基于NPLS的静压比对高超声速光学头罩冷却气膜影响作用研究

超声速冷却气膜是应用于高超声速成像制导飞行器上的一项关键技术,静压比是影响超声速冷却气膜流场发展的重要因素。为研究静压比对该流场的影响规律,在M6高超声速风洞中采用基于纳米粒子的平面激光散射技术,对不同静压比下的马赫数3超声速冷却气膜流场进行了实验研究,获得了流场的瞬态流动显示图像。通过瞬态流动显示图像分析,研究了高超声速主流与超声速喷流之间边界面的发展过程;通过分形维数及间歇性分析,研究了静压比对湍流化程度的影响。结果表明在波系结构、喷流厚度及湍流化程度等方面,静压比对超声速冷却气膜产生了明显的影响:气膜总体厚度和静压比正相关,欠压状态和匹配状态气膜厚度增长先慢后快,过压状态先快后慢;欠压状态和匹配状态湍流破碎因子在流场前段普遍小于过压状态,但其沿流向增长较快,最终压力匹配状态湍流破碎因子最大,湍流化程度最高。     

高超声速喷管气膜冷却流动与传热特性研究

基于雷诺时均方法并结合SST k-ω湍流模型，对空气气膜作用下的马赫数6高超声速喷管流动与传热特性进行了数值研究，分析了气膜流量、气膜狭缝几何参数（狭缝高度、台阶厚度）、狭缝流向位置对喷管壁面尤其是喉道热流密度以及对喷管出口气流品质的影响特性。计算结果表明，引入气膜可以显著降低喷管尤其是喉道的壁面热流，而气膜对喷管出口气流速度分布的影响很小，对出口温度分布有一定的影响。当气膜流量仅为主流的3.53%时，喷管喉道热流的降幅达30.1%；增加这一值至14.25%时，喷管喉道热流的降幅升至87.3%。同时，改变狭缝流向位置以及狭缝高度对气膜冷却效率有一定的影响，而改变台阶厚度对冷却效率的影响很小。     

基于锥束CT的飞秒激光加工气膜孔几何特征测量及表征

针对当前国内气膜孔加工存在的几何精度偏低、质量不稳定现状，通过计算机断层成像技术利用气膜孔切片图像，在特征分割、点云拟合基础上对不同工艺参数激光加工的气膜孔孔径及几何特征质量进行检测与评价。结果表明：超快激光工艺参数的圆形气膜孔通孔入口直径略大于出口，锥度在0.005°～0.020°之间，位置度误差最大为?0.072 mm，异型气膜孔入射角的范围在60°～70°之间。使用锥束CT(computed tomography)测量方法对气膜孔几何特征进行检测与评价是可靠的，具有重要工程应用价值。     

出流孔型对平板气膜冷却影响机理的研究

为了研究不同孔型对平板气膜冷却的影响,针对圆形,扇形,水滴形,收敛缝形四种气膜出流孔型的流动和传热特性进行了数值模拟。研究结果表明,圆形孔、扇形孔和水滴形孔气膜出口下游出现从中心向上抬升的反向旋转涡对,将主流燃气卷吸进来;收敛缝形孔在侧向的扩张型面使得气膜出流在展向的覆盖更为均匀,这有效地阻止了高温气体的侵入;在相同吹风比下,收敛缝形孔在气膜出口附近区域的平均绝热冷却效率则明显要高于其余三种孔,随着吹风比的增大,这种差距越发明显;孔型对对流换热系数增强比的影响区域仅局限在邻近气膜孔出口大约7倍气膜孔径的范围内。     

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...     

孔径比与冲击距对冲击/发散冷却隔热屏冷却性能影响

为了获得孔径比与冲击距对冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能的影响,采用商用软件Fluent,基于加力燃烧室隔热屏的工况条件,对7组不同孔径比和7组不同相对冲击距的冲击/发散层板模型进行了三维流固耦合传热数值模拟研究,得到了层板隔热屏内部被冲击表面的Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏的冷气消耗和冷流体热负荷的变化规律,其对层板隔热屏的设计具有参考价值。结果表明,Nu数与冷却效果均随着孔径比的增大而增大,随着冲击距的增大而减小。其中随孔径比增大,平均冷却效果值最大增大40.5%,随冲击距增大,平均冷却效果值最大减小3.27%。     

旋转状态气膜换热机理的数值研究

大涡模拟研究了旋转对单孔平板气膜冷却的影响,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5,计算了静止和旋转数为0.02两种状态的流动和换热,从湍流结构演化的角度讨论了旋转状态气膜换热的机理.结果表明:①发卡涡是决定气膜换热的主要湍流结构,旋转状态发卡涡的形状和运动规律主要受哥氏力的影响;②气膜在哥氏力作用下向高半径方向偏...     

轴对称矢量喷管的气膜冷却及红外辐射耦合计算分析

为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。     

涡轮第一级导向叶片的气膜冷却仿真

气膜冷却是保证航空发动机涡轮导向叶片正常工作的重要方法之一。为研究在较高涡轮前温度条件下气膜孔布置对叶片前缘降温的效果,采用ANSYS CFX的RNG k‐ε模型对选定叶片进行了叶片前缘气膜冷却仿真。根据驻点、流动分离点等条件确定了气膜孔位置,并根据仿真效果对气膜孔布置进行调整。通过仿真结果表明,调整好位置的气膜孔对叶片前缘的冷却效果比较明显。     

不同组合方式双排孔射流气膜冷却特性研究

基于计算流体力学理论建立了气膜冷却射流的控制微分方程。采用Fluent对不同组合方式下双排孔射流气膜冷却特性进行了计算研究。根据实际工况,分析了不同吹风比下,上游孔顺向射流+下游孔顺向射流、上游孔顺向射流+下游孔逆向射流、上游孔逆向射流+下游孔顺向射流、上游孔逆向射流+下游孔逆向射流共4种不同组合结构的气膜冷却特性。结果表明,吹风比为0.3时,上游孔顺向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率较高,达到0.15左右;吹风比为0.8时,上游孔逆向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率较高,达到0.18左右;吹风比为1.4时,上游孔逆向射流+下游孔顺向射流组合展向平均气膜冷却效率,可以达到0.24左右。研究结果对涡轮叶片气孔结构设计有重要参考价值。