CC BY
5Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 44
www.mai.ru/science/trudv/
УДК 536.24
Расчет течения и теплообмена в сверхзвуковом сопле
Л.В. Быков
Аннотация
Работа посвящена расчету газодинамических параметров течения высокотемпературного газа в сверхзвуковом сопле и расчету теплообмена в различных сечениях камеры сгорания и сопла модельного ракетного двигателя. Расчет проводился с использованием программного комплекса АКБУБ СБХ. Для проверки методики проведено сопоставление результатов расчета с имеющимися экспериментальными данными.
Ключевые слова
конвективный теплообмен; сверхзвуковые турбулентные течения; жидкостные ракетные двигатели; коэффициент теплоотдачи; тепловая защита.
Расчет газодинамических параметров и теплообмена в камере сгорания и сверхзвуковом сопле жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) представляет собой важнейшую задачу, решение которой необходимо при проектировании изделий новой техники.
В данной работе проведена проверка возможности использования программного комплекса А^УБ СБХ для решения данной задачи.
В более ранней работе [1] проведены численные исследования различных методов охлаждения камеры сгорания. Данная работа посвящена исследованию конвективного охлаждения.
Для проверки методики использовались данные из экспериментальных исследований, приведенных в работе [2].
При проведении эксперимента проводились измерения полного давления в камере сгорания, температуры газа в камере, давлений в различных сечениях на стенке, а также температуры стенки в различных сечениях.
Полное давление измерялось с помощью трубок Пито. Тепловой поток в стенку определялся с использованием дифференциальных термопар, расположенных в различных сечениях камеры сгорания и сопла.
Для проведения расчета рассмотрена область камеры сгорания и сопла, приведенная на рис. 1.
Рис. 1. Схема расчетной области
Для расчета использовалась конечно-элементная сетка HEXA (сектор, составляющий 20°). Она представлена на рис.2.
Использовались 2 домена: Fluid - Solid, где Fluid - течение в сопле, Solid - стенка камеры.
Рис. 2. Расчетная сетка
Расчет проводился для определения коэффициента теплоотдачи вдоль стенки камеры для различных условий эксперимента, получения полей скоростей течения газа и определения относительного давления вдоль стенки камеры сгорания.
При расчете коэффициента теплоотдачи использовалась формула
а _ —%¥— (11)
Т - тш у '
где а - коэффициент теплоотдачи, дш - плотность теплового потока в стенку, Т0 -температура торможения в камере сгорания, Тш - температура стенки.
Результаты расчета коэффициентов теплоотдачи и чисел Маха в зависимости от различных условий эксперимента приведены на рис. 3 и 4 соответственно.
Значения коэффициентов теплоотдачи, полученные экспериментальным путем, обозначены значками.
а Вт/и2*
расчет
К1- з=17.2&+ 5|
и
\ 1>
1» ь
1
X, и
Рис. 3. Распределение коэффициента теплоотдачи вдоль стенки камеры для различных условий эксперимента.
Рис. 4. Картина течения (число Маха) для различных условий эксперимента.
На рис.5 приведены измеренные и расчетные значения изменения относительного давления вдоль стенки камеры.
Рис. 5. Распределение относительного давления вдоль стенки камеры.
Выводы
Проведено расчетное исследование газодинамических параметров и теплообмена в камере сгорания и сопле модельного ракетного двигателя. Сопоставление результатов расчета с имеющимися экспериментальными данными показало удовлетворительное согласование, как по распределению теплового потока вдоль стенки, так и по распределению давления, что позволяет сделать вывод о возможности использования программного комплекса ANSYS CFX для решения данной задачи.
Библиографический список
1. Аникеев А.А., Быков Л.В., Молчанов А.М. Расчет охлаждения сверхзвукового сопла // Вестник Московского авиационного института. 2010. №3. Т.17, С.99-107.
2. Back L.H., Gier H.L., Massier P.F. "Convective heat transfer from turbulent boundary layer in convergent-divergent conical nozzle," Jet Propulsion Laboratory, Feb 15, 1965, JPL-TR-32-415; NASA-CR-57326, 58 pages.
3. ANSYS CFX-Solver Theory Guide. Particle Transport Theory. Heat and Mass Transfer. http://www.kxcad.net/ansys/ANSYS_ CFX/help/Theory/i1308531.html
Сведения об авторах
Быков Леонид Владимирович, старший научный сотрудник Московского авиационного института (государственного технического университета). Тел. 8(903)132-1909, e-mail: kowl@mail.ru
