发汗冷却过程中多孔壁面内的局部非热平衡分析

本文采用局部非热平衡模型对发汗冷却过程中多孔壁面内的换热和流动进行了数值模拟,分析了影响多孔介质内固体骨架与流体的温度及温差分布的因素,研究了这些因素对发汗冷却过程的影响规律.计算结果表明:增大固体骨架的导热系数、增大冷却剂流速或者加强冷端换热有利于提高发汗冷却效率.     

发汗冷却中流动与换热的数值模拟

本文采用改进的低Re数k-ε模型-低Re数kθ-εθ模型以及局部非热平衡模型,将主流区和多孔壁面区进行耦合,通过数值模拟研究了发汗冷却过程中的流动与换热问题。计算结果表明:多孔壁面中靠近主流区的部分温度梯度很大;随着冷却剂流量的增大,壁面上的最高温度明显下降;就本文所选取的参数而言,在发汗冷却所用的冷却剂的量占总流量的1％左右时,冷却效果非常明显。     

边界条件局部变化对二维发汗冷却的影响

本文通过对发汗冷却的多孔区域进行二维非热平衡数值模拟,研究了多孔介质区域进口处对流换热系数、冷却剂流量局部降低以及多孔介质受热表面热流密度局部增大对青铜、陶瓷两种不同多孔材料的温度场的影响。计算结果表明,冷却剂在进口处与多孔壁面对流换热系数的增大使多孔介质内部趋向于热平衡;热端壁面对流换热系数、冷却剂流量的局部变化对陶瓷多孔壁面在该局部区域的影响要大于青铜多孔壁面,但青铜多孔壁面受影响的区域更大,而冷却剂流量的局部降低对两种材料固体、流体间温差的影响程度基本一致。     

发汗冷却换热过程的实验研究与数值模拟

本文对水平矩形槽道内湍流对流换热与发汗冷却进行了实验研究和数值模拟。实验结果表明:随着冷却气体流量的增加,发汗冷却壁面温度、局部对流换热系数和Nu数都迅速下降;在注入率为1％时,壁温下降了约40％,对流换热系数降低至50％左右。随着注入率的增大,壁面热流先是增加,在F=0.7％-0.8％左右时达到一个最大值,随后下降。St/St0随着注入率的增大而降低; St／St0的实验值与由已有关联式以及数值计算得到的值基本吻合。     

液体火箭推力室面板发汗冷却与燃烧耦合数值模拟

对推力室的喷嘴多孔面板的发汗冷却和燃烧室内的燃料燃烧过程进行了耦合数值计算,建立了一个带燃烧的三维、真实气体、变物性的推力室CFD计算模型。利用UDF编写了CH₄、O₂、CO₂、H₂O气体的实际气体状态方程,并根据NIST物性数据拟合了不同温度和压力下各气体的比热容、扩散系数、黏性系数和导热系数等物性多项式。基于EDC模型建立了甲烷-氧燃烧的多步反应机理。计算了三种厚度的面板和多种燃料进口工况下的推力室内的发汗冷却和燃烧过程,研究了面板厚度、冷却剂进出条件等因素对发汗冷却和燃烧过程的影响规律。     

相变发汗冷却的数值模拟

以火箭发动机燃烧室相变发汗冷却为背景,对水在流过横截面为50mmxl0mm的铜管中充满直径为0．4mm孔隙率为0．31的不锈钢珠多孔介质时沸腾换热现象进行数值模拟。研究了重力角度、无重力条件下多孔介质的导热系数以及内部缺陷对沸腾换热的影响。结果表明,重力角度、多孔介质导热系数及内部缺陷均影响多孔介质中的沸腾换热：重力与...     

层板发汗冷却推力室壁温的数值模拟

运用有限差分方法对一台设计工况下的层板发汗冷却推力室的壁温特性进行了数值模拟。计算结果表明：壁温相同情况下,发汗冷却推力室承受的燃气温度可比膜冷却方式提高约１０００℃;燃气温度相同时,发汗冷却推力室的壁温较非发汗冷却降低约５０％;层板室壁温度梯度集中在燃气侧;ｍ１／２越大,层板室壁内部换热效率越高,层板内壁温度越低,内、外壁温差越大。     

旋成体表面防热的发汗冷却控制及其数值模拟

研究高超声速旋成体表面防热的发汗冷却控制系统,除去得到与平面情形相当的临界发汗通量之外,还得出另一个较小的第二临界发汗通量.当发汗通量介于这两个临界发汗通量之间时,表面虽将出现烧蚀,但烧蚀会自动停止,留有剩余厚度.还进行了数值模拟,给出各种特性曲线;详细讨论了对热层表面烧蚀控制的三种方式:表面温度的控制、表面烧蚀量的控制和表面烧蚀开始时间的控制,给出控制变量选取的准则.     

激波对超音速平板发汗冷却的影响

本文分析了激波影响下,不同激波强度,冷却气体和注入率对发汗冷却效果的影响。马赫数3的超音速主流遇到流道内的楔形激波发生器产生斜激波入射到多孔平板表面。楔块楔角φ分别为0°、4°、8°、12°模拟不同的入射激波强度,冷却介质分别为空气、甲烷与氢气。计算结果表明,激波使多孔区域出口表面静压上升,冷却流体流出受阻而破坏冷却效果,且冷却效率随激波强度增强而下降,随冷却气体分子量增大,冷却效率下降幅度减小;但在激波强度较强时,激波在多孔表面形成逆压梯度,迫使冷却流体流向入射点上游区域而使该区域冷却效果得到恢复。提高冷却剂注入率可以减弱激波对冷却效率的破坏作用,但使壁面温度不均匀性增加。     

基于冲击冷却的RBCC引射火箭局部热防护数值模拟

引射火箭能够为火箭基组合循环(RBCC)发动机提供大推力,但是其喉部面临着极高的热载荷。本文提出使用冲击冷却的方式对引射火箭进行局部热防护,建立了射流冲击冷却的三维数值模型,研究了喉部曲率半径和冲击孔数量对冷却性能的影响,结果表明在设计半径R=(1~2)R_t范围内,R的取值对射流冲击换热无明显影响;靶面平均对流换热系数随冲击孔数量n的增大而减小,分布均匀程度随n先增大后减小,冲击孔数量n=6时换热效率最高。     

矩形弯曲冷却孔绕流的数值研究

本文以平板矩形孔为对象,利用商业软件NUMECA的Fine/Turbo求解器,并采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型,在定常假设的条件下,通过数值模拟得到不同速度比时直方孔和弯曲方孔附近的三维流动结构,探讨冷却孔弯曲对减弱肾形的效果。同时讨论了肾形涡发展演变的拓扑结构。     

空冷透平静叶气膜冷却数值研究

为了深入了解空冷透平气膜冷却机理及三维流动特性,对某型燃气轮机透平静叶进行了详细的数值模拟。计算采用三维N-S方程有限体积解法,湍流模型为标准k-ε模型加改进的壁面函数方法,网格为非结构。计算域扩展到多排气膜冷却孔及与其相连的冷气通道内,求解亦包含所有冷却孔内部流动。根据计算结果重点对前缘气膜冷却复杂三维流动以及整个叶片的气膜冷却特性进行分析。     

非定常尾迹对气膜冷却影响的数值研究

利用数值计算的方法研究了非定常尾迹对动叶气膜冷却效率的影响。在动叶叶片上开有5个气膜孔,重点研究了非定常尾迹对压力面第二个、吸力面第一个气膜孔周围的流场和温度场的影响。发现尾迹会使冷却气流的流向发生很大的改变,甚至发生"分流"、"逆流"的现象,这一点既和尾迹形成的低速区有关,也和气膜孔的位置有关。     

月球表面热辐射计算模型研究

为深入了解月球表面的热环境,根据月表红外发射率随温度变化以及太阳光反射率随入射方向变化的特点,建立了月表的多温段变反射率辐射计算模型.将该模型与月壤非稳态导热微分方程结合,并考虑日、月相对运动关系,形成了月表温度计算方法.在计算程序验证的基础上,分析了月表温度的变化规律与控制因素,比较了月海与月陆两种月表单元的温度差异...