液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。     

涡轮导叶压力面气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响

为了研究气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响,在涡轮导叶压力面布置了4排单排扩张型气膜孔(分别用PS1～PS4表示)并在跨声速风洞中进行了实验,通过气膜孔排下游的热电偶获得了气膜冷却效率和换热系数。叶栅进口雷诺数Re为3.0×105～9.0×105,PS1～PS4的吹风比BR为0.5～2.0,叶栅出口马赫数为0.8。实验结果表明:PS1位置的顺压梯度较大导致下游冷却效率随吹风比增大而升高,PS2下游小于30D (D为气膜孔直径)的区域最佳吹风比为BR=1.2,而大于30D的区域BR=2.0时气膜冷却效率最高。吹风比相同时,PS1由于孔的倾角较大导致其冷却效率低于PS2,而具有相同倾角的PS2,PS3,PS4冷却效率逐渐减小。除了PS2在BR=0.5时的工况,其它工况下冷气射流与主流的掺混导致PS1～PS4下游的换热系数比都大于1,PS2和PS3下游的换热系数比随吹风比增大而增大,PS1和PS4下游的换热系数比受吹风比影响较小。综合考虑气膜冷却效率和换热系数,在相同冷气量时PS2的冷却效果是最好的。     

RP-3航空煤油综合替代燃料模型构建

基于直接匹配分子结构和官能基团的思路,选取正十二烷、2,5-二甲基己烷、1,3,5-三甲基苯和十氢化萘作为基础燃料,为RP-3航空煤油构建了替代燃料模型。物理替代验证表明该替代燃料模型能很好地反映RP-3航空煤油在亚临界到超临界状态下的主要物理性质。利用所构建的替代燃料简化机理验证了其化学替代性能,结果表明:该模型不仅在高温区和低温区都能与着火延迟时间的实验值良好吻合,而且也能够良好反映燃料的在低压条件下(0.1～0.01 MPa)的着火延迟现象。模拟的物性参数和着火延迟时间与实验值的良好吻合证明了该替代燃料能同时实现物理替代和化学替代,为深刻认识超燃冲压发动机中燃料再生冷却与燃烧过程耦合机理,实现航空发动机再生冷却系统和推进动力系统等多部件联合仿真奠定基础。     

旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热

用数值模拟的方法对旋转状态下涡轮叶片前缘冷却结构进行了数值研究,该结构由进气腔、叶片尾缘块和前缘块构成,对此结构不同的旋转速度情况进行了计算,根据计算结果分析了旋转对涡轮叶片前缘流动与换热的影响.计算结果表明,旋转状态下带气膜出流的冲击流动中,前尾缘冲击面的换热随着转速的增加而减小,且尾缘冲击面的换热比前缘冲击面的换热要好;同时前尾缘冲击面换热的差别随着转速的增加将越来越小.     

喷雾冷却系统稳态特性的实验研究

设计了一套可观察喷雾过程中的喷雾锥角、雾化效果、发热面上液膜及腔内气液分布状态的实验系统。验证了喷雾冷却技术解决极高热流密度散热问题的能力。通过实验研究了该系统的传热性能与稳态运行特性,分析了流量、喷嘴压降、喷雾高度、热流密度、热沉温度及回流液体过冷度等因素对系统传热性能和特性的影响。     

旋转方位角对斜肋通道内部流动与换热的影响

数值模拟了静止及旋转状态下径向出流60°斜肋通道的内流动与换热分布,研究了3种旋转方位角:0°,-45°及+45°.分析了哥氏力与肋片对旋转通道内流及换热的耦合作用机理.计算结果表明:旋转方位角对通道的内流与换热影响显著.在0°旋转方位角下,通道前后缘的换热差异最大;在-45°方位角下,通道整体换热性能最差;在+45°方位角下,通道具有最佳的整体换热性能.     

旋转状态下气膜冷却模型的数值模拟

通过对带有90°倾角圆柱形交错孔排的涡轮叶片模型进行数值模拟,得到了不同主流雷诺数、旋转数和吹风比情况下前缘面与后缘面侧的气膜冷却流动与换热特性及各气膜孔流量系数的分配规律.结果表明,冷气受到离心力与哥氏力的共同作用向高半径处发生偏转,导致壁面冷却效率降低;雷诺数的增大会削弱气膜冷却效果,高吹风比则不利于气膜孔下游区域的冷却.各气膜孔的流量系数随吹风比的增大而增大,随旋转数的提高而减小.在后缘面侧,相同工况下各气膜孔的流量系数明显高于前缘面侧对应气膜孔的值.      

斜射流梯形腔内靶面的冲击冷却换热特性实验研究

为了深入了解冲击冷却在涡轮叶片前缘的应用效果,建立了其附近梯形内冷通道的放大模型,对冲击冷却进行试验研究,测量腔内流场和壁面换热特性,在已掌握流动结构的基础上进行换热分析,更好地理解此类受限通道内冲击冷却的强化换热机理,为更高效的内冷通道设计提供参考。使用热电偶对通道靶面温度进行了详细测量,研究射流角度、横流和射流雷诺数对靶面换热努塞尔数的影响规律。结果表明:较低位置射流对靶面具有较强的冲击作用,而较高位置射流未对靶面形成冲击;射流入射角度的增加会提高较低位置射流在靶面上的冲击换热能力,对较高位置射流的换热没有明显影响;较强的横流将严重削弱靶面冲击区的换热能力,射流雷诺数的增加将大幅提高整个靶面上的换热能力;换热试验结果与前期研究的流场分析结论非常一致。     

间隙主动控制系统中冷却空气管换热特性实验研究

针对民用发动机低压涡轮主动间隙控制系统中冷却空气管气流冲击机匣的典型结构,建立1∶1简化试验模型并开展换热特性试验研究。试验中依据相似准则确定试验工况,通过改变进口Re数、孔排方式、冲击间距(即冷却管和机匣间距)等参数,分析了机匣表面局部和平均Nu数的分布和变化规律。试验中发现尽管冷却管上冲击孔沿周向均匀分布,机匣表面周向温度却存在明显的差异,对应局部换热系数相差可达3倍以上。试验数据表明:由于冷却管冲击孔周向出流流量不均匀,造成机匣表面局部Nu数随着对应圆心角的增加而逐步变大;当进口Re数增加后,冲击板面局部及平均Nu数均随之增大;试验工况下,机匣表面局部及平均Nu数均随冲击间距、冲击孔间距与孔径比(L/d)的增加而减小。     

典型层板冷却结构热疲劳破坏特性研究

针对三种不同形式的典型层板冷却结构,设计加工了高温合金材料试验件.模拟涡轮冷却叶片在实际发动机中的高温工作环境,通过冷热循环加载方式试验研究每种层板冷却结构的热疲劳寿命,分析其破坏部位及破坏原因,并与数值计算结果进行了对比.结果表明:层板冷却结构热疲劳裂纹出现在排气板气膜孔附近,并沿气膜孔纵向扩展,内表面扩展程度大于外表面.在三种层板冷却结构中,211型层板冷却结构热疲劳寿命最低,161型和141型层板冷却结构热疲劳寿命相当.