复杂旋转盘轴腔两相流动与传热数值模拟

研究了航空发动机空气系统和润滑系统中复杂的旋转盘腔和旋转轴腔内油气两相流动与传热的数值计算方法,分析了其流动传热特性.以典型小型涡扇发动机的风扇轮盘前腔、风扇轮盘后腔、轴流轮盘前腔、前轴承腔、相关连接气路等组成的多进口、多出口的旋转盘轴腔为对象,研究了用Mixture模型和Eulerian模型计算该系统的速度场、压力场、温度场的方法.结果表明:在相同的计算条件下,两种模型计算的速度场基本一致;两者计算的压力场只在轴流轮盘前腔略有差别,Eulerian模型计算的该腔压力约为Mixture模型计算值的93%;Mixture模型得到温度场较高,由Eulerian模型计算的前、后轴承温度分别约为Mixture模型计算值的93%和94%;Mixture模型计算经济性较好,其迭代一步所需时间约为Eulerian模型的63%.      

真空条件下液滴闪蒸的非均温建模与分析

为深入揭示液滴在真空环境下的闪蒸机理,建立了真空闪蒸全过程、非均温的传热传质数学模型,获得了各时刻液滴温度场及半径,并能够追踪结冰阶段的相变界面位置.通过开展液滴闪蒸的实验研究,观察了相变前后液滴的形态变化,并对数值模型进行了验证.基于数学模型,研究了液滴初始半径、初始温度、真空舱压力和结冰过冷度对闪蒸过程的影响规律.结果表明:真空舱压力是影响闪蒸过程的主要因素,且会影响最终平衡温度;初始半径主要影响预冷和冻结时间,而初始温度和结冰过冷度主要只影响预冷时间.      

基于响应面法的再生冷却通道尺寸传热优化

为了降低液体火箭发动机推力室壁温和冷却剂压力损失,对再生冷却通道尺寸参数进行优化设计。以再生冷却通道高度、宽度、数目和推力室内壁厚为设计变量,推力室平均壁温、最高壁温和冷却剂压力损失为目标函数,采用Box-Behnken试验设计方法获取样本点,根据样本点建立再生冷却通道计算模型,利用传热分析程序针对不同方案得到目标函数关于设计变量的二阶响应面模型,分别用梯度投影、积极集法和遗传算法进行优化计算,同时利用逐步回归法和样本点更新技术提高模型精度。计算结果表明,建立的响应面模型能以较小的计算成本准确地反映设计变量和目标函数的关系;存在一个最佳的通道高宽比和通道数目使得冷却通道传热特性最优;对于两种不同优化方案,优化设计后的目标函数最多比初始设计降低13.5%和23.5%;使用遗传算法优化后得到的目标函数值最低。     

针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真

为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明:针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。     

振动环境对相变组件热控性能影响的实验

为了研究振动环境对相变组件热控性能的影响,制备了基于纯硬脂酸和硬脂酸/泡沫铜复合相变材料的两种相变热控实验件,并进行了静止和振动环境中的热控实验。实验结果表明:泡沫铜的存在能够有效地强化相变组件的热控性能,在5000W/m2时,添加泡沫铜后平衡温度降低了19℃,有效热控时间延长了19.4%;在振动环境下,纯硬脂酸实验件的平衡温度降低了9.5℃,有效热控时间延长了13.2%;硬脂酸/泡沫铜实验件的有效热控时间延长了10.5%,振动带来的强迫对流能够有效强化相变组件的热控性能;并且相对于振动频率,振幅变化对影响结果的扰动较小,在一定的频率范围内,振动的影响随着频率的增加而变大。该研究可以为机载电子设备相变热控技术的应用提供参考。      

空气中逸散水蒸气传热及相变过程的行为研究

针对航母舰载机蒸汽弹射器滑道逸散水蒸气的传热与凝结现象,建立空气/水蒸气/凝结水三流体的流动、传热及相变过程数学模型。其中具有描述水蒸气复杂过程热力学行为的IAPWS模块以自定义程序并入模型中,利用Eulerian-Eulerian模型加入质量传递、能量传递和动量传递方程来实现水蒸气流动过程中传热传质问题的研究;在质量传递模型中加入液滴成核和生长理论模型,研究水蒸气的凝结过程。结果表明:在流动过程中,空气-水蒸气-液态水三流体混合,温度逐渐趋于一致;进气道入口压力越低,发动机对水蒸气的吸入量越大;伴随空气流动的水蒸气温度不断下降,并且会因有凝结现象发生;随着空气来流速度的增加,水蒸气的吸入量也会呈现先增加后下降的趋势;随着水蒸气流速的提高,水蒸气进气量上升,空气所占比例有所下降,但仍然是主导地位。      

大子午扩张涡轮端区的流动传热及端区正弯效果的数值研究

为了研究大子午扩张涡轮端区流动和传热特性,并研究叶片端区正弯技术在大子午扩张涡轮中的气动和传热效果,对某大子午扩张涡轮静叶进行数值模拟。运用SST湍流模型精确捕捉流动结构,并进行了气动和传热预测的有效性实验验证。通过分析结果,对大子午扩张涡轮端区流动和传热特性以及两者相互影响关系进行了深入研究,分析了端区正弯技术在重组大子午扩张涡轮端区流动以及合理分布热负荷的应用效果。结果表明：大子午扩张端壁导致涡轮端壁附面层的强烈分离,通道涡分离点提前约15%,高传热区受马蹄涡和通道涡的强烈影响;端区正弯有效地改善了大子午扩张静叶端壁的附面层分离,减小前缘的热负荷25%,提高涡轮的气热性能。     

叶尖间隙控制系统中横流效应的试验研究

为了研究带初始横流冷却管式阵列射流冲击换热特性,以基于机匣热变形控制的叶尖间隙控制系统为对象,试验研究了机匣外置多排冷却空气管结构中,初始横流雷诺数(0～8×104)对射流冲击机匣表面换热特性的影响。研究中发现,相比横流雷诺数,冲击雷诺数对靶面平均换热系数的影响更大,平均换热系数随着冲击雷诺数的增加显著提高。初始横流的加入,冲击滞止区发生了沿初始横流流向的偏移,削弱了靶面的冲击换热效果,局部换热数的峰值呈现出先减小后增加的规律。研究结果表明,当横流雷诺数超过4×104后,冲击滞止区下游出现一个"鱼尾形"的换热强化区域,且随着横流雷诺数增加,该鱼尾状区域范围逐步增大,靶面换热效果得到一定程度的提升。冲击孔间距越小,靶面局部和平均换热系数越大,此时横流的影响相对较小,在本文研究参数范围内,冲击孔间距比为4时,会获得更好的换热效果。     

硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机起动过程的模拟

无毒单组元液体火箭发动机是空间推进的发展方向之一。针对硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机的起动过程,建立了零维模型、不考虑相变过程的仿真模型和考虑相变过程的仿真模型,并采用这些模型对60 N发动机进行了起动过程的模拟和对比分析。计算结果显示,推力室升压过程历经快速的气体充填和较慢的催化室升温两个阶段。零维计算模型和不考虑相变的CFD方法计算得到的两个阶段时长基本一致,但第一阶段时间显著低于试验结果,第二阶段时长与试验结果符合。考虑推进剂相变过程的模型计算结果与试验结果符合较好。一维计算得到HAN基推进剂在进入催化床约4mm的长度内完全分解。升压第一阶段受催化分解影响很大,HAN基推进剂的分解反应速率低于肼的分解反应速率。     

一种两管径式脉动热管的流动与传热特性

为提高脉动热管的传热特性,提出了一种两管径式脉动热管结构,并基于质量、动量和能量守恒方程发展了适用的物理和数学模型。这种两管径式脉动热管对蒸发段和冷凝段取不同管径,两者的比值定义为直径比,应用上述理论模型分析了直径比对脉动热管运动规律和传热特性的影响。结果显示:采用两管径结构,可以有效提升脉动热管的自激振荡机制,特别是直径比小于1时的情况。而从传热特性而言,相比于传统等管径式脉动热管(直径比等于1),采用直径比小于1的结构可以使脉动热管的热阻明显减小,采用直径比大于1的结构却反而使传热特性下降。