推进技术圆转方内喷管换热特性李军伟，刘宇北京航空航天大学宇航学院，北京183建立不同的控制方程进行流动和传热的耦合计算。得到了内喷管和冷却液的流场和温度场。计算结果明转方之后的扩张段。如果型面不连续，间断点之后出现压缩波。波后壁面的温度和热流密度出现峰值，成为另个危险截面；而且不连续壁面的温度高于光滑壁面的温度。使扩张段圆周方向壁面温度分布不均匀造成热应力的不均句；冷却肋和高导热系数的锆铜加强了冷却通道的换热，使冷却肋附近的气壁温度低于冷却通道底部气壁的温度。 1引言直排塞式喷管采用圆转方型内喷管，可减小内喷管单元出口之间的间隙，减小性能损失。目前对圆转方内喷管的研究也只限于性能和流场。1分析了圆转方内喷管的优缺点2采用冷流实验和数值模拟的方法比较了圆转方内喷管与轴对称内喷管的性能，但没有涉及圆转方内喷管的换热特性。315采用数位投拟的方法对塞式喷管进厅传热和流动的偶合计览但也没研究圆转方内喷管的冷却换热。本文针对圆转方内喷管独特的结基金项目国家六基金项目86324，10；构特点，采用数值模拟的方法研允其冷却换热的特点。 2物理模型圆转方内喷管的几何形状1=内喷管在扩张段距离喉部49.308之前为轴对称结构，在这1立置之后变成了矩形结构转方之后的截而是个封闭的矩形，个直角由段分之圆弧代替，圆弧半径根据截面的位置而变化。在转方的过程中，2方向上的型面突然从83，氏型面变成了直线，而向上的型面仍然是旧，氏型面在出1截高等学校博士学科点专项科研基金2000000619，面，矩形的长度为6.2宽度为93.8，圆角半径为20，圆转方内喷矜的冷却通道由衬冷却肋和外套组成。衬层与高温燃气接触，为了增强换热般比较薄，选用高导热系数的材料；冷却肋连接衬层和外莫方面加强衬层的强度，另方面增加冷却液的换热面枳。加强换热外套比较厚。选强度很高的材料，强发动机结构的刚性。由于外套材料的导热系数较低传递给冷却液的热量不多，计算时没有考虑冷却外套。在计算中，假定燃气传递给冷却液的热量全部被冷却液带走，冷却液和冷却肋的外侧壁面为绝热壁冷却通道中冷却肋的宽度不变，都是1.3而且冷却通道的数量沿着轴线方向不变，都是68条。这样在不同的截面位置，截面周长变化冷却肋总宽度巧变。所以冷却通道面周长*大，冷却通道也*宽。 在计算中。假定，氧混合燃气的成分在内喷管总温=3393总压，=3.67如为了+考虑液氢气化所产生的相变过程，假定冷却液为己经气化了量流量为0.43188.气壁材料取高导热性的锆铜，衬层的厚度为0.8冷却通道的高度为1.，1.在计算过程中，低温氢气和锆铜的热物性参数随着温度而变化，粘度比热容和导热系数取自文献4习，把离散点数据拟合成温度的多项式，方便使用。 3数值方法数值模拟使用了咖拙6.0.12软件，采用维隐因为维计算所需要的时间较长，而且推力室的危险截面在喉部附近，所以只对内喷管进行数值模拟，没有对燃烧室的再生冷却进行数值模拟。冷却液入，在内喷管的入口流出。假设冷却通道的两端壁面没有轴向的传热。为绝热壁面。根据转方内喷矜的平面对称性。取其分之进行研宄。同时计算高温燃气的流动和冷却液的流动。在计算的初始阶段，燃气和冷却液非耦合计算，气壁为绝热壁面；当流场和温度场建立起来后，考虑高温燃气向冷却液的换热，气壁为耦合壁面，燃气和冷却液的温度场耦合计算。 在本文的计算中，没有考虑高温燃气对喷管壁面的辐射换热，因为在计算中假定燃气是均匀混合气体，没有考虑其中不同成份的含量和影响，而且热辐射主要集中在喷管的收敛段，在喉部之后随着燃气温度的下降，辐射换热的热流密度己经很小。 玉2边界条件1入条作燃气的来流根据1维绝热等熵流动，燃烧室出1的值；冷却液的入口给定入门流量和入口温度。 对称条件法向速度和温度梯度为零，没有热流穿过。 3.3计算网格因为内喷管的半径与冷却通道的宽度相差个数姑级。这样冷却通道和冷却肋就+能布聊很密的网格，否则内喷管中的网格就非常的密集大大增加计算量。因为冷却通道中冷却液与冷却通道壁面的换和衬层中的换热方式为热传导，因此，对冷却通道进行适当的加密，而衬层和冷却肋中的网格就可以布置得比较稀疏。使用，3，2.0网格生成器生成网格，冷却1边道和冷却通道的室壁1采用1结构化六面体网格，在内喷管流场中采用非结构化楞柱形网格。圆转方内喷管的网格总计有58万9千个。 4结果比较4.1算例考核对文献6，8中的实验发动机单几进行了数位模拟。该实验发动机的喉部直径为50.6，气壁材料为够1合金，气壁厚度为7冷却剂为水，燃烧韦玉强为10.2，推进剂是液，液氧，=根据燃烧室参数采⑴热力计算嚅到燃烧室的温度，比热比和燃气平均相对分子质量。 时间，把内喷管按照冷却通道的条数进行均分，然后取其中的半迸亍研宄，3以文献6中采用软件得到的结果和本文算结果的比较，1软件求解维轴对称火；资发动机燃烧室的流场，不但同时考虑了复杂的物理现象，如液滴气化液滴转变成相的湍流反应和混合，而且也考虑了气中1的湍流燃烧从文献0，匪憬岵赊其它实验结果的比较来看，两者吻合的很好，因此可以认为米用10，募颇瘫汜作为基推来衡量木文计算方法是合适的。 维数侦计兑结果与，1；结比较致，反映唢饩中的热流密投分布规律。由于本文没有考虑辐射换热，而且在内喷管入口没有考虑气壁附面层的影响，直接给出了总温和总压，所以在喉部之前两种结果相差较大。但在扩张段，由于辐射换热的影响很小，所以两者吻合的很好。 4.2冷却通道压强分布强，0此衬层两侧所承受的压力差，27圆转方内喷管的开平面，及忍平面。中文=，1截面为喉部截面，0为喷管的收缩段，10为喷管办05从中可以看出冷却通道中的压强变化趋势在冷却通道的入口，冷却液的流速较低因为泵出口到冷却通道入口无损失，压强就很高；在喉部，冷却通道的截面积*小，对于相同的冷却液流量，此时冷却液的流速*大，冷却液的静压*小；由于冷却液在冷却通道中存在压强的沿程损失和局部损失，所以在冷却通道的出口，冷却液压强没有恢复到入口时的值，而是低于口压强值。 在内喷管中，由于喉部之后的截面积，大，扩张段！刖度。扩张段咐面在上发次然转折，在转折部位之形成了压缩壁面的压强也突然升高。 而在义7方向上气壁强则平缓地下降流场中出现了道压缩波，这也可以从中壁面上压强从压力差的分布上看出，衬层两侧作用的压力强，瓦愚狱筐蔸笕蓄类，孤塍包塍愧翻蚺扁内嗜，似鼷工作状态下，再生冷却通道的外壁只承受由冷却液压力所引起的应力，而内壁承受的是冷却液与燃气间的压力差所引起的压缩应力。因此，内喷管出口处内壁所承受的报缩应力*大，4.3气壁温度分布布。在扩张段，压缩波使燃气的压强迅速升高，在温度分布6上，转折壁面及的温度突然增加，与喉部的温度相当，成为危险截面；光滑壁面及的温度在扩张段直降低，比及壁面*大低了200在安全工作范围内。在内喷管出口，由于冷却液的温度很低，而且这里的热流密度也*低，所以气壁的温，逐渐降低，在热流密度61上，可以发现1喉部热流密度*大，这是由于喉部的截面积*小，造成了热壅塞所致；2忍壁面上的转折处出现了热流密度峰值，由于转折位置之后的流场中出现了压缩波，降低燃气流速，捉高了气流温没。所以壁面上热流密度戈然，大，出现个峰值；3山于转折位置之后通过及壁面的热流密度高于妯过饮壁面的热流密度。这样冷却液流经型面时吸收的热量要多于流经忍型面时吸收的热量，22型面上冷却液的温度要高于及型面上的温度，对于相同的喉部壁面温度，尤2型面上冷却液的热容要低于7型面上冷却液的热落所以在喉部，流过1型面的热流密度要略低于流过义7型面的热流密度；4因为热流密度关。对流换热系数是气流速度温度流体物性以及几何形状的函数。由于喉部的流速高于压缩波后的流速，而且喉部的截面积*小，对于相同的气壁温度，喉部的对流换热系数要厂转折处的对流换热系数。 所以在气壁温度相1的怙况厂。喉部的热流密度比转折处的热流密度高。 从气壁的温度分布7，看出，气壁上温度较高的部位在内喷管口扩张段甩他转折处和内喷管喉部。还可以看出，在扩张段型面转折的小块平面上的温度非常高，甚至与喉部的温度相当；在这块平面的下游和侧面处，温度就逐渐下降。在中，还可以看到很多波浪式的等温度线，这是因为冷却肋力口强了冷却液的换热，在相同的截面上，紧贴冷却肋的气欺温度低厂紧贴冷却通道底部的气壁温度。 在内喷管的入口，气壁温度也很高。因为冷却液在冷却通道中从喉部流向内喷管入口时，收敛段型面曲率的改变导致冷却液的流动方向突然改变，造成内喷管入口处冷却液在冷却通道底部的流速降低，降低了换热效果。而且由于内喷管入口燃气参数是根据维等熵流动计算得到的，内喷管入口截面上的所有参数都相同，没有考虑入口截面附面层，所以气壁温度在内喷管入口处的计算值比实际值高。 在扩张段矩形截面的圆角处，这里的温度很低而且热流密度也*小因为圆角处的气壁附近。气流对流换热；而且对于相同的截面位置，圆弧段离内喷管出口的长度*远冷却液流速*大，增强了冷却液在气壁的热流密度7，上，可以看出在转疗截面的。游，热流密度线互相平，从喉部以上游和下游扩散，热流密度逐渐减小，形成了系列互相平行的同心圆环。在转方位置的下游，由于圆弧段以等热流密度线就向上游突起，压扁平面上形成了较的热流密度峰。 4.4冷却通道温度分布从内向外逐渐地升高，在冷却肋顶部温度几乎不变，冷却肋附近衬层内部等温线向内凸出，而冷却通道底部衬内部的等温线外凸出，说明冷却肋加强冷却通道冷却液的换热。 场。从中同样可以看出，衬层中出现了波动的等温线，而且在相同的半径上，冷却肋附近的衬层温度低于冷却通道附近的衬层温度衬层中等温线波动的幅度比内喷管入口截面的幅度减小了，这就降低了衬层内部的温度差，有利于减小衬层内部的热应力。这是因为在喉部冷却通道*窄，冷却肋加强的换热效果*明显。 从以上叫个+同位置碰面处的邶分布看出，却肋附近的衬层温度要低于冷却通道底部的衬层温度，而且衬层离冷却肋越远，衬层温度越高。 论流场和洱生冷却的换热特性均+同尸轴对称内喷管；12对于甩面不连续的扩张段，转折点之后出现⑴采用本文的方法很好地投拟出了再冷却脚下转第315页6非定常尾迹通过两个方面影响气膜的冷却效率是非定常尾迹通过对壁面气膜层的干扰来影响气膜的冷却效率；是非定常尾迹通过改变主流速度场的结构，造成局部吹风比发生变化，进而对气膜的冷却效率产生影响。在本文所做的实验工况下，两者作用的效果在大部分情况下是相反的，何种作用占主导地位主要取决于吹风比和非定常尾迹强度等因素。 I1航空航天工业部高效节能发动机文集编委会。高效节能发动机文俱第分玢涡轮设计和试验1.北；航空工业出版社，19912026. 2葛绍岩，刘登瀛，徐靖中，等。气膜冷却。北京科学出I7俞镔，庄平，蒋洪德，等。正1跨音速透平平面叶栅风洞调试实验以。中国工程热物理学会热机气动热力学学术会议论文集。北京中国工程热物理学会，1995，V27V40. 编辑梅瑛上接第302页了压缩波血温投和热流密设迅速升成为1；个危险截面；因此在设计圆转方内喷管时，*好使扩张段型面光滑过渡；扩张段的维型面使扩张段的温度分布不均匀，使扩张段型面的热应力不均匀，造成型面的扭曲；在冷却通道中，冷却肋加强了固体壁面与冷却液的换热使得气壁上和衬层中的等温线出现了波动，靠近冷却肋的气壁温度要低于冷却通道底部的气壁温度；由于内喷管入口没有考虑气壁附面层的影响，内喷管入口计算的温度偏高，需要改进入口条件；由于没有考虑辐射换热在内喷管收敛段计箅的总热流要比实际热流小。，耍进步研究辐射换热的影响。 刘国球。液体火箭发动机原理。北京宇航出版社，1993. 王丰。液体和气体的热物理性质厘。北京国防工业出版社，1980. 编辑梅瑛