固體火箭發動機尾焰注水流場實驗研究*

姜 毅,周 帆,張學文

(北京理工大學宇航學院,北京 100081)

0 引言

固體火箭發動機由于其結構簡單、維護簡便、可靠性高、反應快速等優點成為戰術、戰略導彈和運載火箭等的主要推力裝置,其尾焰是高溫高速的燃氣射流,容易對發射環境產生破壞效應,尤其是其高溫產生的熱沖擊燒蝕效應,成為破壞火箭導彈發射裝置的主要因素。為了延長發射裝置的使用壽命,降低維護成本,迫切需要一種成本低廉、操作簡單的方式來降低發動機尾焰燃氣的溫度。而通過注水方式來降低尾焰溫度,減弱熱沖擊燒蝕效應已經在歐洲[1]、美國[2]的大型發射場得到應用。文中通過實驗方法對固體火箭發動機尾焰的注水效果進行了研究,旨在得出注水對高溫高速燃氣射流流場形態的影響以及降溫效果。

1 實驗設計

1.1 實驗用發動機設計

圖3 實驗用固體火箭發動機燃燒室壓力變化曲線

由于火箭導彈尾焰多為高溫高馬赫數的燃氣射流,為使實驗的結果對此類問題具有代表性,故設計出口馬赫數為3.5左右,出口溫度在2000K左右。為滿足出口條件,由一維等熵流的基本公式及藥柱燃燒特性設計出如圖1、圖2所示的固體火箭發動機藥柱和發動機殼體,噴管采用拉瓦爾噴管。該發動機燃燒室總溫為3000K,總壓為7MPa。燃燒室的壓力(見圖3)和溫度都保持恒定,很好的滿足了設計要求。

1.2 實驗臺架設計

一般的發動機實驗都是臥式實驗,臥式實驗的優勢在于實驗方便安全,便于布置。考慮到注水的流量較大,所受到的重力影響較大,為保證對稱性 實驗采用立式實驗方式,這樣就能夠把重力在主流垂直方向上的影響給排除掉,使得測量結果更加精確,并且便于高速攝影對實驗過程產生的現象進行拍攝。

立式實驗裝置的設計重點在于實驗臺架的高度。由于實驗臺架過高容易造成整體結構不穩定,造成安全隱患;而高度不夠又會導致射流核心區內的實驗現象不能夠觀測完全。所以必須在滿足實驗觀測要求的情況下使得實驗臺架高度最小。實驗臺架的設計參照了射流核心區的長度估算公式,根據文獻[3]中的公式:

估計了核心區長度。其中,x0表示核心區長度,de表示發動機噴嘴出口直徑,Mae表示發動機出口馬赫數。將設計馬赫數Mae=3.5代入式(1)中計算得出核心區長度考慮到發動機噴管會從發動機安裝板往下伸出一段并且留有一定余量,最終設計上下兩板之間的距離為h=25de,如圖4所示。

圖4 實驗裝置布置圖

1.3 注水系統設計

為了保證在發動機工作過程中注水水壓恒定,實驗采用水泵供水的方式進行供水。注水系統組成及安裝位置如圖4所示。為了能夠清楚的拍攝注水射流與高溫燃氣主流摻混的宏觀現象,特別采用兩側注水的方式,注水方向與水平方向的夾角α=2β,β為噴管的擴張半角。為了保證發動機燃氣射流的流場能夠形成,根據無注水狀態下所測得的圖像將兩個注水噴嘴的水射流交匯點定在第一個間斷面和第二個間斷面之間。該交匯點距離發動機噴嘴出口中心的距離 xw=7de。為了在相同水流量下使得水流的動壓較大,將兩個注水噴嘴均設計為直柱形噴嘴,口徑相同,且dw=0.16de。兩個噴嘴注水質量流率之和qw=2.4qg,qg為發動機燃氣質量流率。

1.4 測試設備說明

實驗用主要測試設備包括高速攝影一臺,紅外熱像儀一臺,這兩者都是非接觸式測量設備,不會對流型產生影響。

高速攝影采用的是美國生產的Phantom系列V10型號。實驗中為了更清楚地看清流型的細節,選擇最大分辨率2400×1800,采樣率設為480幅/s。值得一提的是在實驗中采用了“EDR”——極限動態范圍曝光控制,這是目前非常先進的二次曝光技術,正是由于運用了該項技術才很好的捕捉到了實驗流場中清晰的波系結構。

紅外熱像儀使用的是日產 TVS2000,響應波長范圍35.4μ m,采集速度30幅熱圖每秒,分辨率為0.1℃。該熱像儀多次應用于發動機燃氣射流的溫度場測試,文獻[4]中根據以往標定得到的數值來設定實驗中燃氣的輻射系數。根據紅外熱像儀的測溫原理,對不同的物質應該采用不同的輻射系數,而一次實驗中只能設定一個輻射系數,所以在所拍攝注水流場的紅外熱像圖中只有無水霧分布的區域溫度場分布是有效數據。

2 實驗結果與分析

實驗使用高速攝影和紅外熱像儀分別對無注水自由射流和兩側注水兩種不同狀態下的流場進行了對比拍攝。由于水射流與高溫高速燃氣主流之間的相互作用是高度非定常的[5],故無法給出一個注水與燃氣作用的定常流場圖。文中從高速攝影和紅外熱像儀所拍攝的一系列時間序列圖片中選取了最具有代表性的幾張圖片來進行分析。

2.1 流型分析

無注水和注水兩種狀態下流場波系結構及流場形態主要通過高速攝影測得的圖像來反映,分別見圖5、圖6。固體火箭發動機噴管出口、水管出口、底板、間斷面、核心區頂點等位置均標于圖上。

無注水自由射流狀態下發動機射流核心區長度與估算結果大概一致,一共有5個波節清晰可見(桶形)(見圖5)。該流型比較穩定,波系結構變化不大,只在接近底板處流場由于沖擊效應出現震蕩。該狀態下燃氣射流的第一、二個間斷面的位置都基本穩定,其中 x1=2.1de,x2=4.9de。

而兩側注水狀態下高溫燃氣主流的波節只有兩個清晰可見(見圖6)。第一個間斷面位置與無注水狀態下保持一致,基本穩定在 x′1=2.1de;第二個間斷面由于受到注水影響,在 x′2=4.7～5.1de之間變化。燃氣主流的核心區被壓縮成一個等腰三角形的區域,由于非定常現象十分明顯,該三角形區域的頂角并不固定,在0.5β～β之間發生劇烈變化;與之相對應的核心區長度也出現了較大范圍的變動:x′=7.4～10de。

2.2 流場溫度分布分析

無注水和注水兩種狀態下流場的溫度宏觀分布主要通過紅外熱像儀測得的圖像來反映,分別見圖7、圖 8。

圖7 無注水狀態流場紅外熱像儀圖

在無注水狀態下可以清楚看到高溫燃氣射流的邊界以及高溫核心區的分布。從圖7中左半部分可以得出燃氣射流的夾角大概為β～1.5β,其中高溫區域的分布與高速攝影圖像中發光區域的分布大致一致。

圖8 注水狀態流場紅外熱像儀圖

從圖8中可以清楚的看到注水后高溫區域的范圍縮小到只有一個三角形,其形狀和大小與高速攝影所拍攝到的流場形態是比較接近的。在注水狀態下,從核心區往下整個流場都被水霧所籠罩,根據紅外熱像儀的成像原理,無法正確顯示出水相的溫度,因此只能對核心區頂點以上的圖像進行分析。根據紅外數據測得燃氣主流的核心區三角形區域的頂角為0.7β～0.9β,核心區長度為x′=8.3～9.5de(由于紅外熱像儀的采樣率遠低于高速攝影,故所得到的數據變化范圍都小于高速攝影的數據)。由于受到水流的擠壓和汽化吸熱作用,核心區末端附近的溫度已經下降到1000℃以下,這是從紅外熱像儀的所測得的具體數據中分析得到的。

2.3 注水效果分析

對高速攝影和紅外熱像儀所拍攝的圖片進行綜合分析可以得知:在實驗的注水條件下,水射流并沒有完全進入燃氣主流,在接觸到燃氣主流的核心區外邊界時就已經發生了劇烈的摻混和汽化,致使整個實驗流場都被水霧所充斥。由此可以看出在實驗的注水條件下,注水射流可以依靠自身的動壓進入燃氣主流的核心區,并且通過摻混和汽化作用減少燃氣主流的核心區長度和核心區面積。

3 結論

1)在實驗注水條件下,水射流將燃氣主流的核心區壓縮成一個頂角在0.5β～β之間變化的等腰三角形區域,核心區長度也由原來的18.73變為 x′=7.4～10de。

2)在實驗注水條件下,水射流并沒有完全進入燃氣主流,在接觸到燃氣主流的核心區外邊界時就已經發生了劇烈的摻混和汽化。

3)由于核心區溫度在整個射流區域中最高,因此核心區的長度和面積往往能決定熱沖擊燒蝕作用的大小。在實驗注水條件下,有效的減少了核心區長度和核心區面積,從而達到降溫和減弱熱沖擊燒蝕作用的目的。

4)通過實驗可以發現燃氣射流的注水流場是一個非定常現象十分明顯的多相流場,其流型和形成機理比較復雜,需要通過多種方式進行進一步研究和深入探討。

[1]Giordan P,P Fleury,L Guidon.Simulation of water injection into a rocket motor plume,AIAA99-31280[R].1999.

[2]Wolff H,L T Barnes.Survey of special areas of rocket testing,AIAA65-476[R].1965.

[3]張福祥.火箭燃氣射流動力學[M].哈爾濱:哈爾濱工程大學出版社,2004.

[4]王宏,符彬,劉桂生,等.用熱像儀測試發動機燃氣流場溫度[J].固體火箭技術,2003(2):65-67.

[5]Cho C S,A P Gerald.Effect of coolant injection to small-scale diffuser simulating SSM E testing conditions,AIAA2002-4282[R].2002.