高焓高压空气加热器壁面传热过程数值计算

以一种高焓高压空气加热器为研究对象,对其冷却通道的流动和传热进行了三维数值仿真,冷却剂采用液态水,燃烧室和喷管分别采用不同的壁面材料,考虑壁面材料物性随温度的变化,并通过加热器热试验证了数值仿真结果的正确性。在此基础上,对比分析了气体辐射、冷却通道结构以及冷却水的流动方式对壁面换热的影响。结果表明:气体辐射对加热器燃烧室段壁面换热影响较大,对喷管壁面换热无明显的影响。在传热计算中,忽略气体辐射会引起较大的误差;冷却通道数和宽度存在最优组合,使得壁面换热量最大。冷却水的流动方式对燃气侧壁面温度影响较小,但对冷却液侧壁面温度的影响较大。     

液氧与气氧对空气加热器燃烧流场的影响分析

针对一种基于液体火箭发动机燃烧室结构的空气加热器,采用数值仿真技术研究了加热器内部喷雾燃烧、燃气掺混以及出口流场分布等参数.分析对比了采用酒精/液氧/空气与酒精/气氧/空气两种不同氧化剂物态三组元同轴直流式喷嘴所得到的燃烧流场的区别,并通过改变燃烧室特征长度,分析了两种计算工况的加热器的性能差异.结果表明,喷入氧化剂的物态对燃烧流场影响较大,采用液氧喷嘴的火焰较长,气氧喷嘴的火焰分布较宽,且相对于液氧喷嘴,气氧喷嘴的燃烧室前端回流区由于掺混较多的燃气,导致喷注面板附近燃气温度较高,面板承热压力较大.设计的加热器均可保证两种喷嘴的出口流场品质较高,在保证流场出口品质的原则上,气氧喷嘴的燃烧室特征长度可至少小于液氧喷嘴的1/4.     

基于环形燃烧室结构的燃气发生器设计与仿真北大核心

为有效解决高能化学激光器压力恢复系统无法实现小型化及机动性能等问题,提出了以高温气源替代常温空气作为引射气源的方案,并设计了一种基于航空发动机环形燃烧室结构的空气/酒精燃气发生器。采用CFD计算软件开展了燃气发生器的流场仿真计算,获取了燃气发生器冷态及燃烧工况下的速度、压力与温度场,并将部分仿真计算结果与理论计算及试验值进行了对比。研究表明:燃气发生器设计合理,扩压器及二股腔道转接处无气流分离,帽罩处无溢流现象;主燃区回流区明显,且尺度适中,有利于组织燃烧,并有效指导了高能电火装置的位置布局;空气流量配比合理,主燃孔及掺混孔的射流深度满足燃烧及掺混要求;燃烧室总压恢复系数达到96.7%,燃烧效率实现98.4%,实现了高效燃烧;此外,相同工况下的理论计算值及试验结果验证了数值计算方法的合理可行性。     

旋转燃烧室雾化燃烧过程的数值模拟

针对燃烧室在设计过程中的纯经验状态,在建立了燃烧室物理数学模型的基础上,利用Fluent软件对旋转燃烧室单组元喷雾燃烧过程在不同转速下分别进行仿真模拟,湍流模型采用标准双方程模型,燃烧模型采用涡耗散(ED)模型,辐射模型选用p-1模型,液滴通过离散项模型来定义.通过模拟,得到了合理的气相的速度场、温度场、浓度场,为燃烧室的结构优化提供了必要的依据,从而缩小了燃烧室体积,增强了燃烧室性能.     

微穿孔板结构抑制声不稳定燃烧实验

目前抑制燃烧室内声不稳定燃烧的声学装置主要有:隔板、声腔、四分之一波管及赫姆霍兹谐振器等,提出了采用基于赫姆霍兹共振吸声原理的微穿孔板结构作为抑制燃烧室内声不稳定燃烧的装置,由于燃烧室内的高温条件,因此同时考虑了热传导作用对于微穿孔板结构吸声性能的影响。通过ANSYS建立实验测试用燃烧室模型,利用专业声-振分析方面的CAE软件SYSNOISE对实验用燃烧室模型进行数值仿真计算,并与实验结果具有较好的一致性,尤其是在所设计的微穿孔结果的共振频率附近,可以有效地抑制共振峰处的声压值,具有较好的声抑制效果。     

金属/水反应燃料内燃机定容燃烧仿真计算

以某型内燃机为研究对象,对内燃机燃烧室结构进行了改进性设计,以提高金属/水反应燃料的燃烧效率和动力输出为目的,在建立燃烧反应动力学模型的基础上,利用Fluent仿真软件,采用SIMPLE算法对燃烧室进行了2维流场模拟仿真。仿真计算结果表明:金属/水反应燃料的最高燃烧压力可达到1 000 MPa,1 kg燃烧产物中只有7.197 3e-3g氧化氮产物,燃烧速度最高可达7.5e4m/s,说明在改进燃烧室结构后,金属/水反应燃料的燃烧效率和内燃机性能都得到了显著提高。     

C/SiC陶瓷基复合材料燃烧室壁厚设计与验证

C/SiC复合材料发动机具有重量轻、工作温度高等优势,已成为下一代高性能发动机的重要发展方向,其中C/SiC复合材料燃烧室的强度与壁厚设计是发动机设计的关键技术之一。本文以薄壳理论和第四强度理论为基础,以环向拉伸强度为基础数据,推导了C/SiC复合材料燃烧室壁厚计算公式,并对某型号发动机燃烧壁厚进行了计算。未验证计算结果准确性,利用复合材料燃烧室试件的爆破试验对计算结果进行了验证,并对根据计算结果研制的C/SiC复合材料燃烧室进行了热试车考核验证。本文提出的研究计算方法与结果对其他C/SiC复合材料燃烧室的壁厚设计具有指导意义。     

喷射式空气轮机-泵发射系统建模与仿真

为解决空气涡轮机加工难度大、制造成本高的问题,提出了喷射式空气轮机原动机方案。首先,在阐述喷射式空气轮机-泵发射系统的结构与工作原理的基础上,建立了相应的数学模型;然后,对整个喷射式空气轮机-泵发射系统的发射过程进行仿真研究,并对仿真结果进行了分析。仿真结果表明:该原动机方案可满足潜艇鱼雷发射装置发射指标要求,在理论上具有可行性;所建立的模型及仿真程序可为后续喷射式空气轮机-泵发射系统的总体论证与关键部件的设计提供理论支撑。     

超燃冲压发动机燃烧室中双凹腔对引导氢分布的影响

为了研究超燃冲压发动机燃烧室中多个凹腔对气体燃料分布的影响,运用数值仿真的方法模拟了引导氢(氢气作为引导气体引燃煤油)的分布情况.从三个方面对仿真结果进行分析,首先对比了串联凹腔燃烧室和单凹腔燃烧室中的燃料分布,结果表明后凹腔的存在使得双凹腔燃烧室下游的氢气射流中心更偏向主流;其次比较了前后凹腔同一位置的燃料分布情况,结果表明前凹腔中氢气在展向方向分布更广,后凹腔中氢气在横向方向分布更宽;最后对比了并联凹腔燃烧室和单凹腔燃烧室内的燃料分布情况,结果表明并联凹腔对气体燃料的分布影响不大.     

某型号燃气发生器故障的仿真再现

为对某次失败的火箭发射过程进行故障分析,本文对可能的故障情况进行了数值仿真研究.根据飞行过程的故障现象及箭载测量数据分析了可能的故障原因,并根据燃气发生器的特点对该燃烧室内雾化、燃烧过程进行了数学建模和数值仿真.根据可能的故障情况进行了逐一的数值仿真和结果分析,并与有限的箭载数据进行了对比.结果表明:采用该数学模型能够很好地对火箭发射过程中的故障进行再现;该型号的燃气发生器存在一定的设计缺陷,需要进行设计优化;扰流环倾斜是此次飞行最有可能的故障情况.     

煤油超音速燃烧的试验研究

在地面直连式试车台上,研究了煤油碳氢燃料超燃冲压发动机的点火燃烧性能。通过测量模型发动机壁面压力分布,比较了不同工况下的煤油点火燃烧性能。试验结果表明,在当量比为0.27～1.46的大范围内,煤油在超燃冲压模型发动机中能够成功点火,支板和凹腔对煤油在超声速气流中的点火及稳定燃烧有重要作用,少量氢气的喷入对煤油的点火燃烧有良好的促进作用。太厚的支板、过高的当量比、模型发动机第一级燃烧室加入燃料过多会使发动机壅塞,影响隔离段的正常工作,进而影响加热器喷管工作。     

Experimental research on the instability propagation characteristics of liquid kerosene rotating detonation wave

In order to study the instability propagation characteristics of the liquid kerosene rotating detonation wave (RDW), a series of experimental tests were carried out on the rotating detonation combustor (RDC) with air-heater. The fuel and oxidizer are room-temperature liquid kerosene and preheated oxygen-enriched air, respectively. The experimental tests keep the equivalence ratio of 0.81 and the oxygen mass fraction of 35% unchanged, and the total mass flow rate is maintained at about 1000 g/s, changing the total temperature of the oxygen-enriched air from 620 K to 860 K. Three different types of instability were observed in the experiments: temporal and spatial instability, mode transition and re-initiation. The interaction between RDW and supply plenum may be the main reason for the fluctuations of detonation wave velocity and pressure peaks with time. Moreover, the inconsistent mixing of fuel and oxidizer at different circumferential positions is related to RDW oscillate spatially. The phenomenon of single-double-single wave transition is analyzed. During the transition, the initial RDW weakens until disappears, and the compression wave strengthens until it becomes a new RDW and propagates steadily. The increased deflagration between the detonation products and the fresh gas layer caused by excessively high temperature is one of the reasons for the RDC quenching and re-initiation.     

凹槽构型对平板气层减阻影响试验分析

通过平板凹槽喷气减阻模型试验,研究了航速和气流量等因素对平板气层减阻规律的影响,并利用水下摄像系统对不同凹槽构型内的气层形态进行了观测。试验结果表明:不喷气时凹槽的存在会使平板的阻力增加;喷气可以有效减小平板阻力,存在饱和气流量;饱和气流量随着槽深的增加而减小,饱和气流量下平板的绝对减阻率随航速的增加而降低;设置凹槽构型是保持平板下表面气层稳定性的有效措施,合适的凹槽构型可以明显改善平板底部喷气流场,提高平板喷气减阻效果;在Fr为0.119时,饱和气流量下平板的绝对减阻率可以达到40%以上。     

履带车辆动力舱空气流场的CFD模拟与试验研究

以某履带车辆动力舱为研究对象，建立了舱内空气流动与传热计算的物理模型和数学模型，采用标准k-ε方程湍流模型对动力舱内的空气流动进行了描述，采用Fluent软件中的薄面模型对散热器与冷却风扇进行了简化处理，对舱内空气的速度场和温度场进行了三维数值模拟，采用热线风速仪对进、排气窗处的气体流速与温度进行了试验测试，测试值与模拟值的最大相对误差为9．42％，精度能够满足工程需要，表明该计算模型合理可行。     

板翅式机油散热器空气冷却侧阻力性能数值模拟

建立了板翅式机油散热器冷却空气侧波纹翅片通道的稳态湍流数学模型,应用CFD(计算流体力学)方法对车用板翅式机油散热器空气冷却侧阻力性能进行数值分析,计算结果与台架试验数据基本吻合。通过分析得到的阻力系数与平均流速拟合函数,可为散热器的设计和优化提供参考。     

平底气泡船凹槽气层波动特性

为提高大型平底气泡船底部凹槽设计的有效性,基于RANS方程及VOF两相流模型构建了大型平板船凹槽气层数值计算模型。研究气层在凹槽中的动态发展过程,分析速度对气层波动的影响规律,并阐述三维凹槽气层的波形特性及其与二维气层波动的区别,揭示气层波动的相似律。数值结果表明:气层在凹槽中呈现波动形态,气层波长随速度的增加而增大,波长等于速度平方的0.64倍;气层在凹槽侧壁的干扰及反射下呈现相干波系,从而其波高及局部厚度也随之改变;气层波动满足傅汝德相似。     

大型船舶空气尾流场防治新技术的数值模拟

大型船舶空气尾流场对海上飞机安全降落有重要的影响,因此对其进行有效防治技术研究在保障飞机安全、大型船舶海上活动等方面有重要意义。采用计算流体力学方法开展大型船舶空气尾流场特性及其防治技术的数值模拟研究,以带有Spalart-Allmaras湍流模型的Reynolds平均Navier-Stokes方程构建模拟平台开展数值模拟,得到大型船舶空气尾流场规律特性。在此基础上,提出主动补气防治新技术,分别阐述其理论基础、核心方法和技术方案;根据主动补气防治技术思想和理论,进一步开展数值模拟验证研究。结果表明,该技术能显著改善空气尾流场的流场品质,使流场趋于平稳均匀,减小对飞机海上降落的影响。该技术进一步完善了可实现工程应用,并保证飞机海上降落安全,有巨大的应用潜力。     

油—水—砂三相水力旋流器流场数值模拟研究

采用计算流体力学软件FLUENT 6.3对水力旋流器内的流体流场、流动结构和颗粒运动过程进行了数值模拟研究,分析了三维速度分布、压力分布、流体流动结构以及颗粒运动轨迹等内部流场特性.模拟结果表明:内旋流压力较低,外旋流压力较高,其中在轴心空气柱区域压力最低,进口部位与管壁的压力几乎处在同一等值线上;对速度场模拟后发现,...     

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。