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单相发汗冷却对脉冲爆震燃烧传播的影响
1
作者 张晋 姜俞光 +1 位作者 康嘉宁 范玮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期170-181,共12页
作为一种先进推进系统,脉冲爆震发动机热端部件的热载荷随着工作频率和飞行马赫数的提高而大幅增加。发汗冷却具有很高的冷却效率和更低的冷却剂消耗,使其成为脉冲爆震发动机燃烧室壁面冷却的理想方案。开展发汗冷却与爆震燃烧耦合研究... 作为一种先进推进系统,脉冲爆震发动机热端部件的热载荷随着工作频率和飞行马赫数的提高而大幅增加。发汗冷却具有很高的冷却效率和更低的冷却剂消耗,使其成为脉冲爆震发动机燃烧室壁面冷却的理想方案。开展发汗冷却与爆震燃烧耦合研究,是爆震发动机发汗冷却设计的理论基础。为了探索发汗冷却的固体和流体结构对爆震燃烧的影响规律,本文采用实验方法,研究了不同多孔介质结构和单相发汗冷却对充分发展爆震燃烧传播过程的影响。结果表明,爆震波在多孔介质壁面上传播时发生减速,但不会引起爆震波解耦。单相发汗冷却引发爆震燃烧失效的主要原因是冷却剂的稀释作用使得局部当量比低于燃料的可爆极限。当冷却剂注入率超过12.5%时,爆震燃烧解耦。 展开更多
关键词 脉冲爆震 发汗冷却 多孔介质 爆震传播 火焰传播速度
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双层多孔板结构相变发汗冷却的数值模拟研究
2
作者 刘韬略 吕玉妹 +2 位作者 栾芸 贺菲 王建华 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期121-129,共9页
为了提高相变发汗冷却的冷却性能,提出不同孔隙率组合的双层多孔板结构设计代替传统的单层多孔板结构.以液态水作为冷却剂,使用修正后的局部热非平衡两相混合流模型,数值研究了不同孔隙率组合的多孔板内流-固耦合传热和冷却剂流动输运特... 为了提高相变发汗冷却的冷却性能,提出不同孔隙率组合的双层多孔板结构设计代替传统的单层多孔板结构.以液态水作为冷却剂,使用修正后的局部热非平衡两相混合流模型,数值研究了不同孔隙率组合的多孔板内流-固耦合传热和冷却剂流动输运特性.数值模拟结果表明存在可以降低结构表面温度的双层多孔板设计,并且在冷却剂流量较大、液体水相变发生在上层多孔板内时,该新型结构相较于传统结构的表面温度降低更为明显.与此同时,冷却剂的注射压力被重点关注.由于水蒸气的运动黏度远高于液体水,研究中发现当冷却剂相变发生在多孔板内时,冷却剂的注射压力主要取决于水蒸气所集中的上层多孔板孔隙率.因此基于多孔介质内的渗流特性,采用孔隙率较大的上层多孔板有助于降低结构内的水蒸气压力,从而实现多孔板板底冷却剂注射压力的降低,在某一孔隙率组合中冷却剂注射压力的最大降幅可以达到65%.如果采用相反的孔隙率设计,即下层多孔板的孔隙率较大,虽然也可以在一定程度上降低表面温度,但是注射压力将会数倍增加,不利于相变发汗冷却的实际应用. 展开更多
关键词 发汗冷却 水相变 多孔介质 热防护
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电子发汗冷却技术及其研究进展
3
作者 苑朝凯 王春 姜宗林 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期507-520,共14页
电子发汗冷却是一种新型的高超声速主动热防护技术,利用材料的热电子发射效应,通过热电子将热载荷转移至流场下游,降低了尖前缘结构热流密度峰值和梯度,为高超飞行器尖前缘结构热防护系统设计提供了新的思路.作为一种潜在的冷却技术,文... 电子发汗冷却是一种新型的高超声速主动热防护技术,利用材料的热电子发射效应,通过热电子将热载荷转移至流场下游,降低了尖前缘结构热流密度峰值和梯度,为高超飞行器尖前缘结构热防护系统设计提供了新的思路.作为一种潜在的冷却技术,文章主要介绍了电子发汗冷却的工作原理、技术特点,综述了国内外相关研究进展,并对未来发展需解决的关键问题进行了讨论. 展开更多
关键词 热电子效应 发汗冷却 主动冷却 热防护 高超声速
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高超声速飞行器发汗冷却系统自抗扰控制研究
4
作者 易鑫 王春彦 +4 位作者 董伟 张鹏宇 黎晓健 王佳楠 邓方 《现代防御技术》 北大核心 2024年第2期33-41,共9页
针对高超声速飞行器发汗冷却系统的温度控制问题,在一维固定边界发汗冷却模型的基础上,提出了用于调节飞行器壁面多孔介质温度的自抗扰控制器,并进行了数值仿真。该控制器不依赖于多孔介质温度场精确的数学模型,通过从系统的输入输出数... 针对高超声速飞行器发汗冷却系统的温度控制问题,在一维固定边界发汗冷却模型的基础上,提出了用于调节飞行器壁面多孔介质温度的自抗扰控制器,并进行了数值仿真。该控制器不依赖于多孔介质温度场精确的数学模型,通过从系统的输入输出数据中提取干扰信息并进行补偿,实现对热流干扰的抑制。仿真结果表明,针对发汗冷却系统设计的自抗扰控制器,能够实现对参考温度的快速跟踪;且相较于传统的PID控制,温度响应没有超调;在有外界热流干扰时,具有较强的鲁棒性和适应性,可以为发汗冷却控制系统的工程应用提供一定参考。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 发汗冷却 温度控制 自抗扰控制 鲁棒性 抗干扰
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临近空间飞行器发汗冷却研究进展 被引量：4
5
作者 栾芸 贺菲 王建华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第1期1-15,共15页
发汗冷却是一种针对临近空间飞行器的冷却能力极强的主动热防护方式,本文通过对国内外大量相关文献进行调研,阐述了发汗冷却的作用机理及特点,归纳总结了近些年发汗冷却取得的研究进展,主要内容涵盖结构基体材料及冷却工质的选择、研究... 发汗冷却是一种针对临近空间飞行器的冷却能力极强的主动热防护方式,本文通过对国内外大量相关文献进行调研,阐述了发汗冷却的作用机理及特点,归纳总结了近些年发汗冷却取得的研究进展,主要内容涵盖结构基体材料及冷却工质的选择、研究方法的发展以及相关的结构优化设计等,并展望了未来可能的研究方向。 展开更多
关键词 临近空间飞行器 主动冷却 发汗冷却 结构优化 组合冷却 综述
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热防护用发汗冷却技术的研究进展(Ⅰ)──冷却方式分类、发汗冷却材料及其基本理论模型 被引量：8
6
作者 洪长青 张幸红 +1 位作者 韩杰才 张贺新 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2005年第6期7-12,共6页
综述了国内外航天热防护用冷却技术的分类、发汗冷却材料研究现状以及发汗冷却技术理论模型的研究进展。比较分析了发汗冷却技术与其他冷却技术的优缺点,并对发汗冷却技术的理论模型作了初步的探讨。
关键词 热防护 发汗冷却技术 理论模型 航天热防护 发汗冷却材料
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发汗冷却材料研究进展 被引量：7
7
作者 吉洪亮 张长瑞 曹英斌 《材料导报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期1-3,共3页
对火箭发动机发汗冷却技术进行了介绍,重点综述了发汗冷却材料的分类、材料体系、制备工艺及其应用研究进展,分析了我国与西方发达国家的差距,并对我国发汗冷却材料研究的发展方向、需要进行的主要工作进行了分析和讨论。
关键词 火箭发动机 发汗冷却 发汗冷却材料
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发汗冷却中流动与换热的数值模拟 被引量：8
8
作者 孟丽燕 姜培学 +1 位作者 余磊 任泽霈 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期593-595,共3页
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... 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。 展开更多
关键词 发汗冷却 流动 换热 数值模拟 紊流 局部非热平衡
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液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 被引量：9
9
作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第5期10-14,共5页
讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对... 讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 预燃室 发汗冷却 热控制
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发汗冷却换热过程的实验研究与数值模拟 被引量：7
10
作者 余磊 姜培学 任泽霈 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期95-97,共3页
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。... 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。 展开更多
关键词 发汗冷却 湍流 实验研究 数值模拟
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典型结构的层板发汗冷却推力室传热特性的推算方法 被引量：6
11
作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第6期15-19,共5页
针对典型的层板发汗冷却结构，提出了利用一个推力室的实验数据来计算另一推力室所需发汗流强的方法。在一种发动机推力室壁面发汗冷却实验数据测出以后，对同一发动机或另一发动机推力室壁采用不同的冷却剂、不同的壁面材料时的受热壁... 针对典型的层板发汗冷却结构，提出了利用一个推力室的实验数据来计算另一推力室所需发汗流强的方法。在一种发动机推力室壁面发汗冷却实验数据测出以后，对同一发动机或另一发动机推力室壁采用不同的冷却剂、不同的壁面材料时的受热壁面工作温度与发汗流强的关系，由迭代计算完成。作为分析实例，利用氦气发汗冷却的试验数据对氢气发汗冷却流强进行了计算，其结果得到了实验的验证。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 发汗冷却 传热 数值计算 推力室
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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果 被引量：15
12
作者 姜培学 任泽霈 +1 位作者 陈旭扬 张左匆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期17-21,共5页
对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面... 对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大；固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大；推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度；随着冷却剂流量的增大，推力室壁中的最高温度明显下降；若设计合理，发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 推力燃烧室 发汗冷却 传热
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变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究 被引量：4
13
作者 姜培学 余磊 任泽霈 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期184-190,共7页
采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下... 采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值(St/St0)随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。 展开更多
关键词 变物性 热辐射 发汗冷却 影响规律 数值模拟 比冲
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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟 (Ⅰ)数理模型 被引量：13
14
作者 姜培学 任泽霈 +1 位作者 张左匆 陈旭扬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期1-4,共4页
针对液体火箭发动机推力室的发汗冷却传热过程建立了数理模型。模型中考虑了冷却剂与结构材料之间存在温差、并进行对流换热，即采用了局部非热平衡模型。同时，模型中还计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁... 针对液体火箭发动机推力室的发汗冷却传热过程建立了数理模型。模型中考虑了冷却剂与结构材料之间存在温差、并进行对流换热，即采用了局部非热平衡模型。同时，模型中还计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热过程。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 推力燃烧室 发汗冷却 传热过程
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多孔C/C材料发汗冷却实验研究 被引量：3
15
作者 孟松鹤 党晓雪 +2 位作者 丁小恒 金华 朱燕伟 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期102-106,共5页
发汗冷却是解决高超声速飞行器关键部位热防护问题的有效方法,文章开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。设计并制备了发汗冷却平头实验模型,分别在热流密度1.1 MW/m2和1.45 MW/m2的氧-丙烷热结... 发汗冷却是解决高超声速飞行器关键部位热防护问题的有效方法,文章开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。设计并制备了发汗冷却平头实验模型,分别在热流密度1.1 MW/m2和1.45 MW/m2的氧-丙烷热结构考核条件下,通过测量模型内外壁温度响应,评估其发汗冷却速率。实验结果表明,冷却剂的引入极大地降低了模型内外壁温度,外壁面冷却速率高达8.8℃/s以上,未出现明显烧蚀现象。内壁面温度均保持在水沸点100℃以下,达到了可重复使用、耐长时加热的热防护要求,进一步表明了发汗冷却的巨大应用潜力。 展开更多
关键词 主动防热 发汗冷却 多孔介质 实验表征
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推力室喉部层板发汗冷却段的结构设计分析 被引量：4
16
作者 杨卫华 程惠尔 +1 位作者 王平阳 吴利俊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期316-319,共4页
根据层板单元的热分析结果和层板发汗冷却推力室固有的结构特点,提出这种先进发动机冷却方案的设计原理和结构参数的计算公式,结合一台50kN发动机推力室喉部改再生冷却为发汗冷却的改形设计,分析其层板发汗冷却段喉部的设计方法和主要... 根据层板单元的热分析结果和层板发汗冷却推力室固有的结构特点,提出这种先进发动机冷却方案的设计原理和结构参数的计算公式,结合一台50kN发动机推力室喉部改再生冷却为发汗冷却的改形设计,分析其层板发汗冷却段喉部的设计方法和主要结构尺寸的计算结果。还比较了全再生冷却和发汗冷却两种冷却方式下发动机推力室的温度、热流密度和重量。对先进层板发汗冷却推力室的结构设计提供了参考。 展开更多
关键词 发汗冷却 结构设计 推力燃烧室 液体推进剂火箭发动机
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钝体头锥发汗冷却对流换热实验研究 被引量：5
17
作者 金韶山 姜培学 苏志华 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期1002-1004,共3页
本文进行了钝体头锥发汗冷却的实验研究,揭示了注入率,主流温度以及主流Re数对发汗冷却壁温及冷却效率的影响规律。结果表明:发汗冷却对于绕流钝体这种主流为曲面外流的情况依然能以较低的注入率对壁面进行有效的热防护。头锥驻点壁温较... 本文进行了钝体头锥发汗冷却的实验研究,揭示了注入率,主流温度以及主流Re数对发汗冷却壁温及冷却效率的影响规律。结果表明:发汗冷却对于绕流钝体这种主流为曲面外流的情况依然能以较低的注入率对壁面进行有效的热防护。头锥驻点壁温较高,发汗冷却效率较低;从驻点至下游段壁温不断降低;冷却效率随主流Re数增加而降低。在接近下游处由于尾迹流与钝体底部的换热导致壁温有所增加。 展开更多
关键词 钝体 头锥 发汗冷却 对流换热 烧结多孔介质
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层板发汗冷却推力室壁温的数值模拟 被引量：5
18
作者 吴慧英 程惠尔 牛禄 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期104-106,共3页
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... 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。 展开更多
关键词 液体火前发动机 有限差分法 层板推力室 发汗冷却
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发汗冷却层板结构的受热皱损分析 被引量：2
19
作者 刘伟强 孙文胜 +1 位作者 张峰 张擘毅 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期241-244,共4页
针对液体火箭发动机层板发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损的问题,采用三边简支、一边自由的矩形薄板假设,对结构层板的扩散流动区进行稳定性问题的讨论。分析了典型结构的层板发汗冷却推力室由热应力引起的变形,获得了结构层... 针对液体火箭发动机层板发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损的问题,采用三边简支、一边自由的矩形薄板假设,对结构层板的扩散流动区进行稳定性问题的讨论。分析了典型结构的层板发汗冷却推力室由热应力引起的变形,获得了结构层板发汗缝隙宽度和层板厚度之间的关系,并通过算例说明了避免层板受热皱损的设计计算方法。 展开更多
关键词 发汗冷却 层板结构 热皱损 火箭发动机 热应力
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层板发汗冷却结构的非均匀温度分布受热皱损的求解 被引量：5
20
作者 张峰 刘伟强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期138-141,共4页
液体火箭发动机发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损。采用三边简支、一边自由的矩形薄板,应用伽辽金法,提出满足边界条件的试函数,求解了层板的扩散流动区任意温度分布下的非均匀热应力的结构稳定性问题。以温度分布为线性时的... 液体火箭发动机发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损。采用三边简支、一边自由的矩形薄板,应用伽辽金法,提出满足边界条件的试函数,求解了层板的扩散流动区任意温度分布下的非均匀热应力的结构稳定性问题。以温度分布为线性时的热应力为例,分析了典型的层板发汗冷却结构的受热变形,获得了层板发汗缝隙宽度和层板厚度之间的关系,并与均布热应力计算结果进行了对比,得到了避免层板受热皱损的更精确的计算方法。 展开更多
关键词 发汗冷却 结构层板 热皱损 热应力 非均匀
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