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塞式喷管塞锥冷却技术初步研(航空航天大学,( , 30.1%38.2%。针对塞式喷管气动特性及其优点,国外学者已经做出了充分的研究,TakashiIto等针对塞锥冷却,国外学者也开展了研究,Clark等[5]对带加力燃烧室轴对称塞式喷1Figure1Nozzlestructureandplug2Figure2Mainsizeofthenozzleandplug3Figure3Diagramofplugcooling了一定冷却能力的次流,从夹层通膜孔或狭缝流出,形成气膜,保护塞锥尾部。1所示。1的基础上增加了外涵道、支板和塞锥壁面固体域,同时引入了次流,但次流进入腔体1Table1Overviewofthe1×××××2√√√××3√√√√√45400万左右。图4模型1流体域截面网格示意 图5模型3固体域网格示意Figure4Sectionmeshof Figure5Meshof of(Ui
0为流体密度,Ui表示流体的时均速度,U1,U2,U3x,y,z(UiUj)P
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速度,uiujujcpk-ε湍流模型和近壁区标准壁面函数进行流场分析,流动与2所示。2\图6模型1流体域截面压力分布 图7模型1流体域截面数分布Figure6Pressurecontourof Figure7Machnumbercontourof图6、图7为模型1数分布和压力分布示意图。可以看出,塞锥后部壁面主流态。随后,气流遇到一道激波,如图6B位置所示。压力升高,数降低,主流图8模型1流体域截面温度分布 图9模型1塞锥壁面温度分布Figure8Temperaturecontourof Figure9Temperaturecontouronplugof8为喷管内主流温度分布,高温主流从喷管上游流入,直接冲击塞锥头部,在喷管收缩段内温度基本不变。在膨胀,主流略有降温,而在激主流温度再次升高。图9图10模型2流体域截面数分布及流线示意Figure10Machnumbercontourandstreamtracesdiagramof图10为腔体进气模型数分布与流线分布示意图。可以看出,主流数分布图11模型2流体域截面温度分布 图12模型2支板及塞锥壁面温度分布 Figure12tTemperaturecontouronplugsupportof1500K左右。而塞锥中部温度较高,在模型2局部温度较模型1有所下降,壁面平均温度在1967K,相较无冷却结构,壁面温8%。但与设想冷却目标仍有较大差距,且冷却效果极不均匀。图13模型3流体域截面数云图及次流流线Figure13Machnumbercontourandstreamtracesdiagreamof12无异。流线图说明:图14模型3流体域截面温度分布 图15模型3塞锥壁面与支板壁面温度分Figure14Temperaturecontourof Figure15Temperatureonplugandsupport1374K,相较模型1下降32.7%,相较模型2下降30.1%。同时,模型3支板温度也有所下降平均温度降至1232K,相较模型2下降38.2%说明本文冷却思路初步可行。结并通过数值计算初步验证了本文一种冷却思路,具体结论如下:结构设计带来。TakashiIto,KozoFujii,A.KoichHayashi,et putationsoftheaxisymmetricplugnozzleflowfelids-flowstructuresandthrustperformance[R].AIAA-99-3211,1999.PetitJE,CaponeFJ.PerformanceofawedgenozzleinstalledonaF-18propulsionwindtunnelmodel[R].AIAA79-1164,1979.VermaSB,VijiM.Liner-plugflowfieldandbasepressuredevelopmentinstreamflow[J].JournalofPropulsionandPower,2011,27(6):1247-1258.琚春光,.塞式喷管推力模型的建立与实验验证[J].航空学报,2007,JUChun-guang,LIUYu.EstablishmentandExPerimentComParisonofthrnstModelsforplngNozzle[J].ActaAeronauticaETAstronauticaSinica,2007,28(4):821-826.HarringtonDE,NosekSM,StraightDM.Cold-flowperformanceofseveralvariationsofaram-aircooledplugnozzlesystem[R].NASATMX-3110,1974.ClarkJS,GraberEJ,StarightDM.Experimentalheattransferandflowresultsfromanair-cooledplug-nozzlesystemforasu ic-cruiseaircraft[R].NASA-TM-X-2475,1972.ClarkJS,LiebermanA.Thermaldesignstudyofanair-cooledplug-nozzlesystemfora ic-cruiseaircraft.[R].NASA-TM-X-2475,1972.,,单勇.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].航空学报,2015,36(8):2601-2608.ZhangJZ,WangX,ShanY.Effectsofplugrearbodyfilmcoolingoninfraredradiationandaerodynamicperformanceofaxisymmetricplugnozzle[J].ActaAeronauticaETAstronauticaSinica,2015,36(8):2601-2608.陈俊,吉洪湖,黄伟,等.涡扇发动机轴对称塞式喷管红外辐射特征计算[J].工程物理学报2010,31(12):2079-CHENJun,JIHong-hu.Numericalsimulationoftheinfraredradiationcharacteristicsandinfraredrestrainingeffectoflowerwalltemperaturefortwo-dimensionalplugnozzle[J].JournalofAerospacePower,2010,31(12):2079-2082.周兵,吉洪湖.塞锥气膜
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