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热态壁面条件下的液膜冷却实验与仿真 被引量:2
1
作者 张国栋 罗宇翔 +1 位作者 李龙飞 唐桂华 《西安交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期108-118,共11页
为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表... 为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表明,随着入射角的增大,铺展长度减小,铺展宽度、扩张角增加;而在射流角一定时,随着液膜流量的增加,液膜铺展的长度、宽度和扩张角都有所增加。特别地,当射流角为25°、射流流量从300 mL·min^(-1)增加至400 mL·min^(-1)时,液膜长度最大增加量为20.94 mm,且增加射流流量能够有效降低壁面温度,当入射角为35°、液膜流量为300 mL·min^(-1)时,冷却前后壁面温度最大可降低141.81℃;液膜在壁面撞击点处有厚度峰值,且液膜流量越大峰值越高,当入射角为25°、流量为400 mL·min^(-1)时,最大峰值达679.32μm。采用流体体积法(VOF)构建了液膜冷却仿真模型,计算液膜的蒸发吸热、流动铺展过程,研究结果表明,射流流量为300 mL·min^(-1)时,液膜厚度模拟结果与实验结果最大偏差为7.9%,误差控制在工程应用允许的10%范围内,从而验证了VOF方法对射流撞壁形成液膜模拟的可行性。该研究可为液体火箭发动机液膜冷却技术提供一定的参考。 展开更多
关键词 体火箭发动机 冷却 热态壁面条件 流体体积法
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液体火箭发动机燃烧室液膜冷却数值研究 被引量:3
2
作者 张宏伟 陶文铨 +1 位作者 何雅玲 丰镇平 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第7期748-752,共5页
对液体火箭发动机燃烧室中的液膜冷却进行了数值模拟.采用有限容积法对燃气和液膜控制方程同时进行求解,对燃气和液膜分别采用标准k-ε模型和修正的Van Driest模型描述其湍流流动.燃气的辐射传热采用热流模型计算,同时对液膜干涸点下游... 对液体火箭发动机燃烧室中的液膜冷却进行了数值模拟.采用有限容积法对燃气和液膜控制方程同时进行求解,对燃气和液膜分别采用标准k-ε模型和修正的Van Driest模型描述其湍流流动.燃气的辐射传热采用热流模型计算,同时对液膜干涸点下游的流动与传热进行了模拟.详细研究了气液界面上质量、动量和热量的传输特性,发现当壁面绝热时,燃气对流传热和液膜蒸发所吸收的汽化潜热在界面热量传递中起主导作用,但燃气的辐射传热和液膜显热不能被忽略.同时,分析了各种因素对液膜长度的影响,计算结果与实验符合良好,对工程实践有指导意义. 展开更多
关键词 燃烧室 冷却 界面 湍流 数值模拟
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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量:10
3
作者 周红玲 杨成虎 刘犇 《载人航天》 CSCD 2012年第4期8-13,共6页
液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气... 液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气流对液膜的携带。对液膜冷却过程的研究工作进行了综述,讨论了液膜冷却的异常升温现象和发生机理。 展开更多
关键词 体火箭发动机 冷却 传热 传质
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液氧/煤油高压推力室液膜冷却环局部过热分析
4
作者 吕发正 吴海波 +2 位作者 杨永红 迟淳 陈建华 《火箭推进》 CAS 2009年第3期11-14,共4页
液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热(甚至局部烧蚀)有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一... 液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热(甚至局部烧蚀)有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一冷却环带流量增大25%,可使过热处气壁温下降约35℃。采取增加冷却环带流量、降低燃烧室边区混合比、改善液膜冷却局部喷注结构等措施有利于燃烧室壁面的热防护,可防止局部过热的发生。 展开更多
关键词 体火箭发动机 推力室 冷却 传热计算 烧蚀
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液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却数值模拟 被引量:5
5
作者 向纪鑫 张萌 +3 位作者 李志强 刘鹏 王菡 崔福将 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期286-297,共12页
为了探究跨临界液膜冷却的耦合传热特性,采用带真实气体状态方程的非绝热扩散火焰面模型,并考虑再生冷却耦合传热,对液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却进行数值研究。分析液膜流量和冷却环带的分布对推进剂的掺混和燃烧、壁... 为了探究跨临界液膜冷却的耦合传热特性,采用带真实气体状态方程的非绝热扩散火焰面模型,并考虑再生冷却耦合传热,对液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却进行数值研究。分析液膜流量和冷却环带的分布对推进剂的掺混和燃烧、壁面热流分布、冷却效率的影响。结果表明,头部注入的膜冷却剂会在主流剪切力作用下在回流区逆时针流动,而推力室下游区域注入的冷却剂进入燃烧室之后,会沿着推力室壁面沿着下游流动形成低温保护膜;头部注入的膜冷却存在一个最佳冷却剂流量,而对于推力室下游的膜冷却,冷却剂流量越大,喷管区域壁面冷却效率越高;Case 6这种采用相隔较近的双排冷却环带布置方式的推力室壁面温度不均匀程度最低,平均冷却效率最高,而且在膜冷却流量越大时,冷却效率比其他工况增高得更加明显。 展开更多
关键词 冷却 氧/甲烷发动机 推力室 耦合传热 冷却效率
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双组元推力器雾化燃烧过程数值模拟及液膜冷却作用分析 被引量:4
6
作者 曹顺 汪凤山 陈健 《空间控制技术与应用》 2012年第2期58-62,共5页
在带有液膜冷却双组元推力器的设计过程中,对燃烧室的数值仿真是一项非常重要的工作.充分考虑了常被忽略或简化处理的推进剂雾化、液滴破碎、液膜形成等重要过程,选取EDC燃烧模型和realizable k-ε湍流模型,采用有限体积计算方法得到燃... 在带有液膜冷却双组元推力器的设计过程中,对燃烧室的数值仿真是一项非常重要的工作.充分考虑了常被忽略或简化处理的推进剂雾化、液滴破碎、液膜形成等重要过程,选取EDC燃烧模型和realizable k-ε湍流模型,采用有限体积计算方法得到燃烧室内部液滴分布、液膜分布、静温分布等重要数据.最后,根据所得结果阐述了燃烧室内的详细工作过程,并着重分析了液膜的分布特点以及对壁面的冷却作用,得到了两个与液膜冷却相关的结论. 展开更多
关键词 双组元 冷却 燃烧室 数值模拟
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高超声速边界层液膜演化过程和冷却机理研究 被引量:1
7
作者 骆寅涛 韩桂来 +2 位作者 钱丽娟 姜宗林 刘美宽 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1039-1052,共14页
高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VO... 高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VOF模型,研究25 km飞行高度和Ma=5气流条件下的液膜铺展情况,并通过不同冷却工质的入射速度、角度、表面张力和黏性系数条件,讨论了液膜在平板上的演化过程和冷却机理.结果表明,在气流作用下,液膜向壁面下游发展,液膜的存在导致边界层分离,连续液膜会在一定位置断裂为液块,然后进一步破碎为液滴.入射条件和液体性质的改变,会影响液膜沿流向的发展,具体表现在连续液膜断裂点的位置和连续液膜的厚度.在所设定的计算域内,壁面热流降低了80%~95%,液膜对壁面的冷却效率随着液膜形态的变化而变化. 展开更多
关键词 高超声速 冷却 演化 壁面热流 VOF
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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量:12
8
作者 唐亮 李平 周立新 《火箭推进》 CAS 2020年第1期1-12,共12页
液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液... 液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 展开更多
关键词 体火箭发动机 冷却 夹带 传热
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双组元姿控发动机液膜冷却对性能的影响分析 被引量:6
9
作者 李平 王衍方 《火箭推进》 CAS 1995年第5期1-8,共8页
本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分... 本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。 展开更多
关键词 冷却 辐射冷却 性能计算 姿控发动机
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正弦波形填料基底上液膜的研究及热经济性分析 被引量:4
10
作者 程友良 杨星辉 韩富强 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2015年第3期230-236,共7页
为研究正弦波形填料基底上液膜的流动、传热特性及不同结构该基底的冷却效果对电厂热经济性的影响,通过建立合理的物理模型,运用Fluent软件对不同振幅、波长和倾斜角度条件下正弦波形填料基底上的冷却液膜进行了数值模拟.以数值模拟的... 为研究正弦波形填料基底上液膜的流动、传热特性及不同结构该基底的冷却效果对电厂热经济性的影响,通过建立合理的物理模型,运用Fluent软件对不同振幅、波长和倾斜角度条件下正弦波形填料基底上的冷却液膜进行了数值模拟.以数值模拟的出口水温为计算依据,通过热力计算分析了不同正弦波基底结构对全厂热经济性指标的影响.结果表明:倾斜角度、振幅不变时,随着波长的增加,基底上液膜的厚度变薄,出口水温升高;波长、振幅不变时,倾斜角度的增大使得基底上液膜的厚度增加,出口水温降低;倾斜角度、波长不变时,随着振幅的增大,基底上液膜的厚度变厚,出口水温降低. 展开更多
关键词 填料 正弦波形结构 冷却液膜 数值模拟 热力计算
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液膜冷却对火箭发动机燃烧效率的影响 被引量:3
11
作者 唐亮 王凯 +2 位作者 刘计武 张波涛 刘亚洲 《火箭推进》 CAS 2023年第3期69-75,共7页
液膜冷却对发动机热防护和性能均有重要的影响,为了研究不同液膜注入条件对燃烧效率的影响,开展了燃烧室液膜冷却热试试验研究。试验中改变了射流流量、冷却孔的数量、射流倾角,并测量了两排分别位于正对冷却孔位置和两冷却孔之间位置... 液膜冷却对发动机热防护和性能均有重要的影响,为了研究不同液膜注入条件对燃烧效率的影响,开展了燃烧室液膜冷却热试试验研究。试验中改变了射流流量、冷却孔的数量、射流倾角,并测量了两排分别位于正对冷却孔位置和两冷却孔之间位置的燃烧室壁温,计算了不同工况下的燃烧效率。结果表明:推力室点火后,液膜的注入会压低温度曲线上升的斜率;在热试实验研究中,在相同的液膜流量下,不同的液膜注入方式并未对燃烧效率产生显著的规律性影响;头部混合比在3.6附近时,液膜流量占燃烧室总流量的百分比每提高2.3,则燃烧室的燃烧效率降低约1。 展开更多
关键词 冷却 燃烧效率 火箭发动机 燃烧室
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液膜冷却和二次燃烧的双组元发动机的性能和温度特性 被引量:2
12
作者 周军 王衍芳 《火箭推进》 CAS 1994年第1期5-15,共11页
利用 GEMCHIP 程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常... 利用 GEMCHIP 程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20~30%。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。 展开更多
关键词 冷却 双组元发动机
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液氧煤油发动机高压推力室冷却技术 被引量:11
13
作者 陈建华 张贵田 +1 位作者 夏开红 吴海波 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期242-245,259,共5页
针对液氧煤油发动机高室压推力室冷却技术,讨论了多条内冷却环带、人为粗糙度、内壁铣槽结构和隔热镀层等主要技术措施。对带人为粗糙度的平直通道内流动进行了二维和三维时均流数值模拟,分析了人为粗糙度局部强化换热机理。对多条液气... 针对液氧煤油发动机高室压推力室冷却技术,讨论了多条内冷却环带、人为粗糙度、内壁铣槽结构和隔热镀层等主要技术措施。对带人为粗糙度的平直通道内流动进行了二维和三维时均流数值模拟,分析了人为粗糙度局部强化换热机理。对多条液气膜冷却环带进行了数值模拟,分析了内冷却流量对冷却的影响。研究结果表明,合理设置人为粗糙度和采用冷却环带技术可有效降低推力室局部气壁温,以煤油为冷却剂的高压推力室冷却方案应以再生冷却结合多条液气膜冷却技术为主,综合采取人为粗糙度、高导热材料、隔热镀层等技术措施。 展开更多
关键词 氧煤油发动机 推力室 冷却 强化换热 再生冷却 人为粗糙度
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射流角度和壁面曲率对撞壁液膜的影响 被引量:5
14
作者 林庆国 杨成虎 刘犇 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期17-21,共5页
射流角度和壁面曲率是空间液体火箭发动机液膜冷却设计的重要参数,通过实验研究了入射角和壁面曲率半径对射流撞壁液膜形态和液膜厚度的影响;实验中液膜厚度的测量采用探针法法测量。对射流撞壁的溅射现象进行的分析表明,射流由壁面附... 射流角度和壁面曲率是空间液体火箭发动机液膜冷却设计的重要参数,通过实验研究了入射角和壁面曲率半径对射流撞壁液膜形态和液膜厚度的影响;实验中液膜厚度的测量采用探针法法测量。对射流撞壁的溅射现象进行的分析表明,射流由壁面附着状态转变为液滴飞溅状态的临界We数为214.1,射流撞壁后由附壁状态转变为溅射状态的临界入射角度为23.1°,根据液体火箭发动机冷却的需要可以选择合适的射流角度。 展开更多
关键词 体火箭发动机 冷却 入射角 实验研究
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倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模 被引量:10
15
作者 唐亮 李平 +2 位作者 周立新 任孝文 张波涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期327-334,共8页
倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用。为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究。通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套... 倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用。为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究。通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法。模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型能够较为准确地反映出壁面上液膜的基本外形。理论模型计算表明:液膜铺展面积随着射流速度和射流直径的增大而增大;当射流与壁面的夹角增大时,液膜流量分布的改变会导致液膜长度减小,宽度增大;模型计算结果能够反映出液膜边界随接触角增大而变小这一定性规律。 展开更多
关键词 倾斜射流撞壁 理论模型 接触角 冷却
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排气液化循环发动机推力室性能计算研究
16
作者 黄奕勇 许军校 《上海航天》 2010年第3期46-48,共3页
用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规... 用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。 展开更多
关键词 体火箭发动机 冷却 双流管 壁面修正
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冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响 被引量:2
17
作者 侯瑞峰 李龙飞 +2 位作者 陈建华 卢钢 曹晨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期206-216,共11页
为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介... 为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。 展开更多
关键词 体火箭发动机 推力室 冷却环带 喷注结构 入射角度
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气氧/酒精火炬式点火器试验 被引量:6
18
作者 刘巍 杨涛 +2 位作者 胡建新 李理 于宁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期269-272,共4页
为研究火炬式点火器旋转液膜冷却的冷却机理,设计了气氧/酒精火炬式点火器,并在冲压发动机试车台上进行了试验,试验中设置的最长工作时间20S,总流量变化范围8~40g/s,获得了压力、燃烧室下游壁面附近温度等试验数据,并通过与相... 为研究火炬式点火器旋转液膜冷却的冷却机理,设计了气氧/酒精火炬式点火器,并在冲压发动机试车台上进行了试验,试验中设置的最长工作时间20S,总流量变化范围8~40g/s,获得了压力、燃烧室下游壁面附近温度等试验数据,并通过与相似结构以液氢为燃料的试验结果进行对比,得到了如下定性结论:在一定余氧系数下,液体燃料沿壁面旋转进入火炬点火器燃烧室时,若液体燃料沸点较低(如液氢),则燃烧室下游燃烧产物为气态;若液体燃料沸点较高(如酒精),则燃烧室下游燃烧产物核心部分为气态,周围为液态。 展开更多
关键词 火炬式点火器 设计 试验 冷却
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MoSi2涂层制备对于双组元离心发动机的影响分析 被引量:2
19
作者 张榛 蔡坤 +4 位作者 贾中华 王娜 虞育松 汪凤山 毛晓芳 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第S01期120-126,共7页
涂覆在双组元发动机推力室表面的MoSi2涂层可以有效地防止金属基材在高温氧化氛围下形成低熔点的金属氧化物。通过真空离子镀和包渗硅化的制备方法,可以令MoSi2涂层更加致密和均匀,大大提高了涂层性能。其涂层试片在1800℃的静态高温下... 涂覆在双组元发动机推力室表面的MoSi2涂层可以有效地防止金属基材在高温氧化氛围下形成低熔点的金属氧化物。通过真空离子镀和包渗硅化的制备方法,可以令MoSi2涂层更加致密和均匀,大大提高了涂层性能。其涂层试片在1800℃的静态高温下可以耐受20 h以上,远远优于传统挂浆和喷涂法制备的试片耐温指标。同时,该工艺方法制备的涂层表面更加光洁致密,在这种条件下更容易令冷却液膜铺展和生存,也更有利于实现液体蒸发换热,以实现发动机燃烧室头部的高效冷却。经实验验证,涂覆了该涂层的发动机在喉部1400℃以上的点火温度下,头部温度仅约100℃,并顺利通过了累计4万秒的寿命摸底考核,这对于发动机性能提升和延寿有重要意义。但是,在MoSi2涂层的制备过程中,钼层的厚度和均匀性控制以及包渗硅化工艺的匹配性都会对发动机可靠性有着重要影响。一旦有钼层残留在涂层内部,就会导致涂层扩散层结构异常,严重影响涂层的结合性和热匹配性,在点火中产生贯穿性裂纹而失效。失效位置往往位于推力室喉部下游,因为该位置较大的温度梯度和相对贫氧的环境导致涂层内部产生应力裂纹并难以自愈合。针对这个问题,必须通过控制钼层厚度、延长包渗时间和称重法检测等措施,以保证钼层足以形成足够厚度的涂层,同时实现完全的硅化而没有残留。通过这些措施可以提高涂层制备质量,保证发动机的工作可靠性。 展开更多
关键词 双组元离心式发动机 MoSi2涂层 扩散层结构 冷却
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Experiment on Effect of Tip Clearance Leakage Flow on Heat Transfer of Turbine Outer Ring 被引量:1
20
作者 LIU Tianyi JIN Feng +1 位作者 YANG Jiang WEI Xin 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2021年第2期344-352,共9页
The cascade model was tested using transient liquid crystal temperature measurement technology.The effects of main flow Reynolds number,blowing ratio and tip clearance height on the convective heat transfer coefficien... The cascade model was tested using transient liquid crystal temperature measurement technology.The effects of main flow Reynolds number,blowing ratio and tip clearance height on the convective heat transfer coefficient of the turbine outer ring were studied.Two feature lines were marked on the turbine outer ring corresponding to the position of the blade.The conclusions are as follows:The tip clearance leakage flow has a great influence on the convective heat transfer coefficient of the turbine outer ring.When the clearance height and the blowing ratio are kept constant,gradually increasing the main flow Reynolds number will result in an increase in the convective heat transfer coefficient of the turbine outer ring.When the clearance height and the main flow Reynolds number are kept constant and the blowing ratio is gradually increased,the convective heat transfer coefficient of the turbine outer ring is almost constant.The heat transfer coefficient of the turbine outer ring surface is little affected by the blowing ratio;The clearance height has great influence on the heat transfer characteristics of the turbine outer ring.Under the typical working condition in this paper,when the tip clearance height ratio is 1.6%,the convective heat transfer coefficient of the outer surface of the turbine is the highest. 展开更多
关键词 tip leakage flow film cooling liquid crystal temperature measurement heat transfer characteristics
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