材料相变对燃气二次喷射系统热防护作用研究力学大会集ms7625

杨泽南，王革，马继（哈尔滨工程大学航天与建筑学院，哈尔滨摘杨泽南，王革，马继（哈尔滨工程大学航天与建筑学院，哈尔滨摘关键词固体火箭发动机，燃气二次喷射，松耦合，热应引、俄罗斯的“白杨”导弹基于上述考虑计算方法，运用为流场计算软件和结构场计算软件S的数据交换平台，研究钨渗铜材料潜热对燃气阀在高温流场中工作时所受热应力及温度峰值的影响，研究结果可以为燃气二次喷射系统燃气阀的设计工作提供参考。本文中流场计算采用k-ε模型，该模型中k方程和ε方程如公式(1)和(2)+G-σ k jjjμ¶μ+t+ρC1Sε-C+= σεK+1.2u-u„j u-j )auj+1-u=1.2u-u„j u-j )auj+1-u=jDtˆ-nn=uDxj-1j j+ 2=1-+jununnf-2jjj+1/jj22三维非稳态导热微分方程表达式为p ii it为时间T为ρ为材料密cp为材料比热λi为材料的热传导为固体内部的热源密度，无内热源时Q0μσ Exx 1zεyE1=σz-μσ yE=E=E=Eε=1σ-σTxxyEσσαTyyxE γτ=E 21 + 21 + 1-y12 γ=+ 1.5。TH=T0c*=H-H*cT-T22.1图1喷管流场和燃气阀示意2.2应用M软件构建流场网格，将整体区域划分为3个部分（见图2）。由于燃气阀过程模拟需要应用动网格技术阀体周围采用四面体非结构网格（、区域），流场其他区域采用六面体结构网格，总网格数量300万左右。在中，选用ek湍流模型，密度基格式，喷管进口使用质量流量入口条件。图2流场图2流场图3燃气阀示意本文利用I耦合平台联合流场计算软件T和结构场计算软件进行数值模拟为：预先在流、固计算软件中分别设置好需要耦合的面，并单独求解初始状态下流场的流动和温度分布情况；然后通过软件将该值后传递给有限元结构边动有限元求解器开始求解结构温度与热应力变化；求解完成后又通过I将耦合边界计算结果传递回流场动软件的流场与温度场计算；如此进行反复交叉迭代，就能够求解多场耦合问题这种方法能有效利用与在各自领域的强大功能，仅通过接口软件交换界面上的参数，计算结果的精度能够得到保证。，现对经典圆管气动加热问题进行仿真。来流Ma6.47，静温T241.5K，无限长不钢圆R38.1mm，内半径r25.4mm，结构初温294.4K(a)流场(b)结构场图4圆管绕图6激波纹影图7NASA风洞试验激波纹影图8对比文献结果与2秒时刻结构温度等值线图9驻点温度变化曲33800m/s，小孔处结构温度快速升高，热量来不及传导，瞬时热应力在此处达到峰值，容计算燃气阀潜热的工况不仅热应力峰值来临比不计算潜热的工况晚值上不计算潜热工况也要小，这说明钨渗铜材料的相变潜热在燃气阀工作过程中能够起到降低热应力的作用；燃气阀作动一个周期后静止，计算潜热工况热应力下降幅度没有不计算潜热工况大，但数值上计算潜热工况最大热应力更小一些；待2秒时刻左右，两种工况阀门结构热应力最大值趋于一致，这说明本材料第一次相变所吸收的总热量有限，只能在一定程度上降低结构所受的最大热应力。因此，可以考虑换一种铜的质量分数高一些的钨渗铜材料来设计燃气阀。图10两种工况每个时刻最大热应力对(a)两种工况每个时刻最高温度对(b)(a)两种工况每个时刻最高温度对(b)每个时图11两种工况每个时刻最高温度对图12最大变形量对4论获得2秒时刻流场激波纹影图风洞试验照片相对比，发现激波位置较为计算得到随时间推移圆管外壁面温度分布及2秒时刻驻点温度，结果与文献对比，误差在1%以内；将2秒时刻结构的温度等值线与文献结果对比，两者吻合较好。基于上述结论够证明本文所采用的松耦合方法计算结果误差较小，满足多场耦合问题对计算精度的要求。比较上述两种工况中阀门在每个时刻的最大热应力、最高温度及最大变形量，为相变潜热对阀门作动过程中所受最大热应力和最高温度有一定限制作用，但作用有限；相变潜热对阀门受热膨胀变形的影响较小。吴雄.固体吴雄.固体发动机燃气二次喷射理论与试验研究.[PhDThesis].国防科学技术大学研究生院,李哲,魏志军,张平刘萝威拦截导弹制导和控制系统用复合材料热燃气阀系统.飞航导弹,2002(2):陈伟邝用庚,周武平.中国高温用钨铜复合材料的研究现状.稀有金属材料与工程,2004,33(1):DechaumphaiP,WietingAR,ThorntonEA.Flow-thermal-structuralstudyofaerodynamicallyheatedleadingedges.JournalofSpacecraftandRockets,1989,26(4):201～209STUDYONTHEEFFECTSTUDYONTHEEFFECTOFTHELATENTHEATOFTHEMATERIALSTOTHETHERMALPROTECTIONOFHOTGASSECONDARYINJECTIONSYSTEMYANGWANGMA(1InstituteofAerospaceandBuildingofHarbinEngineeringUniversity,Harbin150001,AbstractTheproblemofthermalprotectionofhotgasvalveofsolidrocketmotorgassecondaryinjectionhasbeenonedifficultyduringthethedevelopmentofthethrustvectorcontrolsystem.Firstly,wesimulatetheunsteadyprocessofclassicalhypersonicaerodynamicheatingtubetoverifythelooselycoupledmethod,andtheresultsaresimilarwiththeexperiment.Thenweusetheequivalentheatcapacitymethodtodothemulti-fieldcouplingnumericalsimulationoftheworkingprocessofthehotgasvalvemadebythetungsten-copperphase-changematerialandcomparetheresults.Theanalysisshowsthatthelatentheatofmaterialplaysanimportantrol