矢量喷管内燃气辐射与壁面温度的耦合计算

发布时间：2018-06-09 06:42

  本文选题：矢量喷管 + 燃气辐射　； 参考：《航空动力学报》2016年03期

【摘要】：选取内、外调节片和隔热屏建立几何模型,基于封闭腔净辐射模型和壁面热平衡模型建立了燃气辐射与喷管壁面温度的耦合算法.波段为1~5μm的气体辐射采用窄波带模型计算,其他波段不考虑气体辐射,建立辐射净热流密度-有效辐射亮度-壁面温度的关联式求解燃气与壁面的辐射换热,采用牛顿-拉斐尔森迭代法求解壁面热平衡方程计算其温度.对某轴对称矢量喷管(偏转20°),计算了喷管壁面的红外光谱辐射和辐射净热流密度,以及各部分结构的温度.作为验证,还计算了文献中某液体火箭发动机轴对称矢量喷管壁面的辐射净热流密度,与文献的结果进行对比一致性较好.研究表明:轴对称矢量喷管偏转段沿周向的辐射热流密度和温度差异很大,沿偏转方向部位壁面的温度和辐射热流密度都较低,偏转方向壁面的温度比相反方向大约低10%,辐射热流密度大约低50%.
[Abstract]:The geometric model of inner, outer adjusting plate and heat shield is established. Based on the net radiation model of the closed cavity and the heat balance model of the wall, the coupling algorithm between the gas radiation and the wall temperature of the nozzle is established. The gas radiation in the wavelength band of 1 ~ 5 渭 m is calculated by the narrow wave band model, and the other bands do not consider the gas radiation. The correlation between the net heat flux density, the effective radiance brightness and the wall temperature is established to solve the radiative heat transfer between the gas and the wall. The Newton-Raphaelsen iterative method is used to solve the wall heat balance equation to calculate its temperature. For an axisymmetric vector nozzle (deflection 20 掳), the infrared spectral radiation and net heat flux of the nozzle wall and the temperature of each part of the nozzle are calculated. As a verification, the net radiation heat flux of the axisymmetric vector nozzle wall of a liquid rocket engine in the literature is calculated, which is in good agreement with the results in the literature. The results show that the radiative heat flux and temperature of the deflection section of the axisymmetric vector nozzle vary greatly along the circumference, and the temperature and the radiation heat flux density of the wall along the deflection direction are lower. The temperature of the wall in the deflection direction is about 10% lower than that in the opposite direction, and the radiation heat flux is about 50% lower.
【作者单位】： 南京航空航天大学能源与动力学院;中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院;华南理工大学电力学院;中山大学中法核工程与技术学院;
【基金】：国家自然科学基金(51176052,51376065) 广东省科技计划工业攻关项目(2013B010405004)
【分类号】：V231

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本文编号：1999414