低熔点金属熔融三维直写技术研究

针对现有金属件增材制造技术存在成本高、效率低的问题,提出一种低熔点金属熔融三维直写技术,并适用于汽车、机床等行业中试制金属模具及零部件的小批量、多品种、高效率、直接增材制造。首先介绍金属熔融三维直写技术原理,然后分析直写喷头的结构以及使用过程中的温度分布情况。最后采用有限元模拟和工艺试验相结合的方法,对薄壁金属件的三维直写过程进行研究。研究结果表明:金属熔融三维直写喷头使用过程中的温度沿高度呈抛物线分布,且喷头能较好地实现连续导丝和高效熔丝的功能;金属熔融三维直写过程中温度场分布极不均匀,且随着成形高度增加,高温热影响区持续扩大,散热路径加长;在直写过程中,成形件上节点处的循环性温度变化可使得相邻两层间在该节点处实现层间重熔;采用金属熔融三维直写工艺可以实现薄壁金属件的增材制造,金属件层间达到冶金结合。

微型缩放喷管中氢气/空气预混燃烧实验研究

在最大内径2mm，喉部内径1mm的微型缩放喷管中进行氢气／空气的预混燃烧实验，获取稳燃范围、壁面温度、火焰起始位置等燃烧特性。缩放的喷管结构相比于等直径的圆直管和T形管拓展了稳燃范围，合适的当量比下，入口流速在3．4～41．4m／s的范围内火焰根部能稳定在缩放段燃烧。壁面温度和火焰位置受到流速和当量比的双重影响。壁面温度最大值出现在燃料稍有富余，当量比为1．4时。火焰起始位置随流量的增大向下游移动，随当量比的增大先向上游移动后向下游移动。通过选择合适的当量比和流速，能控制微喷管内的燃烧温度和位置，为微推进、微喷射等系统的设计和改进提供依据。

固体发动机喷管喉衬流固耦合换热规律数值研究

通过考虑流场与壁面的湍流换热、固壁中的热传导以及包含吸收-发射性气体介质的喷管空腔中的热辐射交换等因素,建立了喷管喉衬流固耦合换热模型,通过与前人实验结果对照验证了模型的准确性;应用该模型分析了喷管粗糙度、燃气组分、燃烧室压强、推进剂燃温等因素对喷管喉衬热结构及换热规律的影响。仿真结果表明,喷管喉衬壁面温度和总热流密度在喷管喉部直段的前端达到最大;上述因素对喷管喉衬热交换的热流密度影响很大。

火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究

研究了火箭发动机复合喷管的耦合换热及瞬态壁温的计算方法,考虑了扩散控制的C/C喉衬的稳态烧蚀,建立了封闭腔-净辐射模型计算喷管内的辐射换热,改进了喷管辐射换热的计算方法.计算了两种复合喷管的壁温随时间的变化,并与有关文献的结果进行对比.研究表明:在火箭发动机喷管的入口段,高温燃气对壁面的辐射换热热流比对流换热热流强;采用封闭腔-净辐射法计算火箭发动机喷管的辐射精度较高.

喷口辐射热泄漏对延伸段壁温分布的影响

引入喷口的热辐射泄漏损失，导出辐射冷却推力室壁温的计算方程。分析表明，考虑与不考虑喷口热损失二者相比较，前者壁温约下降７０℃。本结果可为喷管延伸段材料的选取提供更为科学的理论依据。

考虑导热对流和辐射作用的轴对称收扩喷管壁温计算

基于N-S方程求解了包括引射流、加力燃烧室在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的流场,建立了考虑导热、对流换热和辐射换热作用的轴对称收扩喷管各层壁温分布的计算模型,包括隔热屏、喷管筒体、外调节片三层结构.对某航空发动机进行了多工况计算,燃气的物性随压力、温度和油气比的变化采用了一系列精度较高的计算公式和计算方法.计算结果表明:基于密度求解器求解包含引射流在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的跨声速流场是成功的.隔热屏和收扩喷管筒体沿流向温度逐渐升高,喷管筒体壁温在喉部达到最大,在扩张段逐渐降低;收扩喷管外调节片壁温与收扩喷管筒体的壁温变化规律相同,但是壁温最大值则位于喉部前某一位置.计算结果与经过试验验证程序的结果符合良好.

某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究

战斗机在飞行过程中,由于高温尾焰热辐射及发动机内部的传热作用,在尾喷管外壁面接近喷管出口位置会形成一个温度较高的区域,进一步增强战斗机的红外辐射信号,进而降低其红外隐身性能。本文在飞行条件下某战斗机机身外流场和喷管流场建模仿真基础上,对战斗机尾喷管外壁面温度场分布进行数值计算,得出了尾喷管外壁面温度场的分布规律及其内部热传导的分布特点,并与试验测试的尾喷管温度分布图像进行对比验证。

发动机喷管内流场对流换热系数影响因素的数值分析

基于Roe-FDS格式,采用标准k-ε湍流模型对某液氧煤油发动机喷管内部燃气流对喷管内壁的对流传热换热系数进行了数值仿真与研究,分析了网格雷诺数以及恒温壁壁温对喷管内壁对流换热系数的影响。当近壁面网格第一层法向高度为10-3 mm数量级时,仿真结果与工程估算公式的计算结果相吻合。同时,在一定范围内,对流换热系数随来流速度的增大而增大,恒温壁的壁温对对流换热系数的影响则较小。

非对称波瓣上外扩张角对S弯二元喷管性能影响

为了明确非对称波瓣上外扩张角对涡扇发动机S弯二元喷管流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数和壁面最高温度的影响，采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同非对称波瓣上外扩张角模型进行了定量研究，并得到了气动热力性能的影响规律。结果表明：非对称波瓣上外扩张角在5°-25°变化时，在波瓣尾缘处，流向涡的无量纲涡量随上外扩张角的增大而增大。在S弯二元喷管出口截面处，热混合效率随上外扩张角的增大而增大，总压恢复系数随上外扩张角的增大呈现出增大-减小-增大的趋势。S弯二元喷管的壁面最高温度随上外扩张角的增大先下降后升高，其中上外扩张角为10°壁面温度最低，约为426K。

轴对称矢量喷管三维传热计算研究

采用封闭腔理论算法 ,利用矢量喷管的三维内流场数值计算结果 ,对轴对称矢量喷管的壁温分布进行了数值计算。计算结果表明 ,在非矢量状态 ,喷管同一轴向位置处的周向壁温基本相同 ,壁温分布可按一维处理。在矢量状态 ,喷管同一轴向位置处的周向壁温相对差值达 15 % ,壁温分布呈现复杂的形式 ,必须采用三维计算方法计算壁温分布 ;喷管扩张段壁温明显高于非矢量状态。所开发的计算方法和程序既可用于轴对称矢量喷管的工程设计 ,也可为试验验证提供理论依据。

壁厚对空间小推力发动机喉部壁温的影响

介绍了空间小推力发动机通常采用的冷却方式及降低推力室喉部壁温的常用方法,分析了通过增加壁厚降低喉部壁温的可能性。通过简化模型,对不同壁厚下的喉部壁温进行了计算,计算结果表明,适当增加壁厚可以起到降低喉部壁温的作用。

1000MW超超临界机组锅炉燃烧器烧损原因分析及防治

介绍了北疆电厂1 000MW超超临界机组锅炉燃烧器烧损情况,从燃烧器配风、煤着火距离、入炉煤质变化、燃烧器结构及材质等方面分析了燃烧器烧损的原因,结合实际提出了防治燃烧器烧损的办法,并提供了各层燃烧器周界风门的开度优化值,供同类型锅炉的燃烧调整及运行优化借鉴。

大空间喷口送风同步求解模型及关键参数

建立了大空间喷口送风工况下室内空气和内壁面温度同步求解的数学模型,对模型中的关键参数地面温度和区域换热系数进行了讨论,考虑地面向下的传热,建立了地面热平衡方程,根据送风层的送风量和卷吸量修正了区域换热系数。通过实际大空间建筑夏季热环境实验,实测了室内空气竖直温度分布和内壁面温度分布,对修正后的同步求解模型进行了验证和完善,结果表明,修正模型的计算结果与实测值吻合得较好。

旋流对冲锅炉侧墙贴壁风结构优化及布置数值模拟

以一台650 MW超临界旋流对冲锅炉为研究对象,通过数值模拟方法分析了不同喷口型式、喷口高度下侧墙水冷壁附近烟气成分分布特性,优选出喷口高度h=40 mm的圆形槽状型式设计了一套缓解侧墙高温腐蚀的贴壁风组合方案,并通过全炉膛模拟对方案进行效果评估。结果表明:在未添加贴壁风的原始工况下,模拟结果显示的侧墙高CO浓度区域与实际腐蚀发生的位置吻合;在安装位置、喷口高度、喷口速度及风量均保持一致的条件下,圆形槽状喷口、方形竖槽喷口、方形横槽喷口对高温腐蚀面积比ε的降幅分别为4.23%、2.42%、5.70%,其中圆形槽状喷口不仅具有较好的防腐效果,且其O_(2)气膜的分布特性也更适合工程应用;在保持喷口型式、安装位置、喷口风量一致的条件下,在喷口射流上游,喷口气流与炉膛主流的相对速度对O_(2)气膜浓度的衰减起主导作用;在喷口射流下游,炉膛主流的强度和对喷口气流的冲刷面积对O_(2)气膜浓度的衰减起主导作用,h=30、40、50、60 mm四种喷口对高温腐蚀面积比ε的降幅分别为5.62%、4.23%、3.87%、3.20%。实际工程应用中,为保持较好防腐效果的同时,避免阻力损失过大及气流速度过大造成水冷壁管壁磨损,建议选取h=40 mm喷口为宜。设计的贴壁风组合方案可在侧墙大部分区域形成相互交叉的O_(2)气膜,将高温腐蚀易发区域所占比例降低至12.88%,且该方案对炉内燃烧及污染物的排放影响较小。

固体火箭发动机喷管传热与壁面烧蚀的耦合计算分析

为研究某型固体发动机在地面工作过程中喷管的受热与烧蚀,对其工作后140 s内复合喷管壁面受到管内高温喷流辐射与对流加热,以及发动机外部环境辐射与对流冷却条件下的壁面受热与材料热解烧蚀建立一维非稳态热分析模型进行计算分析。其中,喷管材料采用金属基体内衬高硅氧-酚醛复合隔热材料构成,高温喷流对喷管的辐射加热采用非灰参与性介质的封闭腔辐射换热模型计算,对喷管的对流加热采用巴兹公式计算,复合喷管壁面材料升温后的热解分为基体材料升温-基体材料热解-热解层炭化-Si O2熔融-炭化层脱落五个阶段进行分析。研究发现,喷管收敛段和喉部主要受到高温喷流的辐射加热,内壁辐射热流约为对流热流的2.5倍,喉部下游因喷流温度下降,速度激增,内壁对流热流超过辐射热流,在扩张段尾部,内壁的辐射热流再次超过对流热流;发动机工作过程中,喷管收敛段和喉部壁面的高硅氧-酚醛复合隔热材料随时间逐渐被烧蚀,烧蚀厚度随时间上升,喉部烧蚀厚度最大,140 s时烧蚀厚度达到8 mm,平均烧蚀速率为0.057 mm/s;喷管扩张段中后段喷流温度大幅下降,壁面内高硅氧-酚醛复合隔热材料未烧蚀;沿喷管壁面厚度自内向外,壁面温度急剧下降,发动机工作后16 s时,喉部截面处内壁温度达到2700 K,而外壁温度仅为340 K。

轴对称矢量喷管的气膜冷却及红外辐射耦合计算分析

为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。

基于ANSYS Icepak的FDM 3D高温打印机喷头散热优化研究

FDM打印中,不合理的温度场分布会导致喷头堵塞和物料供给不通畅,最终影响打印质量。针对此问题,提出了一种喷头散热优化方案,在原有喷头结构上采用风扇对喷头关键区域进行集中散热。分别对优化前后的喷头进行热力学仿真实验和打印实验,对比结果表明:优化后的喷头温度场分布有明显改善,喉管关键区域温度有明显下降,在显微镜下观察打印件结构,打印质量有显著提高。

大空间建筑分层空调两种典型送风系统区域间换热特性研究

结合实验和CFD模拟方法,研究了采用柱状下送风系统和侧壁喷口送风系统时区域间对流转移热量和区域间温差换热系数的计算方法,讨论了2种系统区域间换热情况。在缩尺实验室中,研究了无内热源且具有相同排风比的实验案例。根据实验结果,对CFD模拟得到的竖直温度分布和冷负荷结果进行了验证。通过将整个空间竖直划分为4个区域,计算得到区域间温差换热系数。结果显示:采用柱状下送风系统,温度梯度引起的热传导占主导作用;采用侧壁喷口送风系统,温度梯度引起的热传导和气流流动引起的气流换热量都不容忽视;区域间温差换热系数受送风方式和区域划分的影响,并与局部湍流强度有关。

多种气膜冷却形式下轴对称矢量喷管壁温计算研究

航空发动机矢量喷管的冷却结构设计是研究矢量推进技术应用的关键问题之一。针对某偏转20°轴对称矢量喷管隔热屏采用的十种气膜冷却结构,建立基于壁面传热的热平衡方程,采用牛顿-拉斐尔森迭代法得出十种冷却结构下壁面及隔热屏的温度。其中气膜冷却采用有效温比经验公式计算,燃气辐射采用封闭腔净辐射分析法计算,并把本文计算的壁温与文献结果进行对比分析。结果表明:隔热屏对喷管收敛段有很好的冷却作用,采用气膜冷却可显著降低其温度;相对于受隔热屏保护的收敛段而言,喷管扩张段的受热形势较为严峻,温度更高,其冷却有待加强。

组合推进剂下凝相燃烧产物对喷管壁面温度的影响

为研究高低燃温组合推进剂凝相产物对喷管壁面温度的影响,设计了不同低燃温推进剂含量及燃烧产物粒径的对比工况。研究结果表明,低燃温推进剂燃气有效降低了壁面温度及减少粒子对壁面的碰撞,两者对壁面温降作用相当。同时开展了组合推进剂下喷管外壁面温度测试试验,低燃温推进剂含量为6.8%时,喷管外壁面最高温度下降40.5%。最后开展了流固耦合计算,获得了喷管外壁面温度随时间的变化,计算结果与试验数据基本一致。