排氣液化循環發動機推力室性能計算研究

黃奕勇,許軍校

(國防科學技術大學 航天與材料工程學院,湖南 長沙 410073)

0 引言

渦輪排氣液化循環是一種新型高性能氫氧發動機方案[1、2]。其燃氣發生器中推進劑混合比為8,同時在其中注入一定量的水以降低燃氣溫度。燃氣發生器產生的水蒸氣對渦輪作功后,通過換熱器與主推進劑中的氫、氧流體進行熱交換,溫度降低并液化成水。水是良好的冷卻劑,將水引入推力室對燃燒室壁冷卻液膜和氣膜(由液膜汽化后產生)。液/氣膜冷卻可對推力室壁面進行有效的熱保護。

在目前的氫氧發動機中,均未組織液膜冷卻。實際上,采用液膜冷卻的發動機只有前蘇聯的液氧煤油發動機[3、4]。液態冷卻劑(對渦輪排氣液化發動機來說,冷卻劑是水)從發動機的側壁面注入,發動機內流動被分為兩個部分：高溫的中心區,混合比低;低溫的邊區,混合比高。此時,推力室內流動與普通一維流動存在明顯差異,采用傳統型面計算方法會導致誤差,須加以修正。為此,本文對排氣液化循環發動機推力室性能的計算進行了研究。

1 性能計算方法

為便于討論,將燃燒室分成頭部附近的主燃燒區、中心區和邊區3個區,如圖1、2所示。

a)主燃燒區：此區的物質包括從頭進入的推進劑氧qmcOX、氫qmcf和水。這些物質經泵增壓、換熱器換熱、渦輪作功后焓值均發生了變化。三種物質在此區混合燃燒,產生推力室的燃氣流。

b)邊區：沿燃燒室壁組織3道液膜冷卻,液膜在向下游流動中進行對流與輻射換熱,溫度升高至飽和(或臨界)溫度時液膜完全汽化。汽化的蒸汽膜繼續保護壁面。主燃氣與液膜和蒸汽膜間存在大的溫度差和速度差,故在邊界上形成附面層和剪切混合層。蒸汽和被卷入(以及將被卷入)邊區的主燃氣組成邊區流管。但超聲速狀態下氣體混合減弱,計算時認為中心區氣流超聲速時不再與邊區摻混而將被卷入邊區。

c)中心區：除邊區外的燃氣流構成的中心區流管。

圖1 發動機推力室Fig.1 Scheme of MCC

圖2 計算用雙流管Fig.2 Sketch used f or MCCanalysis

1.1 主燃燒區參數確定

主燃燒區分析中,主要是確定進入該區的總焓和成分。據此即可由熱力計算獲得主燃燒區的參數(中心流管的熱力參數與主燃燒區一致)。文獻[5]給出了主燃燒區推進劑焓值I c的計算表達式。

給定燃燒室喉部總壓p*t和推進劑總焓后,可通過熱力計算求得燃燒室主燃燒區溫度Tc和特征速度C*,再由噴管出口面積比εe求得主燃燒區氣流的理論比沖Isv。

1.2 邊區流管參數與壁面修正

按被卷入邊區的主燃氣流的質量分數從頭部開始分劃出一個流管。液膜在吸收主燃燒區氣流對流熱流和輻射熱流后,于喉部上游完全氣化成蒸汽,并假設此蒸汽和卷入的主燃氣在喉部上游完全混合均勻,而在下游不再與主燃氣混合,形成一獨立流管。在推力室液膜冷卻計算中可得被卷入的燃氣流量qmg(如圖2所示)。則,邊區流量

噴管型面計算是發動機設計中最重要的部分之一,因此本文重點分析液膜注入對發動機噴管型面的影響。為達修正噴管型面目的,可將問題簡化為在喉部上游點S處(壓力p=1.1pt)加入蒸汽,其流量為,速度為。在此之前,邊區成分與主燃氣流相同,流量為qmg。由此假設,點S前邊區的面積

式中：DS為點S處發動機內壁直徑;qmc為燃燒室總流量。

在點S加入蒸汽以后,為保持壓力不突變,需增加面積ΔA。下游沖量

式中：pS,ρS,vS是點S處主燃氣流的壓力、密度和速度。下游流量

下游單位面積流量

下游總焓

式中：Ic,分別為點S處主燃氣流和注入水蒸汽的焓值。由于下游的氣體成分已知,Ib為下游溫度T和壓力pS的函數,則式(5)可改寫為

綜合式(3),下游動量表達式為

式中：ρ,v分別為下游的密度和速度。質量守恒和氣體狀態方程分別為

式(6)～(9)中含ρ,v,ΔA共4個未知參數,故方程可解。實際計算中,可用牛頓法求解。至此就完全確定了型面的修正量ΔA(由液膜引起的)和邊區氣體參數ρ,v,T。

邊區流管在噴管出口的壓力等于主燃氣流噴管出口壓力,用等熵關系可求出該截面參數和邊區流管理論真空比沖Isv?B。

1.3 中心流管性能與雙流管綜合性能

中心流管流量

該流管的氣流參數和真空理論比沖與主燃燒區相同。雙流管系統的綜合性能可表示為

式中：Isv?B,Isv?C分別為中心與邊區流管的比沖。

2 算例

設推力為2 100 kN、混合比為6,進行燃氣液化循環推力室性能計算。燃燒室壓力分別為21.6,25.0,30.0,32.0 MPa時計算所得雙流管性能見表1。其中效率為雙流管平均比沖/單流管理論比沖。

表1 雙流管性能及型面修正Tab.1 Dual flow tubeperformance and nozzle contour amending

由表1可知：效率為99.6%～99.7%,即由液膜注入產生的性能損失為0.3%～0.4%;邊區流管的比沖較低,意味著噴管的摩擦損失會減小;邊區流量占總流量的比例為5.76%～5.97%(包括卷入的主燃氣)。顯然,邊區產生的壁面修正量ΔA已不可忽略。

3 結束語

本文理論推導了液膜冷卻條件下排氣循環液化發動機推力室壁面的修正方程及雙流管的性能計算模型。計算結果表明：液膜冷卻會導致少量的性能損失,且雙流管與常規一維流動不同,壁面修正量已不可忽略。本文所得理論結果對未來液膜冷卻發動機設計有一定的參考意義。

[1]LOURDESQ.Airbreathing space boosters using inflight oxidizer collection[J].Journal of Propulsion and Power,1996,12(2)：315-321.

[2]MANSKI D.Cycles for earth-to-orbit propulsion[J].Journal of Propulsion and Power,1998,14(5)：588-604.

[3]休澤爾.液體火箭發動機現代工程設計[M].北京：中國宇航出版社,2004.

[4]張貴田.高壓補燃液氧煤油發動機[M].北京：國防工業出版社,2005.

[5]黃奕勇,許軍校.渦輪排氣液化循環發動機的能量分析[J].上海航天,2010,27(2)：46-48.