邊界層控制方法降低噴管喉襯燒蝕影響因素研究①

王立武，陳林泉，劉勇瓊，武 淵

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.西安航天復合材料研究所，西安 710025)

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邊界層控制方法降低噴管喉襯燒蝕影響因素研究①

王立武1，陳林泉1，劉勇瓊2，武 淵1

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.西安航天復合材料研究所，西安 710025)

引入一種邊界層控制方法，通過在噴管內表面形成一層低溫富燃邊界層，降低噴管內表面的溫度和近壁面處氧化組分的濃度。采用二維軸對稱模型對邊界層控制方法進行了參變量研究，模擬了低溫富燃氣體的噴射質量、噴射溫度、噴射位置和噴射角度對該方法的影響規律，比較了不同參變量對降低噴管內表面溫度和近壁面處氧化組分濃度的效果，證明了邊界層控制方法降低噴管喉襯燒蝕影響因素的有效性。

邊界層控制方法；降低；喉襯燒蝕；影響因素

0 引言

噴管喉襯燒蝕主要分為熱化學燒蝕和機械剝蝕，其中熱化學燒蝕起主導作用，在噴管喉部更是如此[1]。尤其對于使用高能推進劑的發動機，4 000 K以上的高溫會使C/C喉襯的燒蝕率顯著增大，如何降低噴管喉襯的燒蝕率亟待解決。降低噴管喉襯燒蝕通常有3種不同的方法：(1)提高噴管喉襯材料的熱化學耐燒蝕性能；(2)改進固體推進劑配方；(3)控制噴管的邊界層。另外，也可對上述方法進行組合使用[2]。

在以前的研究中，降低喉襯燒蝕的研究主要集中在提高喉襯材料的耐燒蝕性能，通過不斷研究新材料來滿足這一要求。但其研究難度較大、研制周期相對較長。因此，研究者也在不斷探索其它途徑來降低喉襯的燒蝕。2001年的美國專利文獻中，提到了幾種降低喉襯燒蝕的方法，包括使用裝藥產生緩沖邊界層降低噴管燒蝕、改進噴管型面設計減少粒子對壁面的碰撞、噴管使用耐燒蝕防護層等[3-5]。

本文從創新方法入手，在保證發動機熱防護結構低燒蝕、輕質量的條件下，引入一種邊界層控制方法[6]，不僅可降低噴管喉襯的溫度，而且能減少近壁面處氧化組分的濃度，從而降低噴管的燒蝕率。文中闡明了該方法降低噴管燒蝕的機理，由于目前還未對邊界層控制方法的噴射條件進行系統研究，故本文著重研究了低溫富燃氣體的噴射質量、噴射溫度、噴射距離和噴射角度4個參變量對該方法的影響，獲得了這些參變量對燒蝕影響因素的影響規律，為邊界層控制方法的最優化提供了理論依據。

1 邊界層控制方法介紹

圖1為固體火箭發動機邊界層控制方法的示意圖。該系統采用4個帶中心孔的藥柱作為燒蝕材料，將一小部分推進劑燃氣引入燒蝕材料顆粒，燃氣將能量傳給燒蝕材料。該材料的高溫分解溫度相對較低，引入的燃氣將能量傳遞給燒蝕顆粒使其熱解，引入的燃氣與熱解的燒蝕顆粒氣體之間混合并發生化學反應，生成相對低溫的富燃氣體混合物，低溫富燃氣體在壓力梯度驅動下,噴射到噴管喉部稍上游區域[6]。

圖1 邊界層控制方法示意圖Fig.1 Schematic diagram of nozzle boundary-layer control system

采用邊界層控制方法后，在發動機的工作過程中，由于低溫富燃氣體噴入到噴管喉部稍上游區域，根據氣體流動特性，低溫富燃氣體將會貼近噴管內表面流動，形成一層低溫富燃邊界層。由于該邊界層的存在，燃燒室產生的高溫燃氣將由噴管中心流出，不會與噴管壁面直接接觸，不僅可有效地降低噴管內表面的溫度，而且引入的富燃氣體將清除氧化組分，能減少喉部附近氧化組分的濃度，從而降低噴管的燒蝕率。

與其他通過控制噴管邊界層來降低喉襯燒蝕的方法相比，該方法能同時降低近壁面氧化組分的濃度和喉襯表面的溫度，而且低溫富燃氣體可盡量靠近喉部噴射，從而更好地降低喉襯燒蝕率。

2 理論模型和邊界條件

為了對邊界層控制方法進行數值研究，建立了簡化的數值模型，圖2為采用邊界層控制方法的噴管二維示意圖。計算時，采用環噴射方式進行二維軸對稱模擬，環噴射是三維點噴射時噴射孔十分密集的情況，低溫富燃氣體的噴射寬度1 mm，氣體在噴管喉部上游區域，沿著噴管壁面呈環狀向噴管內部噴射。文中模擬的是小型發動機噴管，并采用文獻[7]中的推進劑組分，噴管入口溫度T0=3 000 K，噴管入口壓力p0=6.9 MPa。

計算時，在噴管壁面處進行加密處理，并對計算模型的網格進行網格無關性驗證，基于N-S方程構建計算模型，應用FLUENT軟件中的k-ε模型進行數值模擬。不考慮噴管壁面與燃氣之間的化學反應，并假設低溫氣體與燃氣之間不發生化學反應。

圖2 有冷流噴射的噴管示意圖Fig.2 Schematic diagram of rocket nozzle with flow injection

3 計算結果及分析

圖3、圖4分別為噴射質量5%、噴射溫度1 500 K、噴射距離0.5、噴射角度90°時，噴管的溫度場分布及氧化組分在喉部入口的徑向分布。從圖3可看出，采用NBCLS后，會在噴射口下游形成一層低溫邊界層，將噴管喉部入口的溫度從2 801.01 K下降到2 229.08 K，有效地降低了噴管喉部表面的溫度。從圖4可看出，采用NBLCS后，在噴管近壁面處，H2O的質量分數從0.29下降到0.220；CO2的質量分數從0.22下降到0.162；OH的質量分數從0.01下降到0.007。因此，NBLCS可有效地降低噴管近壁面處氧化組分的濃度。

下面分別對低溫富燃氣體的噴射質量、噴射溫度、噴射位置、噴射角度進行參變量分析，研究這些參變量對噴管近壁面處溫度和氧化組分濃度的影響。其中，噴射質量為噴射流量與噴管入口流量之比；噴射位置為噴射口到喉部的距離與喉徑之比，為無因次量，后文稱噴射距離；噴射角度為噴射方向與噴射口壁面切向的夾角。采用NBLCS后， H2O、CO2和OH濃度的變化趨勢是相同的。因此，下面以噴管喉部入口處H2O為例，分析參變量對噴管近壁面處氧化組分濃度的影響。

3.1 噴射質量對燒蝕影響因素的影響

圖5、圖6分別為噴射溫度1 500 K、噴射距離0.5、噴射角度90°時，不同噴射質量下，噴管壁面處的溫度曲線和噴管喉部H2O的徑向分布。從圖5和圖6可看出，在2%、5%、10%的噴射質量下，噴管喉部前端的壁面溫度分別下降了382.08、571.93、926.7 K，噴管喉部后端的壁面溫度分別下降了133.49、249.67、487.9 K；噴管喉部前端壁面的氧化組分濃度分別下降0.046、0.070、0.126。隨著噴射質量的增大，噴射口下游區域噴管壁面的溫度隨之下降，噴管近壁面處H2O的質量分數隨之下降，下降幅度皆隨之增大。

(a)無冷流噴射

(b)有冷流噴射

圖4 不同氧化組分在噴管喉部的徑向分布Fig.4 Radial distribution of species at nozzle throat

較大的噴射質量更有利于降低噴管壁面的溫度和近壁面氧化組分的濃度，但隨著噴射質量的增加，會增大發動機攜帶的消極質量，而且會降低發動機的比沖。所以，要綜合權衡，以便合理選擇該變量。噴射質量為2%～5%時，能有效降低燒蝕影響因素。此時，文中發動機比沖約分別下降0.2%～ 0.5%，故選擇2%～5%的噴射質量為宜。

3.2 噴射溫度對燒蝕影響因素的影響

圖7、圖8分別為噴射質量5%、噴射距離0.5、噴射角度90°時，不同噴射溫度下，噴管壁面處的溫度曲線和噴管喉部H2O的徑向分布。從圖7和圖8可看出，在1 000、1 250、1 500、1 800 K的噴射溫度下，喉部前端的壁面溫度分別下降777.85、672.96、538.06、455.23 K，喉部后端的壁面溫度分別下降332.61、290.59、249.67、201.51 K；噴管喉部前端壁面的氧化組分濃度分別下降了0.073、0.071、0.071、0.069。隨著噴射溫度的下降，降低噴射口下游區域噴管壁面溫度的效果更好，但效果不太明顯，噴管近壁面處H2O的質量分數基本不變。

較小的噴射溫度更有利于降低噴管壁面的溫度，但影響效果不顯著，對減少近壁面處氧化組分的濃度基本沒有影響。考慮到較低的噴射溫度會降低發動機的比沖，故本次模擬選擇1 500 K的噴射溫度。

圖5 不同噴射質量下噴管壁面處的溫度分布Fig.5 Nozzle surface temperature under different injection mass

圖6 不同噴射質量下H2O在噴管喉部的徑向分布Fig.6 Radial distribution of H2O at nozzle throat under different injection mass

3.3 噴射位置對燒蝕影響因素的影響

圖9、圖10分別為噴射質量5%、噴射溫度1 500 K、噴射角度90°時，不同噴射距離下，噴管壁面處的溫度曲線和噴管喉部H2O的徑向分布。從圖9和圖10可看出，在0.1、0.2、0.5、1.0的噴射距離下，噴管喉部前端的壁面溫度分別下降了1 190.73、 1 042.74、571.93、233.2 K，噴管喉部后端的壁面溫度分別下降了413.12、357.5、249.67、169.35 K；噴管喉部前端壁面的氧化組分濃度分別下降了0.198、0.160、0.070、0.053。隨著噴射距離的下降，降低噴射口下游區域噴管壁面溫度的效果更好，降低噴管近壁面處H2O質量分數的效果也更好。

較小的噴射距離更有利于降低噴管壁面的溫度和近壁面處氧化組分的濃度，且噴射距離越小越好。

圖7 不同噴射溫度下噴管壁面處的溫度曲線Fig.7 Nozzle surface temperature under different injection temperature

圖8 不同噴射溫度下H2O在噴管喉部的徑向分布Fig.8 Radial distribution of H2O at nozzle throat under different injection temperature

3.4 噴射角度對燒蝕影響因素的影響

圖11、圖12分別為噴射質量5%、噴射溫度1 500 K、噴射距離0.5時，不同噴射角度下，噴管壁面處的溫度曲線和噴管喉部H2O的徑向分布。從圖11和圖12可看出，在30°、45°、60°、90°的噴射角度下，噴管喉部前端的壁面溫度分別下降了524.66、545.56、556.67、571.93 K，噴管喉部后端的壁面溫度分別下降了229.89、237.85、242.63、249.67 K；噴管喉部前端壁面的氧化組分濃度分別下降了0.063、0.066、0.069、0.070。隨著噴射角度的增加，降低噴管壁面溫度的效果更好，降低噴管近壁面處H2O質量分數的效果更好，但效果不明顯。

較大的噴射角度更有利于降低噴管壁面溫度和近壁面處氧化組分濃度，但效果不明顯。

圖9 不同噴射距離下噴管壁面處的溫度分布Fig.9 Nozzle surface temperature under different injection geometric orientation

圖10 不同噴射位置下H2O在噴管喉部的徑向分布Fig.10 Radial distribution of H2O at nozzle throat under different injection geometric orientation

圖11 不同噴射角度下噴管壁面處的溫度分布Fig.11 Nozzle surface temperature under different injection angle

3.5 邊界層控制方法效果分析

噴管壁面的溫度和近壁面處氧化組分的濃度是決定噴管燒蝕的2個關鍵因素[8]。綜上分析可知，采用邊界層控制方法后，不僅可降低噴管喉襯表面的溫度，而且能減少噴管近壁面處氧化組分的濃度，從而有效地降低噴管的燒蝕率。但發動機的性能會發生一些變化，假設擴張比不發生變化，隨著總溫的降低，發動機的比沖Is隨之下降。為了分析發動機的比沖隨著低溫富燃氣體噴射質量的變化，對噴射質量為2%、5%、10%，低溫氣體比沖下降為5%、10%、15%、20%時的發動機比沖作了加權平均，獲得了隨著噴射質量變化和低溫氣體比沖下降時發動機比沖Is下降的百分數，結果如表1所示。從表1中可看出，噴射質量為2%、低溫氣體比沖下降為5%時，發動機比沖Is下降0.1%；噴射質量為10%、低溫氣體比沖下降為20%時，發動機比沖Is下降2.0%。

由于噴射質量2%～5%為宜，低溫氣體比沖下降在10%以內。從表1可看出，發動機比沖的下降在0.5%以內。所以，邊界層控制方法不會對比沖產生很大影響，但可有效降低喉襯燒蝕的影響因素。

圖12 不同噴射角度下H2O在噴管喉部的徑向分布Fig.12 Radial distribution of H2O at nozzle throat under different injection angle

表1 平均比沖隨低溫富燃氣體屬性的變化Table 1 Average impulse change with injection gases property

4 結論

(1)較大的噴射質量更有利于降低噴管壁面的溫度和近壁面氧化組分的濃度，但太大的噴射質量會增大發動機攜帶的消極質量，而且會降低發動機的比沖。所以，要綜合權衡該變量。對于本次模擬，2%～5%的噴射質量為宜。

(2)較小的噴射溫度更有利于降低噴管壁面的溫度，但對減少近壁面處氧化組分的濃度基本沒有影響，而較低的噴射溫度會降低發動機的比沖。

(3)較小的噴射距離更有利于降低噴管壁面的溫度和近壁面處氧化組分的濃度，且噴射距離越小越好。

(4)隨著噴射角度的增加，降低噴管壁面溫度和近壁面處氧化組分濃度的效果皆變得更好，但效果不明顯。

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[8] Thakre P,Yang V.Chemical Erosion of carbon- carbon/graphite nozzles in solid-propellant rocket motors[J].Journal of Propulsion and Power,2008,24(4).

(編輯：崔賢彬)

Study on nozzle boundary-layer control system for mitigating influence factors of nozzle throat erosion

WANG Li-wu1,CHEN Lin-quan1,LIU Yong-qiong2,WU Yuan1

(1.The 41st Institute of the Fourth Institute of CASC，Xi'an 710025，China；2.Xi'an Aerospace Composites Material Institute，Xi'an 710025，China)

A nozzle boundary-layer control system was introduced. This design can reduce the temperature of nozzle throat surface and the mass fractions of the oxidizing species in the combustion products due to the formation of a low-temperature fuel-rich boundary-layer. A parametric study of the effect of injection angle,geometric orientation,temperature and mass on the nozzle boundary-layer system was carried out using an axisymmetric model. A comparison of the decrease of nozzle surface temperature and concentrations of oxidizing species near nozzle surface under different parametric conditions was conducted. The change regulation of nozzle surface temperature and concentrations of oxidizing species near nozzle surface under different parametric conditions was elaborated. Finally,the effectiveness of nozzle boundary-layer control system on mitigating the influence factors of throat erosion was demonstrated.

boundary-layer control system;decrease;nozzle throat erosion;influence factors

2014-04-17；

：2014-06-04。

國家自然科學基金(51376166)。

王立武(1989—)，男，碩士生，研究方向為邊界層控制方法降低喉襯燒蝕研究。E-mail:wangliwu41@126.com

V435

A

1006-2793(2015)01-0045-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.01.008