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液体火箭发动机推力室及钝体头锥发汗冷却研究

金韶山  
【摘要】:层板发汗冷却已在一些场合得以应用,但层板成本目前仍然非常昂贵,而针对粉末烧结多孔介质发汗冷却的理论和应用研究还远远不够。本文选用SST k-ω湍流模型对采用烧结多孔介质进行发汗冷却的液体O2/H2火箭发动机推力室进行了全场耦合数值模拟研究。模型中考虑了不同孔隙率、渗透率、变物性、超音速可压缩性、微多孔流动的速度滑移效应、多孔介质热弥散效应以及异质气体传质等因素的影响,得到了微多孔区内低雷诺数渗流与主流区超音速流动耦合的发汗冷却全场解。对比再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;数值模拟计算结果与实验以及一维气动公式计算结果吻合较好。 烧结多孔结构用于强压力梯度流动的喷管发汗冷却时会存在注入率沿室壁分布极不均匀的问题,导致冷却剂浪费;为此本文提出了对多孔壁沿轴向用气密材料进行隔断的分段发汗冷却结构,给出了分段的原则及每段冷却剂进口压力分配方法。对分四段结构喷管的数值模拟的结果表明,相比不分段而言分段结构可减少一半冷却剂流量。分段设计为实现冷却剂流量的工程优化提供了一种可行的途径。 针对另一种典型的曲面流动,本文还进行了绕流钝体发汗冷却流动换热实验,研究了主流温度、注入率、雷诺数对发汗冷却壁温及冷却效率的影响。考虑了微多孔内流动Klinkenberg效应对流动阻力系数影响的数值模拟结果与实验吻合较好。实验研究和数值模拟揭示了曲面压力梯度、注入率、烧结多孔材料、孔隙率、渗透率、微尺度以及尾迹流等因素对发汗冷却壁温的影响规律,分析了上游多孔段发汗对下游的有效性。超音速导弹弹头发汗冷却数值模拟研究中,通过网格动态自适应方法以高分辨率精确捕捉到了弹头前弓形激波,研究了超音速气动加热下发汗冷却二次流、激波及边界层之间的相互作用。和经典的气动热力学公式对比表明:数值模拟准确地预测了激波面前后参数以及气动加热参数,在超音速气动加热条件下发汗冷却二次流对激波的外推作用和对边界层的增厚效应使得导弹弹头及下游无发汗窗口段可以得到有效的热防护。


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