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1、第36卷第5期2010年10月火箭推进JOURNALOFROCKETPROPULSIONV01.36.No.50ct.2010GH2/G02涡流冷却推力室设计与数值计算吴东波1,李家文1,常克宇2(1北京航空航天大学宇航学院,北京100191;2西安航天动力研究所,陕西西安710100)摘要:涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果:推力室内部形成
2、了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。关键词:涡流冷却;数值仿真;双向涡流;壁面温度;燃烧效率中图分类号:V434文献标识码:A文章编号:(2010)05—0017—06DesignandnumericalcalculationofGH2/G02vortex..cooledcombustionchamberWUDong—b01,LIJia-wenl,CHANGKe一妒(1Schoolof
3、Astronautics,BeijingUniv.ofAeronauticsandAstronautics,Beijing100191,China2Xi’anAerospacePropulsionInstitute,Xi’an710100,China)AbgtrllcttVortexcoolingisanewtypeofthrustchambercoolingtechnologyfortheliquidrocketengine.ThistechnologyCansimplifythethrustchamberstructure,
4、reducecostandincreasesystemre-liability.Inthispaper,preliminarydesignofavortexcoolingbasedthrustchamberisperformed.ThenumericalsimulationofthedesignedthrustchamberismadebyadoptingPDFnon-premixedcombus-tionmodelandDOradiationmodel-neresultshowsthatabidireetionalvortex
5、isformedinthein-temalofthrustchamberandthewalltemperatureinthecylindersectionofthethrustchamberislow-erthan760ICTheaveragetemperatureofthecylinderwallisincreasedabom140Kbutthemaxi-mumtemperatureislowerthan900Kwhileconsideringtheradiationeffect.Therefore,thetechnolo-g
6、yofvortexcoolingisfeasible,butatthepresentthecombustionefficiencyisrelativelylow.Ke'ywords:vortexcooling;numericalsimulation;bidirectionalswirl;walltemperature;combus·tionefficiency收稿日期:2010-09-08;修回日期:2010-09—17基金项目:国家863资助项目(2009AA7020515)作者简介:吴东波(1985--),男,硕士研究生,研
7、究领域为液体火箭发动机设计及数值仿真18火箭推进2010年10月表1发动机燃烧室热力学计算结果0引言呦·1ResflmofMermody,删macscalcuhfi。nforMecombustionchamber涡流冷却火箭发动机是一种新型推进系统,具有成本低、维护性能好、可重复使用等特性。在涡流冷却推力室中,燃料从燃烧室头部沿轴向喷人,氧化剂从燃烧室底部切向喷入,沿燃烧室内壁面螺旋向上运动到燃烧室头部之后,继而向下螺旋运动,于是这时燃烧室内存在两股同轴但反方向运动的涡流,推进剂在内部涡流区域掺混燃烧,外部涡流阻止高温燃气与燃烧
8、室内壁面接触,使内壁面的热载荷减小,温度降低。目前国外在涡流冷却推力室的设计、计算仿真和试验方面已经取得了一些成果。MartinJ.Chiavefini通过对GH/GO:涡流冷却推力室的试验研究指出H:沿径向喷注时有比较好的性能和冷却效果。美国田纳西州大学的Di
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