膜冷却推力室传热计算研究 被引量：10

1

作者 张锋 仲伟聪 《火箭推进》 CAS 2009年第4期34-37,48,共5页

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。

关键词 推力室 膜冷却 传热计算

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液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究 被引量：9

2

作者 杨成骁 王长辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期1520-1528,共9页

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... 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/m^2,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。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 复合冷却 再生冷却 膜冷却 超临界 数值模拟

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冷却环带喷注结构对煤油超临界液膜的影响研究 被引量：8

3

作者 陈建华 卢钢 +2 位作者 张贵田 周立新 孙宏明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期336-341,共6页

针对液氧/煤油补燃发动机液膜冷却过程,建立了超临界条件下的液膜冷却模型,分析了冷却环带喷注结构对局部流动和冷却效果的影响.在超临界条件下,煤油和周围燃气为同种流体,用同一组方程来描述其流动与传热过程,对3种典型冷却环喷注结构... 针对液氧/煤油补燃发动机液膜冷却过程,建立了超临界条件下的液膜冷却模型,分析了冷却环带喷注结构对局部流动和冷却效果的影响.在超临界条件下,煤油和周围燃气为同种流体,用同一组方程来描述其流动与传热过程,对3种典型冷却环喷注结构的流动进行了数值模拟.结果表明:冷却环带的出口角度、台阶结构和喷射角对局部流动和传热有显著影响,出口角度小于90°的台阶式结构可减小局部回流从而有利于推力室的热防护. 展开更多

关键词 航空、 航天推进系统 液体火箭发动机 推力室 超临界流体 膜冷却 传热

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液膜内冷与辐射外冷发动机室压上限的研究 被引量：6

4

作者 张其阳 王兵 +1 位作者 张会强 胡博文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期781-785,共5页

为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的... 为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的变化规律。研究发现,在推力和膜冷却流量不变条件下,随着室压的提高,推力室尺寸大幅度减小,热负荷大幅增加,最高气壁温也增加;在选用材料正常工作条件下,存在室压设计上限。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 膜冷却 辐射冷却

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水面蒸发、散热系数计算的改进 被引量：4

5

作者 毛世民 《水资源保护》 CAS 1990年第1期13-17,共5页

一、水面散热系数与蒸发系数的关系工业废热水,特别是火(核)电厂的废热水的冷却方式主要有水面冷却和水滴水膜冷却两大类。水面冷却是通过水气交界面的传热。

关键词 水面蒸发 蒸发系数 工业废热 膜冷却 传质过程 蒸发观测 冷却方式 蒸发散热 蒸发池 强迫对流

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常规推进剂火箭发动机膜冷却长度试验与仿真

6

作者 侯瑞峰 陈建华 +2 位作者 李龙飞 杨建文 张国栋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期2799-2808,共10页

针对液体火箭发动机推力室中膜冷却技术的有效作用范围,基于型号样机采用试验方法获得了液膜和气膜的有效长度数据、再生冷却剂的温升数据、外壁面测点温度,采用仿真方法获得了液膜的升温/蒸发长度、气膜冷却效率的分布、温升结果和外... 针对液体火箭发动机推力室中膜冷却技术的有效作用范围,基于型号样机采用试验方法获得了液膜和气膜的有效长度数据、再生冷却剂的温升数据、外壁面测点温度,采用仿真方法获得了液膜的升温/蒸发长度、气膜冷却效率的分布、温升结果和外壁温结果。试验获得的再生冷却剂温升差值为90.1 K,测点外壁温约340 K。仿真计算的温升差值为89.7 K,测点外壁温约330 K。试验获得的液膜有效长度为74.67 mm,气膜有效长度为124.2 mm。仿真得到的液膜有效长度为75.0 mm,其中升温长度为66.0 mm,蒸发长度为9.0 mm。校验后得到气膜有效的冷却效率判断标准为≮0.687。通过比对试验结果和仿真结果,验证了仿真程序的适用性和准确性,得到了判断气膜是否有效的冷却效率临界值,可为推力室热防护设计提供参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 膜冷却 冷却长度 冷却效率

原文传递

液氧/甲烷发动机再生冷却和膜冷却传热数值研究 被引量：2

7

作者 苏展 高玉闪 +2 位作者 张晓光 邢理想 张航 《载人航天》 CSCD 北大核心 2022年第4期455-461,共7页

针对可重复使用液氧甲烷发动机冷却套温升和压降模型计算效率不高且计算结果不准确的问题,运用巴兹半经验公式,建立了一种计算再生冷却和膜冷却相结合的推力室温度场的仿真模型,并与相关试车数据对比,验证了该模型温升和压降计算结果的... 针对可重复使用液氧甲烷发动机冷却套温升和压降模型计算效率不高且计算结果不准确的问题,运用巴兹半经验公式,建立了一种计算再生冷却和膜冷却相结合的推力室温度场的仿真模型,并与相关试车数据对比,验证了该模型温升和压降计算结果的准确性。通过模型仿真,研究了影响推力室冷却套换热的因素,结果表明:冷却剂流量越大、推力室室压越低和推力室壁厚越薄,冷却套换热效果越好。 展开更多

关键词 再生冷却 膜冷却 温度场 传热

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离散孔射流特性研究

8

作者 刘宗瑜 彭铁成 《天津理工学院学报》 1999年第1期71-73,共3页

本文给出在不同的加热条件下，确定壁面温度场并得到孔内，孔壁和孔口附近裸表面的的传热传质系数和膜冷却系数的方法，对膜冷却孔周围及流体的数学模型的建立有很大的帮助。

关键词 喷射 离散孔 膜冷却 射流 传热传质系数

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液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

9

作者 杜炜强 《火箭推进》 CAS 1999年第2期1-13,共13页

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这... 为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。 展开更多

关键词 火箭发动机 液氧/煤油 膜冷却 数值仿真

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利用横向槽改善气膜冷却效率的数值研究 被引量：14

10

作者 蒋永健 何立明 +1 位作者 于锦禄 段斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期286-289,305,共5页

为了获得横向槽对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法分别研究了横向槽出口有无斜坡两种冷却结构形式在不同吹风比条件下的流动过程和冷却效率分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行了对比,以揭示横向槽对改善气膜冷却效率的... 为了获得横向槽对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法分别研究了横向槽出口有无斜坡两种冷却结构形式在不同吹风比条件下的流动过程和冷却效率分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行了对比,以揭示横向槽对改善气膜冷却效率的机理。研究表明:在横向槽的作用下,射流向主流的垂直扩散受到抑制,二次流在流出横向槽后能更好的贴覆绝热壁面,提高了气膜冷却效率,并且横向槽出口有斜坡的气膜冷却结构在气膜孔中心线上的冷却效率最好。 展开更多

关键词 簿膜冷却 横向槽^+ 流动传热 数值计算

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液氧煤油发动机高压推力室冷却技术 被引量：10

11

作者 陈建华 张贵田 +1 位作者 夏开红 吴海波 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期242-245,259,共5页

针对液氧煤油发动机高室压推力室冷却技术,讨论了多条内冷却环带、人为粗糙度、内壁铣槽结构和隔热镀层等主要技术措施。对带人为粗糙度的平直通道内流动进行了二维和三维时均流数值模拟,分析了人为粗糙度局部强化换热机理。对多条液气... 针对液氧煤油发动机高室压推力室冷却技术,讨论了多条内冷却环带、人为粗糙度、内壁铣槽结构和隔热镀层等主要技术措施。对带人为粗糙度的平直通道内流动进行了二维和三维时均流数值模拟,分析了人为粗糙度局部强化换热机理。对多条液气膜冷却环带进行了数值模拟,分析了内冷却流量对冷却的影响。研究结果表明,合理设置人为粗糙度和采用冷却环带技术可有效降低推力室局部气壁温,以煤油为冷却剂的高压推力室冷却方案应以再生冷却结合多条液气膜冷却技术为主,综合采取人为粗糙度、高导热材料、隔热镀层等技术措施。 展开更多

关键词 液氧煤油发动机 推力室 液膜冷却 强化换热 再生冷却 人为粗糙度

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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量：9

12

作者 周红玲 杨成虎 刘犇 《载人航天》 CSCD 2012年第4期8-13,共6页

液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气... 液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气流对液膜的携带。对液膜冷却过程的研究工作进行了综述,讨论了液膜冷却的异常升温现象和发生机理。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 传热 传质

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倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模 被引量：8

13

作者 唐亮 李平 +2 位作者 周立新 任孝文 张波涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期327-334,共8页

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用。为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究。通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套... 倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用。为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究。通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法。模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型能够较为准确地反映出壁面上液膜的基本外形。理论模型计算表明:液膜铺展面积随着射流速度和射流直径的增大而增大;当射流与壁面的夹角增大时,液膜流量分布的改变会导致液膜长度减小,宽度增大;模型计算结果能够反映出液膜边界随接触角增大而变小这一定性规律。 展开更多

关键词 倾斜射流撞壁 液膜 理论模型 接触角 液膜冷却

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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量：8

14

作者 唐亮 李平 周立新 《火箭推进》 CAS 2020年第1期1-12,共12页

液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液... 液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 液膜夹带 传热

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液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟 被引量：8

15

作者 王慧洁 许坤梅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2660-2668,共9页

为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流... 为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。 展开更多

关键词 液膜冷却模型 传热 传质 燃烧室 液体火箭发动机

原文传递

倾斜射流撞壁实验研究及液膜几何参数建模 被引量：7

16

作者 唐亮 胡锦华 +3 位作者 刘计武 李平 周立新 杨宝娥 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期158-167,共10页

倾斜射流撞壁在液体火箭发动机液膜冷却、射流撞壁雾化等领域具有广泛的应用。为了研究倾斜射流撞击壁面后形成的液膜的关键特征,开展单股圆柱射流撞击壁面的实验研究。从实验中研究各射流参数对液膜外形的影响规律,继而开展理论建模,... 倾斜射流撞壁在液体火箭发动机液膜冷却、射流撞壁雾化等领域具有广泛的应用。为了研究倾斜射流撞击壁面后形成的液膜的关键特征,开展单股圆柱射流撞击壁面的实验研究。从实验中研究各射流参数对液膜外形的影响规律,继而开展理论建模,获取液膜外形的关键几何参数表达式。实验研究发现随着射流倾角增大,液膜长度减小而宽度增大,随着射流孔径和射流速度增大液膜长度和宽度均增大这一定性规律。理论分析得到了液膜最大宽度位置与液膜对称面的夹角近似等于射流倾角α,液膜的长宽比近似等于1+cotα。通过进一步分析得到液膜宽度、最大宽度距撞击点的距离、液膜长度这几个液膜关键参数的表达式。建立的液膜几何参数表达式预测结果与实验结果的误差均在20%以内。 展开更多

关键词 倾斜射流 液膜 射流撞壁 液体火箭发动机 液膜冷却

原文传递

热态壁面条件下的液膜冷却实验与仿真 被引量：1

17

作者 张国栋 罗宇翔 +1 位作者 李龙飞 唐桂华 《西安交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期108-118,共11页

为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表... 为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表明,随着入射角的增大,铺展长度减小,铺展宽度、扩张角增加;而在射流角一定时,随着液膜流量的增加,液膜铺展的长度、宽度和扩张角都有所增加。特别地,当射流角为25°、射流流量从300 mL·min^(-1)增加至400 mL·min^(-1)时,液膜长度最大增加量为20.94 mm,且增加射流流量能够有效降低壁面温度,当入射角为35°、液膜流量为300 mL·min^(-1)时,冷却前后壁面温度最大可降低141.81℃;液膜在壁面撞击点处有厚度峰值,且液膜流量越大峰值越高,当入射角为25°、流量为400 mL·min^(-1)时,最大峰值达679.32μm。采用流体体积法(VOF)构建了液膜冷却仿真模型,计算液膜的蒸发吸热、流动铺展过程,研究结果表明,射流流量为300 mL·min^(-1)时,液膜厚度模拟结果与实验结果最大偏差为7.9%,误差控制在工程应用允许的10%范围内,从而验证了VOF方法对射流撞壁形成液膜模拟的可行性。该研究可为液体火箭发动机液膜冷却技术提供一定的参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 热态壁面条件 流体体积法

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双组元姿控发动机液膜冷却对性能的影响分析 被引量：6

18

作者 李平 王衍方 《火箭推进》 CAS 1995年第5期1-8,共8页

本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分... 本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。 展开更多

关键词 液膜冷却 辐射冷却 性能计算 姿控发动机

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气氧/酒精火炬式点火器试验 被引量：6

19

作者 刘巍 杨涛 +2 位作者 胡建新 李理 于宁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期269-272,共4页

为研究火炬式点火器旋转液膜冷却的冷却机理，设计了气氧／酒精火炬式点火器，并在冲压发动机试车台上进行了试验，试验中设置的最长工作时间20S，总流量变化范围8～40g／s，获得了压力、燃烧室下游壁面附近温度等试验数据，并通过与相... 为研究火炬式点火器旋转液膜冷却的冷却机理，设计了气氧／酒精火炬式点火器，并在冲压发动机试车台上进行了试验，试验中设置的最长工作时间20S，总流量变化范围8～40g／s，获得了压力、燃烧室下游壁面附近温度等试验数据，并通过与相似结构以液氢为燃料的试验结果进行对比，得到了如下定性结论：在一定余氧系数下，液体燃料沿壁面旋转进入火炬点火器燃烧室时，若液体燃料沸点较低（如液氢），则燃烧室下游燃烧产物为气态；若液体燃料沸点较高（如酒精），则燃烧室下游燃烧产物核心部分为气态，周围为液态。 展开更多

关键词 火炬式点火器 设计 试验 液膜冷却

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冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响 被引量：2

20

作者 侯瑞峰 李龙飞 +2 位作者 陈建华 卢钢 曹晨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期206-216,共11页

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介... 为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 液膜冷却环带 喷注结构 入射角度

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