包含超声速条件的喷管与塞锥壁面冷却技术初步研究
发布时间：2021-08-10 12:23
论文以航空发动机排气系统高效低阻冷却技术发展为背景,对喷管与塞锥壁面冷却结构进行设计与优化,并针对超音速主流条件下主次流干涉对换热影响机理进行了初步分析。论文首先以典型的收敛扩张喷管为研究对象,设计了气膜冷却结构并利用CFD商业软件针对喷管扩张段在亚音、临界以及超音速条件下的气动与换热特性开展了数值模拟研究,初步分析了超声速与亚声速主流条件下气膜冷却特性的差异。研究发现,通过优化气膜孔参数可以降低气膜出流与超声速主流之间的干涉,提高冷却效率。扩张段内主流的降温和膨胀使其后段壁面冷却效率偏高,通过优化气膜孔排布方式可以缓解这种不均匀性。论文同时开展了塞锥壁面冷却技术的研究。将多种先进冷却结构（如多斜孔等）应用于喷管与塞锥冷却,并为了适应塞锥壁面亚音速与超音速区交替的复杂气动特征,建立了分区冷却的思路,优化设计了塞锥头部和尾部冲击气膜冷却结构,强化对二次流的约束引导,最大限度地发挥了二次流的冷却潜力。之后,论文进一步将塞锥尾部细化分区,引入并优化了多斜孔气膜冷却结构,有效降低了支板以及塞锥表面温度,将锥体温度控制在长期使用温度下;并针对支板尾缘处塞锥外壁面结构进行优化,降低了支板尾迹流对塞...
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：81 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
具有矢量偏转板的塞式喷管虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接
虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接触，锥体使用普通材料难以承受高温燃气的烧蚀，而使用高温合金会增加结构重量，降低发动机整机推重比。另外，燃气的温度和塞锥体温度的增加，会增强发动机后向红外特征，提高了飞行器被红外制导武器锁定及攻击的风险，研究表明[16，17]，对喷管等热端部件采取冷却措施能有效降低飞行器后向红外特征。因此，对塞锥锥体采取必要的冷却手段显得十分必要。冲击冷却和气膜冷却是常用的发动机热端部件冷却手段，但应用在塞式喷管塞锥壁面冷却时却存在很多问题。以气膜冷却为例：当塞式喷管扩张段流动处于超音速状态时，可能存在着激波、附面层的相互作用，对扩张段采用气膜冷却技术后，气膜射流的引入，将在扩张段流动中诱导出复杂的波系，激波膨胀波与气膜流动的相互干扰，对气膜下游流动特性与气膜冷却造成显著影响。而塞式喷管在不同高度不同工作状态下，随着喷管出口膨胀波移动，喷管扩张段和尾迹区流动呈现完全不同的状态，使得该区域气膜冷却的流动条件更加复杂。对壁面进行气膜冷却结构设计，必须考虑激波与气膜射流之间的干涉影响。同时，对比燃烧室等压环境，随着工作状态改变，塞式喷管沿程压力分布会发生复杂变化，存在膨胀波激波与气膜冷却互相干扰等问题（如图 1.2 和图 1.3 所示），压力的改变将会对二次流流量分配产生极大影响，给冷却结构设计带来新挑战。
虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接触，锥体使用普通材料难以承受高温燃气的烧蚀，而使用高温合金会增加结构重量，降低发动机整机推重比。另外，燃气的温度和塞锥体温度的增加，会增强发动机后向红外特征，提高了飞行器被红外制导武器锁定及攻击的风险，研究表明[16，17]，对喷管等热端部件采取冷却措施能有效降低飞行器后向红外特征。因此，对塞锥锥体采取必要的冷却手段显得十分必要。冲击冷却和气膜冷却是常用的发动机热端部件冷却手段，但应用在塞式喷管塞锥壁面冷却时却存在很多问题。以气膜冷却为例：当塞式喷管扩张段流动处于超音速状态时，可能存在着激波、附面层的相互作用，对扩张段采用气膜冷却技术后，气膜射流的引入，将在扩张段流动中诱导出复杂的波系，激波膨胀波与气膜流动的相互干扰，对气膜下游流动特性与气膜冷却造成显著影响。而塞式喷管在不同高度不同工作状态下，随着喷管出口膨胀波移动，喷管扩张段和尾迹区流动呈现完全不同的状态，使得该区域气膜冷却的流动条件更加复杂。对壁面进行气膜冷却结构设计，必须考虑激波与气膜射流之间的干涉影响。同时，对比燃烧室等压环境，随着工作状态改变，塞式喷管沿程压力分布会发生复杂变化，存在膨胀波激波与气膜冷却互相干扰等问题（如图 1.2 和图 1.3 所示），压力的改变将会对二次流流量分配产生极大影响，给冷却结构设计带来新挑战。
【参考文献】：
期刊论文
[1]塞锥气膜冷却对二元塞式喷管红外特征的影响[J]. 周兵,吉洪湖. 航空动力学报. 2016(12)
[2]塞锥后体气膜冷却对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响[J]. 张靖周,王旭,单勇. 航空学报. 2015(08)
[3]超声速与亚声速气膜流动和冷却特性数值研究[J]. 廖华琳,单勇,张靖周,吉洪湖,谭晓茗. 航空计算技术. 2015(01)
[4]不同冷却方式对中心锥冷却效果的影响[J]. 李卒,江勇,林杰. 空军工程大学学报(自然科学版). 2013(05)
[5]中心锥冷却对喷管腔体红外辐射的抑制作用数值分析[J]. 张勃,吉洪湖,张宗斌,罗明东,林兰之. 航空动力学报. 2012(03)
[6]涡扇发动机排气系统中心锥气膜冷却结构的气动和红外辐射特性实验[J]. 单勇,张靖周,邵万仁,尚守堂,邓洪伟. 航空动力学报. 2012(01)
[7]涡扇发动机轴对称塞式喷管红外辐射特征计算[J]. 陈俊,吉洪湖,黄伟,斯仁. 工程热物理学报. 2010(12)
[8]不同主流进口湍流度下的超音速气膜冷却[J]. 彭威,姜培学. 工程热物理学报. 2010(01)
[9]变截面主流加速对超音速气膜冷却的影响[J]. 彭威,姜培学. 工程热物理学报. 2008(02)
[10]塞式喷管热试实验和数值模拟[J]. 王长辉,刘宇,廖云飞. 北京航空航天大学学报. 2007(09)
硕士论文
[1]收扩喷管扩张段气膜冷却特性研究[D]. 陈四杰.南京航空航天大学 2014
本文编号：3334056
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：81 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
具有矢量偏转板的塞式喷管虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接
虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接触，锥体使用普通材料难以承受高温燃气的烧蚀，而使用高温合金会增加结构重量，降低发动机整机推重比。另外，燃气的温度和塞锥体温度的增加，会增强发动机后向红外特征，提高了飞行器被红外制导武器锁定及攻击的风险，研究表明[16，17]，对喷管等热端部件采取冷却措施能有效降低飞行器后向红外特征。因此，对塞锥锥体采取必要的冷却手段显得十分必要。冲击冷却和气膜冷却是常用的发动机热端部件冷却手段，但应用在塞式喷管塞锥壁面冷却时却存在很多问题。以气膜冷却为例：当塞式喷管扩张段流动处于超音速状态时，可能存在着激波、附面层的相互作用，对扩张段采用气膜冷却技术后，气膜射流的引入，将在扩张段流动中诱导出复杂的波系，激波膨胀波与气膜流动的相互干扰，对气膜下游流动特性与气膜冷却造成显著影响。而塞式喷管在不同高度不同工作状态下，随着喷管出口膨胀波移动，喷管扩张段和尾迹区流动呈现完全不同的状态，使得该区域气膜冷却的流动条件更加复杂。对壁面进行气膜冷却结构设计，必须考虑激波与气膜射流之间的干涉影响。同时，对比燃烧室等压环境，随着工作状态改变，塞式喷管沿程压力分布会发生复杂变化，存在膨胀波激波与气膜冷却互相干扰等问题（如图 1.2 和图 1.3 所示），压力的改变将会对二次流流量分配产生极大影响，给冷却结构设计带来新挑战。
虽然塞式喷管具有以上优点，但其应用存在较大的冷却问题，塞锥锥体直接与高温燃气接触，锥体使用普通材料难以承受高温燃气的烧蚀，而使用高温合金会增加结构重量，降低发动机整机推重比。另外，燃气的温度和塞锥体温度的增加，会增强发动机后向红外特征，提高了飞行器被红外制导武器锁定及攻击的风险，研究表明[16，17]，对喷管等热端部件采取冷却措施能有效降低飞行器后向红外特征。因此，对塞锥锥体采取必要的冷却手段显得十分必要。冲击冷却和气膜冷却是常用的发动机热端部件冷却手段，但应用在塞式喷管塞锥壁面冷却时却存在很多问题。以气膜冷却为例：当塞式喷管扩张段流动处于超音速状态时，可能存在着激波、附面层的相互作用，对扩张段采用气膜冷却技术后，气膜射流的引入，将在扩张段流动中诱导出复杂的波系，激波膨胀波与气膜流动的相互干扰，对气膜下游流动特性与气膜冷却造成显著影响。而塞式喷管在不同高度不同工作状态下，随着喷管出口膨胀波移动，喷管扩张段和尾迹区流动呈现完全不同的状态，使得该区域气膜冷却的流动条件更加复杂。对壁面进行气膜冷却结构设计，必须考虑激波与气膜射流之间的干涉影响。同时，对比燃烧室等压环境，随着工作状态改变，塞式喷管沿程压力分布会发生复杂变化，存在膨胀波激波与气膜冷却互相干扰等问题（如图 1.2 和图 1.3 所示），压力的改变将会对二次流流量分配产生极大影响，给冷却结构设计带来新挑战。
【参考文献】：
期刊论文
[1]塞锥气膜冷却对二元塞式喷管红外特征的影响[J]. 周兵,吉洪湖. 航空动力学报. 2016(12)
[2]塞锥后体气膜冷却对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响[J]. 张靖周,王旭,单勇. 航空学报. 2015(08)
[3]超声速与亚声速气膜流动和冷却特性数值研究[J]. 廖华琳,单勇,张靖周,吉洪湖,谭晓茗. 航空计算技术. 2015(01)
[4]不同冷却方式对中心锥冷却效果的影响[J]. 李卒,江勇,林杰. 空军工程大学学报(自然科学版). 2013(05)
[5]中心锥冷却对喷管腔体红外辐射的抑制作用数值分析[J]. 张勃,吉洪湖,张宗斌,罗明东,林兰之. 航空动力学报. 2012(03)
[6]涡扇发动机排气系统中心锥气膜冷却结构的气动和红外辐射特性实验[J]. 单勇,张靖周,邵万仁,尚守堂,邓洪伟. 航空动力学报. 2012(01)
[7]涡扇发动机轴对称塞式喷管红外辐射特征计算[J]. 陈俊,吉洪湖,黄伟,斯仁. 工程热物理学报. 2010(12)
[8]不同主流进口湍流度下的超音速气膜冷却[J]. 彭威,姜培学. 工程热物理学报. 2010(01)
[9]变截面主流加速对超音速气膜冷却的影响[J]. 彭威,姜培学. 工程热物理学报. 2008(02)
[10]塞式喷管热试实验和数值模拟[J]. 王长辉,刘宇,廖云飞. 北京航空航天大学学报. 2007(09)
硕士论文
[1]收扩喷管扩张段气膜冷却特性研究[D]. 陈四杰.南京航空航天大学 2014
本文编号：3334056
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3334056.html
