超燃冲压发动机燃烧室煤油再生冷却研究
摘要
再生冷却技术是超燃冲压发动机燃烧室热防护的关键技术,对超燃冲压发动机再生冷却开展深入的理论分析,计算与试验研究,具有非常重要的意义。
本文以超燃冲压发动机再生冷却技术为研究对象,采用实验与数值计算相结合的方法,对超燃冲压发动机再生冷却的传热特性进行了分析。
首先,对超燃冲压发动机燃烧室再生冷却的传热过程建立了一维传热模型,应用热量传递的经验公式描述了从燃气侧到冷却液侧的换热。分析了煤油在进入超临界态时,物性参数发生的变化,并将煤油物性参数随温度的变化进行了简单的曲线拟合。根据建立的再生冷却系统的一维传热模型,对系统中的内壁材料、内壁厚度、冷却液流量、冷却通道截面积对传热的影响进行了研究。
介绍了超燃冲压发动机燃烧室以及冷却结构的初步设计思路,并进行了强度校核。应用自主设计的再生冷却燃烧室,对再生冷却系统的换热过程进行了试验研究。试验中比较了以水和煤油做冷却剂的不同传热特性,并把试验结果与计算结果进行了比较。详细分析了燃烧室壁面破坏的原因,并提出了燃烧室设计的改进措施。
应用CFD软件建立三维传热模型,对冷却结构的材料选择(内壁材料,外壁材料)和尺寸设计(流道宽度、流道高度、流道高宽比)进行了研究。得出这些参数条件对冷却效果的影响,并提出了冷却结构的优化设计尺寸。
Regenerative cooling technology is one of the key technologies to thermally protect scramjet chamber.So it is important to study regeneratively cooled scramjet in depth.
Regenerative cooling technology of scramjet chamber was selected for study.In order to investigate the basic heat transfer characteristics of regenerative cooling,The method of experiment and numerical simulation was adopted.
One dimensional heat transfer model of regeneratively cooled scramjet was developed.In this method, experiential correlations were used to describe hot gas-side and coolant-side convection heat transfer. The change of super-critical kerosene’s properties was analysed. The state equation which is applicable to the state from liquid to the super-critical in the super-critical pressure was figured out .The parametric studies on the effert of liner material,liner thickness and,coolant mass flow rate and the area of the channel were conducted.
The design of regenerative cooling of scramjet chamber was introduced.And the stress was computed. The heat transfer characteristics of water and kerosene were compared in experiment.The calculational data was compared with the experimental data.The reason of the destroy of scramjet chamber was analysed in detail,and the improvement of structure was indicted.
Three dimensional heat transfer model of regeneratively cooled scramjet was developed by CFD,in order to get the correlation between material choice,geometry of structure and the heat transfer characteristics.At last getting the optimization design of cooling structrue.
本文以超燃冲压发动机再生冷却技术为研究对象,采用实验与数值计算相结合的方法,对超燃冲压发动机再生冷却的传热特性进行了分析。
首先,对超燃冲压发动机燃烧室再生冷却的传热过程建立了一维传热模型,应用热量传递的经验公式描述了从燃气侧到冷却液侧的换热。分析了煤油在进入超临界态时,物性参数发生的变化,并将煤油物性参数随温度的变化进行了简单的曲线拟合。根据建立的再生冷却系统的一维传热模型,对系统中的内壁材料、内壁厚度、冷却液流量、冷却通道截面积对传热的影响进行了研究。
介绍了超燃冲压发动机燃烧室以及冷却结构的初步设计思路,并进行了强度校核。应用自主设计的再生冷却燃烧室,对再生冷却系统的换热过程进行了试验研究。试验中比较了以水和煤油做冷却剂的不同传热特性,并把试验结果与计算结果进行了比较。详细分析了燃烧室壁面破坏的原因,并提出了燃烧室设计的改进措施。
应用CFD软件建立三维传热模型,对冷却结构的材料选择(内壁材料,外壁材料)和尺寸设计(流道宽度、流道高度、流道高宽比)进行了研究。得出这些参数条件对冷却效果的影响,并提出了冷却结构的优化设计尺寸。
Regenerative cooling technology is one of the key technologies to thermally protect scramjet chamber.So it is important to study regeneratively cooled scramjet in depth.
Regenerative cooling technology of scramjet chamber was selected for study.In order to investigate the basic heat transfer characteristics of regenerative cooling,The method of experiment and numerical simulation was adopted.
One dimensional heat transfer model of regeneratively cooled scramjet was developed.In this method, experiential correlations were used to describe hot gas-side and coolant-side convection heat transfer. The change of super-critical kerosene’s properties was analysed. The state equation which is applicable to the state from liquid to the super-critical in the super-critical pressure was figured out .The parametric studies on the effert of liner material,liner thickness and,coolant mass flow rate and the area of the channel were conducted.
The design of regenerative cooling of scramjet chamber was introduced.And the stress was computed. The heat transfer characteristics of water and kerosene were compared in experiment.The calculational data was compared with the experimental data.The reason of the destroy of scramjet chamber was analysed in detail,and the improvement of structure was indicted.
Three dimensional heat transfer model of regeneratively cooled scramjet was developed by CFD,in order to get the correlation between material choice,geometry of structure and the heat transfer characteristics.At last getting the optimization design of cooling structrue.
引文
[1]贺武生.超燃冲压发动机研究综述.火箭推进.2005年2月
[2]张香文,米镇涛.高超声速推进用吸热燃料的几个关键技术.天津大学化工学院
[3]叶累.超燃冲压发动机:高超声速气动推进的选择.飞航导弹,2007年7期
[4]刘陵.超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机.西北工业大学出版社. 1993
[5]刘桐林.美国高超声速技术的发展与展望.航天控制,2004,vol.22,No.4
[6] R. J. Weber, J. S. Mackay. An Analysis of Ramjet Engines Using Supersonic Combustion. NACATN-4386, 1958
[7]刘敬华.超燃冲压发动机研究的国外动态.飞航导弹,2003年3期
[8]占云.高超声速技术(HyTech)计划.飞航导弹,2003年3期
[9]沈剑,王伟.国外高超声速飞行器研制计划.飞航导弹,2006年8期
[10]潘余.超燃冲压发动机多凹腔燃烧室燃烧与流动过程研究.国防科技大学博士论文
[11]周义.高超声速武器渐露峥嵘.环球军事,39期
[12]吕斌,李全胜.美国高超声速-X计划.航空兵器2002(2)
[13] Albert H. Boudreau Status of the US. Air Force HyTech Program. AIAA 2003-6974
[14]胡晓煜.国外超燃冲压发动机技术的发展.中国航空信息网,2004年,04(29)
[15] Jessica Lux, Darryl A. Burkes .Hyper-X (X-43A) Flight Test Range Operations Overview, NASA/TM-2008-214626
[16]郭振玲.法国冲压发动机研制情况介绍.飞航导弹,1994年4期
[17] F. Falempin, L. Serre. Promethee– The French Military Hypersonic Propulsion Program. AIAAPaper 2003-6950. 2003
[18]诸运.德国高超声速导弹达到Ma=7的速度.飞航导弹. 2004年3期
[19] A. Paull, H. Alesi, S. Anderson. TheHyShot Flight Program and how it was developed. AIAAPaper 2002-4939.
[20]刘陵.超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机.西北工业大学出版社. 1993.
[21] Technologies for Propelled Hypersonic Flight. RTO TECHNICAL REPORT,2006
[22] Review and Evaluation of the Air Force Hypersonic Technology Program.July 1998
[23] Blosser M L. Development of metallic thermal protection systems for the reusable launch vehicle. NASA Technical Memoran2dum 110 -296 ,1996
[24]曹义等.美国金属热防护系统研究进展.宇航工艺,2003年3期
[25]苏芳,孟宪红.三种典型热防护系统发展状况.飞航导弹,2006年10期
[26]任加万,谭永华.冲压发动机燃烧室热防护技术.火箭推进2006年第32卷4期
[27]洪长青等.热防护用发汗冷却技术的研究进展(I).宇航材料工艺,2005年6期
[28] Glass, David E, Dilley et al. Numerical analysis of convection / transpiration cooling. Journal of Spacecraft and Rockets, 2001; 38 (1)
[29] Robert F Faulkner, James W Weber. Hydrocarbon Scramjet Propulsion System Development. Demonstration and Application. AIAA-1999-4922
[30] Robert F. Faulkner Pratt & Whitney .The Evolution Of The Hyset Hydrocarbon Fueled scramjet Engine.AIAA 2003
[31] Toshihito.Testing of regeneratively cooling light-weight panel.AIAA-95-2718
[32] Naraghi M. H. A computer code for three dimensional rocket thermal evaluation, user manual for RTE2002 version 1[R]. Tara Technologies, LLC, 2002
[33] M.H.Naraghi.Dual Regenerative Cooling Circuits For Liquid Rocket Engines AIAA2006-4939
[34]牛禄等.层板推力室再生冷却通道的传热特性分析.推进技术,2001
[35]牛禄等.高宽比和粗糙度对再生冷却通道流动的影响.上海交通大学学报2002年11月.
[36]吴峰等.液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算.推进技术,2006年6月
[37]吴峰.液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算.航空动力学报2005年8月
[38]李军伟,刘宇.一种计算再生冷却推力室温度场的方法.航空动力学报,2004年8月
[39]党建军,张宇文,罗凯.旋转燃烧室冷却结构设计研究机械设计与制造,2006年3月
[40]方磊,刘伟.姿态用再生冷却推力室传热特性研究.火箭推进,2008,vol.34,No.6
[41] RICHARD M, TRACI John L. FARR Jr, and LANGANELLI Tony. A thermal management systems model for the NASA GTX RBCC concept[R]. NASA/CR-2002-211587
[42] Stephen J.scotti, carl J,matin stepher H.Lucas Active cooling Design for scramjet Engines using optimization methods AIAA,2822-2265.
[43] Youn B and Mills A.I Cooling panel optimization for the Active cooling system of a hypersonic aircraft .Journal of thermophysics and heat transfer 1995,9 136-143.
[44]蒋劲、张若凌、乐嘉陵.超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具,第十二届全国激波与激波管会议论文集,2006
[45]蒋劲.超燃冲压发动机燃烧室再生冷却研究.西北工业大学硕士论文
[46]郑力铭等,超燃冲压发动机热防护及冷却技术研究,北京航空航天大学
[47]鲍文等.超燃冲压发动机再生冷却结构的强化换热优化研究.宇航学报2008年1月
[48] Evaluation of the National Aerospace Initiative.available via internet:ww w.nap.edu.
[49] Albert H.Boudreau .Status of the U.S.air force Hytech program.AIAA2003-6947
[50] John J. Bertin, Russell M. Cummings Fifty years of hypersonics: where we’ve been,where we’re going, Progress in Aerospace Sciences 39 (2003) 512 511–536
[51]高超声速推进用吸热燃料的几个关键技术,张香文,米镇涛,天津大学化工学院
[52]杜宗罡等,高能液体推进剂研究现状和应用前景,火箭推进,2005年6月
[53]符全军等,吸热型碳氢燃料研究进展,火箭推进,2005年10月
[54]孙青梅等.吸热型碳氢燃料RP-3仿JP-7临界性质(tc,pc)的测定.燃料化学学报,2006年8月
[55] Technical guide to thermal processes
[56]杨世铭,陶文铨.传热学第四版,p423-p427.高等教育出版社
[57] L.V.Griflith.An Appended Code for Calculating Heat Transfer to a Fluid.SAND78-8271
[58] A.Krishnan. Transport phenomena in supercritical fluids.AIAA 95-2233.
[59] DUFOURE Semi-empirical and CFD Analysis of Actively Cooled Dual- mode ramjets.AIAA2002-5126,2002
[60]范学军,俞刚.大庆RP-3航空煤油热物性分析.推进技术,2006年4月
[61] Heat Transfer of Aviation Kerosene at Supercritical Conditions,Fengquan Zhong ,AIAA 2008-4615
[62]邵宝东等.微槽冷却热沉结构尺寸的优化设计.吉林大学学报,2007年3月
[63] D.K.休泽尔,液体火箭发动机现代工程设计
[64]超临界压力下煤油传热特性试验研究,胡志宏等,西安交通大学学报,Vol.33, No 9,1999. [9]
[65] Shiralkar B S , Peter Griffith. Deterioration in heat transfer to fluids at supercritical pressure and high heat fluxes.ASME J Heat Transfer , 1969 , 91(1) : 27～36 .
[66]单石灵,徐志达,乙烯裂解炉结焦抑制剂的研究进展,现代化工,2005年8月
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[68]侯凌云等.超临界压力下乳化煤油传热性能数值研究.推进技术,2006年12月
[69]赵祖亮等,超临界压力下吸热型碳氢燃料的对流给热系数测定,浙大学报,第33卷第1期,2006年1月
[2]张香文,米镇涛.高超声速推进用吸热燃料的几个关键技术.天津大学化工学院
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[69]赵祖亮等,超临界压力下吸热型碳氢燃料的对流给热系数测定,浙大学报,第33卷第1期,2006年1月