大。以此为基础,综合考虑了温度、压力引起的物性参数变化对热丝换热的影响,以及由此导致的热丝电压值的变化,最终给出了一种新的适用于非标准工况的热线风速仪测试修正方法及修正公式。与公开文献数据进行了比对,平均误差0.68%,最大误差2.2%。证明该修正方法具有较高精度。     

民用飞机翼面冰形的工程修正

翼面结冰是威胁飞行安全的重要因素之一。以数值模拟结冰为基础,进行了翼型结冰的工程修正方面的研究。运用结冰分析软件Sadrice,对不同状态下的不同翼型进行表面冰形数值模拟。结合结冰风洞试验结果,对影响冰形的参数进行了变参研究,得到了最有效的修正方法。对现有对流换热系数经验公式进行线性修正,使修正对流换热系数经验公式后的预测冰形和冰风洞试验结果之间能够较好地吻合,最终总结出了一套工程修正数值模拟冰形的方法。     

敷设热障涂层气冷叶片温度分布数值研究

针对一种内冷通道射流腔交替布置在压力面和吸力面的叶片冷却结构,利用FLUENT软件对敷设热障涂层的气冷叶片温度分布进行了三维共轭传热计算,分析了热障涂层厚度对叶片金属基体表面温降水平的影响,同时对比了有/无考虑燃气与叶片表面辐射换热的叶片表面温度分布差异.研究结果表明:在叶栅通道燃气流进口总温为1600K、冷却气流进口总温为700K的条件下,当冷却气流与主流流量之比约为7.47%、热障涂层厚度为0.2mm时,该叶片冷却结构的最高温度可以控制在1100K以内;在假设热障涂层表面发射率与金属壁面发射率相同的前提下,厚度0.15~0.35mm的热障涂层可获得的最大降温大约在80~180K范围内;考虑/不考虑辐射换热的叶片表面最大温差可以达到60K.      

高温圆管内多孔介质耦合换热的辐射作用

通过数值模拟圆管内填充多孔介质的辐射对流耦合换热,研究高温固体骨架辐射效应对温度分布及换热的影响.基于局部非热平衡模型分别建立流体和固相能量方程,采用蒙特卡罗法求解固体骨架的辐射换热;对不考虑热辐射引起的温度场偏差和管壁发射率以及多孔结构参数的影响进行讨论.结果表明:多孔固体骨架的辐射效应对入口段温度场的影响明显,不考虑辐射将导致较大偏差,壁温为1500K时最大偏差为16%.管壁发射率对温度场影响较小,壁温为1500K时影响小于3%.孔隙率或孔径增大,壁面辐射热流密度比例增加,辐射效应体现明显.      

翼型表面明冰的数值模拟

提出一种翼型表面明冰的数值模拟方法.基于欧拉两相流理论,建立空气、水滴两相流控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击;采用考虑了粗糙度影响的边界层积分法求解结冰表面的对流换热特性,基于经典Messinger模型提出明冰数值模拟的热力学模型;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,采用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在不同环境温度下的明冰冰形进行了预测,并与实验结果进行了对比.      

基于耦合传热的双脉冲发动机热防护层受热分析

针对双脉冲软隔层通道孔径对双脉冲发动机I脉冲燃烧室热防护层热环境的影响开展了数值仿真研究。对雷诺平均Navier-Strokes方程采用了双时间步LU-SGS迭代方法、AUSMPW迎风格式以及适合模拟分离流动的改进剪切应力输运(SST)湍流模型进行求解,通过保证流固耦合界面上的热流密度连续来实现耦合传热仿真。采用算例验证了算法及程序的精度和可信度。计算结果表明: I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数随软隔层通道孔径的增大而减小,最大对流换热系数平均减幅达20.3%,再附着点位置和对流换热系数最大值所在位置均向上游移动,分别平均移动24.2%和23.1%;I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数先增大后减小,且回流区内的对流换热系数相对较小,并在再附着点上游达到最大值。     

变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究

采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值St/S_t0随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。      

热力学效应对液氢非定常空化流动的影响

为研究热力学效应对低温流体非定常空化流动的影响,以液氢为研究对象,采用大涡模拟计算了热力学和等温条件下液氢绕回转体的非定常空化流动。计算结果表明:热力学效应延长了液氢的空化周期,增强了空化的非定常特性,抑制了空化的发展。热力学条件下的空泡团内部包含更细、更小的气泡,呈现出多孔质特征,且使整个流域存在1.5K左右的温度波动。通过旋涡运动分析发现,热力学效应使旋涡结构由空穴交界面向空穴内部移动。基于涡量传输方程分析了热力学和等温条件下空穴和旋涡的交互作用,发现在热力学条件下,旋涡伸长项的作用位置主要位于空穴前端和尾端的交界面处,旋涡扩张项和斜压扭矩项主要位于空穴内部;在等温条件下,旋涡伸长项和旋涡扩张项主要位于空穴上方交界面处,斜压扭矩项主要位于空穴尾端。      

液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟

为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。      

Simulation of mass and heat transfer in liquid hydrogen tanks during pressurizing

In order to accurately predict the heat and mass transfer behaviors and analyze key factors affecting pressurization process in the hydrogen tank, a comprehensive 2 D axial symmetry Volume-Of-Fluid(VOF) model is established by Computational Fluid Dynamics(CFD) method.The effects of phase change, turbulence and mass diffusion are included in the model and relationships between physical properties and temperature are also comprehensively considered. The phase change model is based on Hertz-Knudsen equation and the mass transfer time relaxation factor is determined by the NASA's experimental data. The mass diffusion model is included in gaseous helium pressurizing. The key factors including the inlet temperature, inlet mass flow rate, injector types and pressurizing gas kinds are quantitatively analyzed. Compared with the experiment, the simulation results show that the deviation of pressurizing gas mass consumption, condensing mass and ullage temperature are 3.0%, 7.5% and 4.0% respectively. The temperature stratification is existed along the axial direction in the surface liquid region and the ullage region, and the bulk liquid is in subcooled state during pressurizing. The location of phase change mainly appears near the vapor–liquid interface, and the mass transfer expressing as condensation or vaporization is mainly determined by the heat convection and molecular concentration near the vapor–liquid interface.The key factors show that increasing the inlet temperature and inlet mass flow rate could shorten the pressurizing time interval and save the pressurizing gas mass. The proportion of the total energy addition of the tank absorbed by the ullage region, the liquid region and the tank wall respectively is greatly influenced by the injector types and more heat transferred into the ullage would result in a faster pressure rising rate. Gaseous hydrogen pressurization has a higher efficiency than gaseous helium pressurization. The simulation results presented in this paper can be used as a reference for design optimization of the pressurization systems of cryogenic liquid launch vehicles so as to save the mass of pressurizing gases and shorten the pressurizing time interval.     

液氢绕回转体非定常空化的流动特性

为研究航空发动机内部低温燃料的非定常空化流动特性,采用大涡模拟(LES)对液氢绕回转体的非定常流动特性进行了分析。通过与实验结果的对比可知,所采用的数值计算方法能够有效地模拟液氢绕回转体流动的非定常过程。讨论了空化演化过程和旋涡动力特性,研究结果表明:空化的非定常演变过程大致可以分为3个阶段:附着空穴生长阶段、大尺度空泡发展阶段和小尺度空泡发展阶段,且反向射流是造成空穴不稳定及脱落的主要原因;探讨了空化与旋涡之间的交互作用,明确了空穴前端和尾端处的涡量源于旋涡伸长项,空穴内部涡量源于旋涡扩张项,空穴交界面、反向射流头部区域涡量源于斜压扭矩项。      

单孔容腔瞬态充气换热的理论分析方法

换热对于容腔瞬态响应过程有显著影响，而目前缺乏分析容腔瞬态过程换热的通用方法，导致容腔瞬态响应模拟精度较差。针对这一现状，基于自由射流、冲击射流及外掠平板换热理论，提出了一种模拟非绝热单孔容腔瞬态充气过程换热的理论方法。应用该方法模拟了容腔压力和温度的瞬态响应过程，并与试验数据进行了对比。结果表明：该理论方法的模拟结果与试验数据吻合很好，压力最大相对误差不超过3%，温度最大相对误差不超过1%，验证了理论方法的可行性和准确性。而绝热模型的模拟结果与试验数据相比，压力和温度的最大相对误差分别可达12%和14%，等温模型的压力和温度的最大相对误差分别可达6%和7%，说明理论方法显著提高了容腔瞬态响应模拟精度。同时，理论分析方法不仅具有较强的通用性，还能够极大地降低分析容腔瞬态换热的成本，可以有效支撑空气系统非绝热容腔元件建模。     

涡轮叶片尾缘内冷通道旋流冷却特性

针对简化的叶片尾缘,设计了3种旋流冷却结构,即冷气分别从旋流腔中部射流孔、旋流腔异侧射流孔、旋流腔同侧射流孔进出旋流腔,并与常规凸台扰流柱冷却结构进行了对比数值研究,分析其强化换热机理和效果.结果表明:旋流腔的结构和冷气的进流布置对旋流冷却性能的影响很大,冷气从旋流腔某侧射流孔进出的旋流冷却结构不仅在流向截面产生涡旋,在展向截面也会产生涡旋,从而有效强化对流换热;相比凸台扰流柱冷却结构,旋流冷却结构能够增强换热,平均努塞尔数增大6.8%~22.9%,但流动阻力也随之增加;冷气从旋流腔异侧射流孔进出的冷却结构强化换热能力较高;而冷气从旋流腔同侧射流孔进出的冷却结构流动换热综合系数比凸台扰流柱提高4.2%,综合性能相对较优.      

高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

射流预冷涡轮基发动机在高空高马赫数工作时对冷却水和液氧具有迫切的需求。本文以气液相变冷却机制为切入点，开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析，考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程，分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明，水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性，基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点，水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性；而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%-8%时，预冷段总压降系数为0.84%-1.27%，总温降系数范围为2.15%-15.12%，即温降范围为12.92K-90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求，需控制水-液氧的射流比例，液氧射流量建议小于60%的总射流浓度。在“40%水-60%液氧”的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时，射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%-9.39%，其中空气和水蒸气含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此，射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。     

准一维可压缩瞬变管流的有限体积模型(Ⅱ)管壁温度场的有限体积模型

在流场模型的基础上,通过对圆柱坐标系下轴对称管道壁面划分的二维有限体积网格,建立了一种计算管壁瞬变传热的有限体积模型,可处理对流换热和辐射换热两种边界情况,可处理具有包覆层或真空夹层结构的变物性管壁传热.温度场模型是流场建模思想的自然延伸,对二者的组合运用即为所发展的可仿真准一维可压缩流管内瞬变流动的有限体积模型,一方面,在流场仿真的体系内发展了传热计算的部分并最终扩展成为统一的流动/传热仿真体系,另一方面,结合阀芯节流模型,从此模型出发可推导出管路系统常见元件的流场和温度场模型.对某发动机试验台液氧贮箱增压系统的建模与仿真表明,提出的模型体系具有很好的适用范围和良好的仿真精度.      

碱金属工质在基于毛细泵回路的多孔芯蒸发器内的热质传输特性

以基于毛细泵回路(CPL)原理的多孔芯蒸发器为研究对象,耦合多孔芯、蒸汽槽道和蒸发器壳体等多个部件,通过数值模拟的方法对碱金属工质在蒸发器内部的流动和相变传热特性进行分析,得到蒸发器内部的气相体积分数、温度、压力以及速度等分布。结果表明:碱金属液体极高的导热系数使得多孔芯部分的平均过热度不足1K;以碱金属为工质的多孔芯蒸发器,其内部的蒸发属于表面蒸发,气液界面稳定在多孔芯和蒸汽槽道的界面处,且在相同参数条件下,其毛细抽吸力比使用传统工质的蒸发器高1~2个数量级,具有更大的传输能力。      

三维数值模拟再生冷却喷管的换热

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程，进行流动和传热的耦合计算。在计算中，假定喷管流动为冻结流动，考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热；采用二阶迎风格式离散控制方程，采用DO模型离散求解辐射换热方程，水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机，数值计算结果与实验结果吻合较好，较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度，得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场，对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。