膨胀循环LNG发动机燃烧及传热过程分析

摘要

采用理论分析和数值仿真的方法对LNG(Liquid Natural Gas，液化天然气)膨胀循环火箭发动机推力室的传热和燃烧过程进行了分析，主要侧重于以下两方面的内容：1）推力室再生冷却与燃烧耦合的流动传热过程仿真；2）喷注面板发汗冷却与燃烧耦合的流动传热过程仿真。
　　首先，针对某型号LNG膨胀循环发动机进行推力室设计，包括推力室型面设计、推力室冷却通道设计以及喷注器设计，为后续仿真提供可靠的物理模型。通过功率平衡的方法确定推力室室压，然后根据最大推力喷管设计原则设计得到发动机推力室的内型面；采用一种基于冷却剂温升与壁面温度约束控制的多学科优化设计方法，对推力室冷却通道的结构尺寸进行优化设计，使冷却通道压降降低了17％，推力室质量降低了16%；借鉴一种“缩进角”的概念代替缩进距离进行气液同轴式喷注器设计。
　　其次，通过分析膨胀循环火箭发动机推力室内推进剂的燃烧过程，以及推力室再生冷却和喷注面板发汗冷却的传热过程，建立了火箭发动机燃烧室的燃烧模型以及推力室传热模型。燃烧模型包括气相控制方程、液相控制方程以及湍流燃烧模型；传热模型包括热传导模型、热对流模型以及热辐射模型。并且针对燃烧-壁面-冷却的耦合求解建立了流动换热耦合模型，解决了实现流固耦合仿真的困难。然后针对文献提供的试验物理模型，采用所建立的燃烧、传热及流动耦合模型进行了数值仿真，将仿真结果与试验结果进行对比，验证模型正确与否以及是否适用于本文的研究对象，为后续各章的数值模拟奠定了可靠的基础。
　　然后，对LNG膨胀循环推力室再生冷却与燃烧过程开展耦合仿真，对燃烧室压强、燃烧室流场以及推力室壁面冷却的仿真结果进行了分析。分析表明：由于燃烧室中推进剂蒸发产生的低温区，使该段燃气与冷却剂之间温差相对较小，造成燃烧室前端热流密度较低，室壁温度变化较小；由于冷却通道在喉部段的截面积小于其他区域，冷却通道会有一个突缩突扩过程，冷却剂在喉部段流动会产生漩涡，使冷却通道局部压力损失增大，但是漩涡使冷却剂湍流强度增大，从而使冷却剂粘附层厚度变小，减少热阻强化换热，使推力室壁温在突缩突扩处有所减低；由于冷却剂在径向存在温度梯度，冷却剂流动产生二次流，二次流对传热有一定的强化作用，室壁最高温度出现在喉部上游，而没有出现在喉部。
　　最后，采用多孔材料局部非平衡传热模型，对发动机推力室头部喷注面板的发汗冷却与燃烧过程进行了耦合仿真，分析了材料导热系数和孔隙率对喷注面板发汗冷却传热过程的影响。结果表明：燃气产生的热流有一定的热浸深度，不会超过面板厚度的1/3；随着导热系数的增加，材料的导热能力随之增强，这就使喷注面板的热浸深度增加，使靠近燃气面的喷注面板温度梯度降低；随着孔隙率的增加，冷却剂输运的能力也随之增加，使燃气侧喷注面板的温度整体随孔隙率的增加而下降。

目录

声明

第一章 绪论

1.1 研究背景与意义

1.2 相关领域研究综述

1.3 本文主要研究工作

第二章 膨胀循环发动机及其再生冷却通道设计

2.1 膨胀循环推力室设计

2.4 小结

第三章 膨胀循环火箭发动机燃烧与传热数值模拟方法

3.1 燃烧模型

3.2 传热模型

3.3 冷却通道内流体控制方程

3.4 流动换热耦合模型

3.5 仿真模型的验证

3.6 小结

第四章 膨胀循环推力室再生冷却与燃烧耦合仿真

4.1 仿真物理模型网格化及初边值处理

4.2 物性参数

4.3再生冷却推力室燃烧与流动耦合仿真结果分析

4.4 小结

第五章 膨胀循环发动机推力室头部喷注面板传热仿真

5.1 多孔介质控制方程

5.2 多孔模型验证

5.3 喷注面板流固耦合仿真及结果分析

5.4 小结

结 束 语

致谢

参考文献

作者在学期间取得的学术成果