固体火箭发动机喷管化学烧蚀的动态数值模拟

为分析固体火箭发动机喷管的化学烧蚀过程，准确预测喷管壁面烧蚀率，在Fluent平台上采用UDF二次开发方法，结合壁面化学反应模型和动网格技术建立了动态烧蚀模型，实现了喷管型面衰退和内流场变化的双向耦合作用.针对推进剂中不同Al质量分数的工况，利用动态烧蚀模型对70-lb BATES发动机喷管的二维非定常流固热耦合过程进行了数值仿真计算,论证了模型的准确性.结果表明：烧蚀率计算值与试验值基本一致；烧蚀率随推进剂中Al质量分数的增加而降低；动态烧蚀模型能更准确地预测喷管壁面烧蚀率；型面衰退改变了喷管流场，在喉部附近产生了更高的压强和温度；采用动态烧蚀模型计算的喷管在喉部壁面附近的H2O和CO2的浓度更高.     

高温气体流过圆管时壁面发散冷却的数值模拟

对超高温燃烧室发散冷却全场进行有效的数值模拟对燃烧室材料结构设计具有重要的意义。该文通过FLUENT 6.1,采用RNG k-ε湍流模型,建立了高温气体流过圆管时多孔介质壁面发散冷却的全场耦合数值计算模型。该模型计算结果与低温氦气、低温空气发散冷却实验结果基本吻合。该文研究了常温氢气对超高温燃烧室内燃气的发散冷却,结果表明,忽略对流传质边界层的影响会导致计算预测的壁面温度偏高,忽略孔隙率局部分布的不均匀性会导致冷却壁面端部出现高温计算结果,这不符合常理。在注入率为1%左右时,冷却壁面温度在400~900 K的范围内,壁面局部热流密度降至200 kW/m2左右,可以满足航天器燃烧室保护壁面的需要。     

燃烧室出口旋流对静叶栅端壁流动型态和传热冷却特性的影响

贫油预混燃烧室出口的强旋流和温度不均匀特征向下游迁移,直接影响了下游涡轮静叶栅端壁的气动性能,进而改变了气膜冷却端壁的传热冷却特性。设计了具有典型速度和温度出口特征的燃烧室,与实验数据对比,验证了设计的燃烧室出口具有典型的旋流和温度分布特征。采用数值求解三维雷诺平均N-S方程和剪切应力传输湍流模型SST k-ω研究了燃烧室出口旋流对静叶栅端壁流动型态和传热冷却特性的影响。对比分析了燃烧室出口旋流核心与静叶栅沿栅距5个相对位置时气膜冷却端壁的流场型态和传热冷却特性。研究表明：当燃烧室出口旋流中心正对静叶片1时,马蹄涡压力面分支横向迁移被削弱造成滞止点向下游移动,端壁传热恶化,第3排气膜冷却射流被带离端壁,绝热气膜有效度降低;旋流中心正对静叶片2时,马蹄涡压力面分支裹挟第2排气膜冷却射流冲击吸力面,二次冷却效果提升的同时端壁面平均气膜有效度提高,最大值为0.148,无量纲面平均热通量减小了0.055 5。该研究揭示了燃烧室出口旋流对下游静叶栅端壁流场型态和传热冷却特性的影响机制,为端壁气膜冷却布局设计提供了一定的参考。     

壁面冷却空气对贫油吹熄特性影响的激光诊断研究

针对燃烧室中冷却壁面的冷却气膜会影响燃烧室内的流场、改变回流区结构,从而影响贫油吹熄特性这一问题,在一带有气膜冷却的旋流燃烧室上开展了不同壁面空气占比下的贫油吹熄极限测量。结果表明：壁面冷却空气占比达到0.2时,不同燃油流量下,以全局空气流量计算,燃烧室吹熄当量比降低的范围在0.09～0.1之间;以主流空气计算,吹熄当量比降低范围在0.01～0.028之间。为了更加深入研究这一规律的原因,开展了平面激光诱导荧光(PLIF)激光诊断测量,可知引入壁面冷却空气后,OH基更集中分布在靠近燃烧室底部的火焰根部。在稳定火焰工况中,与近吹熄火焰相比,在燃烧室底部附近的火焰中央有大量OH基分布,这将有助于火焰的稳定,并拓宽贫油吹熄极限。米氏散射实验结果表明,引入壁面冷却空气后可使燃油液滴更集中分布在燃烧室底部附近,这将导致根部火焰局部当量比提高,易于形成稳定的火焰。结合所得实验结果,在所使用的旋流模型燃烧室内,加入占比为0.2的壁面冷却空气,可以拓宽燃烧室的贫油吹熄极限,有助于火焰的稳定。研究结果有望对带有冷却气膜的燃烧室的燃烧稳定性调控问题提供一定的理论指导。     

焙烧炉新型燃烧器燃烧特性的数值模拟

对一种用于焙烧炉的新型燃烧器的燃烧过程建立了二维旋转轴数值计算模型,采用数值模拟的方法研究了燃气入口速度和喷口与喉部直径比对其燃烧特性的影响.结果表明,燃烧室内最高温度随燃气入口速度增大而升高.当燃气入口速度一定时,随喷口与喉部直径比的增大,火焰形状由梨状变为燕尾状,燃烧室内最高温度先降后升.火焰长度随燃气入口速度的增大而增长,随喷口与喉部直径比的增大而缩短.     

凹槽状动叶顶部非定常气膜冷却性能的研究

采用数值求解三维(RANS)方程的方法,开展了燃气透平级在动静叶干涉下凹槽状动叶顶部定常和非定常气膜冷却性能的研究.定常计算结果表明:吹风比为1.0时的动叶顶部气膜冷却有效度优于吹风比为0.5和1.5的情况.在吹风比为1.5时,气膜冷却气流脱离槽底壁面并导致气膜冷却有效度降低.非定常计算结果表明:在动静干涉下凹槽状动叶顶部内流动和气膜冷却有效度具有高度的非定常特征;上游静叶尾迹和通道涡周期性地与动叶顶部间隙泄漏流相互作用,使得动叶顶部凹槽底部分离线发生变化,冷却气流覆盖槽底壁面的位置和面积也发生相应的改变,进而导致槽底和槽侧面的气膜冷却有效度发生变化;定常计算得到的凹槽底部气膜冷却有效度的预测值大于非定常计算的时均结果.     

主流湍流度对涡轮导叶压力面扩张型气膜孔冷却特性的影响

为了研究主流湍流度对涡轮导叶压力面扩张型气膜孔冷却特性的影响,在高亚声速风洞中进行了实验,通过热电偶测得了气膜孔排下游的气膜冷却效率和换热系数,叶栅进口雷诺数的范围为3.0×105～9.0×105,出口马赫数为0.8。两排单排扩张型气膜孔分别位于压力面25%和70%的相对弧长处,高低湍流度分别为14.7%和1.3%。实验结果表明:对于孔排1,随着吹风比的增大,气膜冷却效率在低湍流度时呈现先增后减的特征,而在高湍流度时单调提升;在相同吹风比时,主流湍流度升高增强了主流和冷气的掺混,加快了冷气的耗散从而降低了气膜冷却效率。对于孔排2,主流湍流度升高在小吹风比时使气膜冷却效率降低,而在大吹风比时抑制了冷气脱离壁面从而提高了气膜冷却效率。吹风比增大显著增强了孔排1下游的换热,而对孔排2影响较小;主流湍流度升高显著提高了孔排1和孔排2下游的换热系数比。整体来看,主流湍流度升高降低了孔排1和孔排2下游的气膜冷却效果。     

考虑进气冷却效应的活塞低周疲劳寿命预测

针对进气过程中活塞顶面温度分布不均匀,会对活塞疲劳寿命计算产生影响的问题,采用燃烧模拟和有限元方法,结合材料试验,进行了活塞低周疲劳寿命预测。首先,通过CFD仿真,获取了考虑进气冷却效应的燃烧室温度分布,有限元仿真计算了活塞温度和应变;然后,进行了573 K下的活塞材料拉伸试验和疲劳试验,获取了活塞材料力学参数并推导出活塞疲劳寿命预测模型;最后,结合活塞应变和疲劳寿命预测模型,对比分析了进气冷却效应对活塞低周疲劳寿命的影响。研究结果表明:考虑进气冷却的燃烧室,燃气温度分布不对称,进排气侧的温差达到了75 K左右;活塞应变较大的位置主要集中在活塞凹坑底部、冷却油腔内部、环岸内部和活塞销孔上半部;考虑进气冷却效应导致活塞最大应变值上升了0.425%,低周疲劳寿命降低了13.8%。     

扇形气膜孔几何参数对气膜冷却效率的影响

气膜冷却技术广泛应用于航空发动机火焰筒、涡轮叶片等热端部件的冷却。与常规圆柱形气膜孔相比,扇形气膜孔冷却效率更高。为更全面的掌握在典型大涵道比商用航空发动机燃烧室火焰筒工作环境下扇形气膜孔气膜冷却效率随几何参数和吹风比的变化规律,采用数值模拟方法研究了扇形气膜孔的流动和换热,分析并讨论了气膜孔板厚度、气膜孔出口宽度、气膜孔入口圆柱段长度、气膜孔倾斜角以及吹风比对扇形气膜孔下游流场和热侧面气膜冷却效率分布的影响。结果表明：在小吹风比条件下,几何参数的变化对冷却效率影响很小;而当吹风比较大时,冷却效率随几何参数的变化规律可能受其他几何参数的交叉影响;几何参数的变化将诱发不同的卵形涡结构,从而对气膜孔下游的冷却效率分布造成较大的影响。     

叶片气膜孔加工缺陷的DR数字成像自动检测方法

气膜孔作为涡轮叶片中重要的冷却结构之一,对提高航空发动机冷却效率、降低燃烧室温度乃至提升发动机服役寿命等具有重要意义.然而,在实际加工过程中受外界因素干扰极易出现气膜孔未打通、打偏及损伤内壁等内部缺陷.传统检测手段采用单一透照角度的X射线胶片照片法对其内部缺陷进行识别,但存在检测效率低、测量误差大、缺陷漏检误判率高等弊端.为此,提出了一种基于X射线数字成像技术的气膜孔缺陷自动检测方法,通过研究DR数字图像与胶片图像的等效性、透照角度对缺陷识别的影响规律及检测工艺优化、基于深度学习神经网络缺陷自识别等关键技术等,实现对叶片气膜孔加工缺陷的高精度检测与智能识别.