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高超声速喷管气侧传热系数的计算

高超声速喷管气侧传热系数的计算

作者：陈晓萌沈阳航空航天大学

学位级别：硕士

高超声速风洞是高超声速飞行器进行地面吹风试验的重要设备。试验过程中,高超声速喷管的壁面受高温气流的对流和辐射传热影响,具有很高的热流密度。喷管结构在严重的热负荷条件下工作,特别是喉道段具有极严苛的温度、压力、气流冲刷和... 详细信息

高超声速风洞是高超声速飞行器进行地面吹风试验的重要设备。试验过程中,高超声速喷管的壁面受高温气流的对流和辐射传热影响,具有很高的热流密度。喷管结构在严重的热负荷条件下工作,特别是喉道段具有极严苛的温度、压力、气流冲刷和腐蚀性气氛。因此必须采用适当的冷却措施以保证喷管喉道段的生存性。在冷却系统的设计、优化和可靠性评估中,喷管的气侧传热系数是喷管传热分析和冷却设计的关键参数。本文分别采用边界层近似积分方法和CFD数值方法计算高超声速喷管的传热系数。(1)边界层近似积分方法计算以Sibulkin的方法为基础,建立了不可压缩湍流边界层积分方法与喷管气侧-喷管壁-冷却水侧的传热过程方程联立的数学模型,从而进行喷管气侧传热系数耦合计算。(2)使用自适应辛普森数值积分方法求解边界层积分形式的动量和能量方程,用Python语言和VScode(Visual Studio Code)编辑器编写计算程序,求解得到了二维轴对称喷管可压缩湍流边界层传热系数的近似数值解。(3)壁温恒定时,进口总压对喷管气侧传热系数有明显的影响,传热系数随着进口总压的增大而增大;绝热壁温的变化对传热系数的影响很小,壁温与气流入口总温相差越大,传热系数越大。(4)通过对边界层近似积分方法的气侧传热系数耦合计算与数值计算的结果比较,发现:在对流换热边界条件下,两种计算方法在喉道处结果十分相近,相对误差在1%左右,在喷管喉道后1～6 m处计算结果相差比较大,误差的原因与冷却水换热系数计算方法和边界层计算精度的控制方法等因素有关;恒温壁时,两种方法计算的结果相差较小,编写的程序可以计算准确的传热系数。本文以实际的工程项目为背景,研究高超声速喷管换热系数的计算方法,对高超声速风洞喷管的传热分析与冷却设计计算有一定的参考意义。

关键词：高超声速喷管传热换热系数数值积分数值计算

高超声速喷管三维热化学非平衡流场的数值模拟

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空气动力学学报 2008年第1期26卷 106-110页

作者：李海燕朱国林董维中中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴... 详细信息

利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴对称线上的分布,也给出了喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果,获得了喷管流场的详细信息,并与已经存在的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好。计算结果表明:目前的代码是可以模拟多块结构网格下的热化学非平衡流动的。

关键词：数值模拟热化学非平衡流高超声速喷管多块流动三维Navier-Stokes方程

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高超声速喷管非平衡黏性流动的数值研究

航空学报 2006年第2期27卷 204-207页

作者：李海燕董维中朱国林中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H0=10·3MJ/kg),分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、振动... 详细信息

分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H0=10·3MJ/kg),分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、振动温度、马赫数和组分质量数在轴对称线上的分布与喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果。计算结果表明:化学反应速度加快,会导致喷管出口温度增加,振动能的冻结会导致喷管出口温度降低。

关键词：高超声速喷管黏性流动数值模拟轴对称Navier-Stokes方程组热化学非平衡效应

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高超声速喷管中气体凝结的数值研究

高超声速喷管中气体凝结的数值研究

高超声速专题研讨会暨第五届全国高超声速科学技术会议

作者：范煜林龙沅罗喜胜中国科学技术大学近代力学系

高超声速喷管是高超声速飞行器和高超声速燃烧加热风洞的重要组成部分,它具有大扩张比的特点,有利于获得高马赫数的气体。以煤油为主要燃料的高超声速飞行器和高超声速风洞中,燃烧产生的高温高压混合气体在其喷管中迅速膨胀达到超声速... 详细信息

高超声速喷管是高超声速飞行器和高超声速燃烧加热风洞的重要组成部分,它具有大扩张比的特点,有利于获得高马赫数的气体。以煤油为主要燃料的高超声速飞行器和高超声速风洞中,燃烧产生的高温高压混合气体在其喷管中迅速膨胀达到超声速。当飞行器突然加速、风洞燃料富余时,高温高压混合气体中会存在未完全燃烧的煤油气体和燃烧产生的水蒸气等污染气体。当气体通过大扩张比的喷管时会剧烈膨胀,由于温度快速降低,导致煤油气体和水蒸汽的急剧凝结。凝结会改变原有气体的组分,并伴随大量潜热的释放,这会改变喷管的出口马赫数和流场的参数,影响飞行器的马赫数和风洞的运行参数。因此,对高超声速喷管中气体凝结机理和影响的研究具有重大的科学意义和工程价值。关于喷管中水蒸气的凝结问题,前人已经做过许多研究,得到一些有价值的结论和规律。目前国内外对超声速喷管中煤油气体凝结的研究儿乎空白,本文初步探究了高超声速喷管中煤油气体凝结、凝结对流场参数的影响以及流场初始参数对凝结影响等规律。数值模拟结果表明,煤油气体通过膨胀在某一特定区域里成核,接着液滴在成核区域后增长;煤油气体的高密度使喷管气体较难膨胀,凝结潜热的释放进一步影响喷管中流场,使流场参数无法达到设计工况;初始煤油气体的体积分数增加使喷管内凝结强度先增大后减小。煤油气体凝结与水蒸气相比具有不同的特征且相互影响:水蒸气凝结释放潜热较大,对流场的马赫数、静温、静压等参数和流场均匀性影响较大;煤油气体的凝结潜热释放较小,但热量的释放能抑制水蒸气的凝结。煤油气体密度远大于空气和水蒸气,使气体较难膨胀,进一步能抑制水的凝结。因此,综合考虑煤油气体和水蒸气凝结对流场影响和两种凝结相互作用也是本文的一大工作。

关键词：高超声速喷管煤油水蒸气凝结数值模拟

来源： cnki会议评论

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高超声速喷管非平衡粘性流动的数值研究

高超声速喷管非平衡粘性流动的数值研究

首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会

作者：李海燕董维中朱国林中国空气动力研究与发展中心

本文分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H=10.3MJ/kg),分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、振... 详细信息

本文分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H=10.3MJ/kg),分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、振动温度、马赫数和组分质量数在轴对称线上的分布与喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果。

关键词：高超声速喷管非平衡粘性流动数值模拟

来源： cnki会议评论

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高超声速喷管中煤油气体凝结的数值研究

高超声速喷管中煤油气体凝结的数值研究

第十五届全国激波与激波管学术会议

作者：范煜熊文韬林龙沅罗喜胜中国科学技术大学近代力学系

为探究高超声速喷管中煤油气体凝结、凝结对流场参数的影响以及流场初始参数对凝结影响等规律,使用替代燃料模型消除煤油复杂的热物理性质,基于同质核化和非平衡相变的有限体积法程序ASCE2D发展了用于模拟高超声速喷管中煤油气体凝结的... 详细信息

为探究高超声速喷管中煤油气体凝结、凝结对流场参数的影响以及流场初始参数对凝结影响等规律,使用替代燃料模型消除煤油复杂的热物理性质,基于同质核化和非平衡相变的有限体积法程序ASCE2D发展了用于模拟高超声速喷管中煤油气体凝结的数值程序。数值模拟结果表明,煤油气体通过膨胀在某一特定区域里成核,接着液滴在成核区域后增长:煤油气体的高密度使喷管气体较难膨胀,凝结潜热的释放进一步影响喷管中流场,使流场参数无法达到设计工况:初始煤油气体的体积分数增加使喷管内凝结强度先增大后减小。

关键词：高超声速喷管煤油凝结替代燃料数值模拟

来源： cnki会议评论

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高焓激波风洞自由流参数测量的数值重建

空气动力学学报 2009年第3期27卷 358-362页

作者：曾明林贞彬郭大华柳军瞿章华国防科学技术大学航天与材料工程学院湖南长沙410073 中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室北京100080

高焓风洞中参数测量本身受到高温非平衡效应影响,单纯依靠实验测量不足以确定详细的风洞自由流参数。本文以JF-10高焓激波风洞为背景,通过喷管-试验段-测量仪模型非平衡流场的连贯计算,开展自由流参数测量的数值重建。在比较分析测量仪... 详细信息

高焓风洞中参数测量本身受到高温非平衡效应影响,单纯依靠实验测量不足以确定详细的风洞自由流参数。本文以JF-10高焓激波风洞为背景,通过喷管-试验段-测量仪模型非平衡流场的连贯计算,开展自由流参数测量的数值重建。在比较分析测量仪模型绕流场的计算结果和实验测量值的基础上,结合喷管流场的数值模拟结果,共同确定高焓风洞的详细自由流参数。

关键词：高焓激波风洞高超声速喷管数值重建非平衡流