高低燃溫組合推進劑下噴管壁面溫度邊界層影響規律*

張　明,楊緒印,吳　秋

(中國航天科技集團第四研究院第41研究所,西安　710025)

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高低燃溫組合推進劑下噴管壁面溫度邊界層影響規律*

張明,楊緒印,吳秋

(中國航天科技集團第四研究院第41研究所,西安710025)

摘要:為了獲得高低燃溫組合推進劑下噴管溫度邊界層的影響規律,建立了四個物理模型,通過使用不同的低燃溫推進劑、不同的質量分數來分析低燃溫燃氣對噴管溫度邊界層的影響。結果顯示,在靠近噴管喉襯位置噴入低燃溫燃氣時,僅需少量低燃溫推進劑就能很好的降低噴管表面邊界層的溫度;而在遠離噴管喉襯部位時,即使使用較大的質量分數,噴管邊界層的降溫效果也不明顯。噴管溫度邊界層的降低受低燃溫燃氣溫度、質量分數、低燃溫燃氣進口位置以及進口直徑影響。

關鍵詞:高低燃溫組合推進劑;溫度邊界層;噴管喉襯

0引言

固體火箭發動機噴管工作環境極其惡劣,其中一個重要的原因就是高溫燃氣的侵蝕,目前還沒有一種材料能完全抵抗如此高溫條件,由于高溫燃氣沖刷速度快,導致了噴管壁面材料的大量消耗。高溫燃氣中含有一定量的氧化組分,如H2O,CO2,OH等,它們在高溫條件下與噴管壁面材料發生化學反應,加快了壁面材料的燒蝕,減小了發動機的推力與燃燒室的壓強,最終大大降低了長時間工作的發動機性能[1-4]。

在噴管燒蝕分析中,主要分為熱化學燒蝕和機械燒蝕[5-6],多數人認為熱化學燒蝕在噴管燒蝕過程中起主要作用[7-8],為了能有效地降低喉襯燒蝕,文中使用一個新的思路,通過高低燃溫組合推進劑來降低噴管壁面附近的燃氣溫度[1],最終獲得高低燃溫組合推進劑降低噴管邊界層溫度的影響規律。Daniele Bianchi等人開展過噴管入口對燒蝕的影響,得到了噴管入口長度對燒蝕的影響不是線性關系[9]。國外對于高低燃溫組合推進劑降低喉襯燒蝕的研究報道也很少,關于低溫燃氣降低噴管溫度邊界層的影響規律還未見報道,國內也還沒有這方面相關報道。文中通過使用不同的計算模型、不同種類低燃溫推進劑、不同的高低燃溫質量分數以及不同噴管收斂半角來分析低燃溫燃氣對壁面邊界層溫度的降低規律。

1計算模型

文中的計算模型有4個,分別記為1#,2#,3#,4#,4個發動機噴管的收斂半角、噴管喉徑以及擴張半角完全相同,收斂半角為45°,噴管喉徑為Φ40 mm,噴管擴張半角為16°,噴管出口直徑為Φ87.6 mm。1#、2#、3#和4#發動機的低燃溫燃氣進口直徑分別為Φ50 mm、Φ60 mm、Φ100 mm和Φ140 mm,燃燒室壓強均為5 MPa,高燃溫推進劑燃氣溫度為3 600 K,三種低燃溫推進劑燃氣溫度分別為1 000 K、1 400 K和1 800 K,燃氣總流量均為0.5 kg,為了能詳細分析噴管邊界層溫度降低的原因,每種低燃溫推進劑的質量分數分別為0%,2%,5%,8%,10%。幾何模型見圖1～圖4。

圖1　1#發動機二維幾何圖

圖2　2#發動機二維幾何圖

圖3　3#發動機二維幾何圖

圖4　4#發動機二維幾何圖

2流場計算結果

由于在文中需要探索的是壁面邊界層溫度隨低燃溫推進劑質量分數和低溫燃氣進氣口與噴管喉部距離的變化規律,故在計算過程中,設置壁面為絕熱壁面,流動過程中涉及高低燃溫推進劑燃氣的摻混,控制方法為有限體積法,湍流模型采用Realizablek-ε兩方程模型。為了計算能較精確獲得邊界層溫度變化,需要對幾何邊界層進行網格加密,如圖5,2#、3#、4#發動機網格與1#類似,第一層邊界層厚度為0.04 mm。為了在低燃溫燃氣進口添加邊界層,將發動機切割成兩個體進行裝配,兩個體之間的面采用交互面進行數據傳遞。

圖5　1#發動機網格劃分

圖6列出了1#發動機含1 000 K低燃溫推進劑、不同質量分數下的噴管沿壁面的溫度分布,從圖中可以看出,使用低燃溫推進劑能大幅度降低噴管壁面溫度,但加大低燃溫推進劑質量分數時,壁面溫度降低幅度卻很小,在使用燃氣溫度為1 400 K和1 800 K的低燃溫推進劑時計算結果也是如此。

圖6　1#發動機含1 000 K低燃溫推進劑下噴管壁面溫度曲線

圖7給出了使用不同低燃溫推進劑下,2%的質量分數時噴管壁面的溫度曲線,可以看出,低燃溫推進劑的燃氣溫度越高,噴管的壁面溫度越高。

圖7　1#發動機含2%低燃溫推進劑下噴管壁面溫度曲線

表1～表4給出了在不同低燃溫推進劑、不同質量分數下不同模型噴管喉部的溫度。圖8給出了在使用2%不同低燃溫推進劑下,四個發動機噴管喉襯的溫度。圖中橫坐標表示低燃溫燃氣進口距離噴管喉襯的水平距離,其中1#發動機為11.3 mm,2#發動機為16.3 mm,3#發動機為36.3 mm,4#發動機為56.3 mm。

表1　1#發動機噴管喉部溫度　K

表2　2#發動機噴管喉部溫度　K

表3　3#發動機噴管喉部溫度　K

表4　4#發動機噴管喉部溫度　K

圖8　低燃溫燃氣進口與喉部水平距離和喉部溫度曲線圖(2%時)

從表和圖中可以看出,當低燃溫進氣口距離噴管喉部越近時,低燃溫推進劑對噴管喉部的降溫效果就越好;當使用燃氣溫度越低的低燃溫推進劑時,噴管喉襯溫度降低就越大;當低燃溫進氣口距離噴管喉部越遠時,低燃溫燃氣的溫度對噴管喉部溫度的影響越小。

3結論

1)高低燃溫組合推進劑的使用,能有效降低噴管喉部壁面溫度,低燃溫推進劑燃氣溫度越低,壁面溫度降幅越大;

2)在使用相同低燃溫推進劑下,當低燃溫燃氣進口離噴管越近,所需要的低燃溫推進劑含量越少,當距離近到一定程度時,增加低燃溫推進劑含量,對降低喉部溫度影響不大;當低燃溫燃氣進口離喉部越遠,喉部的降溫幅度越小,即使增加低燃溫推進劑含量降溫幅度也不明顯。

參考文獻:

[1]陳林泉, 毛根旺, 陳軍濤. 采用高低燃溫組合裝藥降低噴管內表面溫度和燒蝕研究 [J]. 固體火箭技術, 2008, 31(6): 599-601.

[2]ACHARYA R, KUO K K. Graphite rocket nozzle erosion rate reduction by boundary layer control using ablative materials: AIAA 2007-782 [R]. 2007.

[3]THAKRE Piyush, YANG Vigor. Chemical erosion of carbon-carbon/graphite nozzles in solid-propellant rocket motors [J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(4): 822-833.

[4]EVANS Brian, KUO Kenneth K, BOYD Eric, et al. Comparison of nozzle throat erosion behavior in a solid-propellant rocket motor and a simulator: AIAA 2009-5421 [R]. 2009.

[5]黃海明, 杜善義, 吳林志, 等. C/C復合材料燒蝕性能分析 [J]. 復合材料學報, 2001, 18(3): 76-80.

[6]張紅波, 尹健, 熊翔, 等. C/C復合材料燒蝕性能的研究進展 [J]. 材料導報, 2005, 19(7): 97-99.

[7]BIANCHI Daniele, NASUTI Francesco, MARTELLI Emanuele. Coupled analysis of flow and surface ablation in carbon-carbon rocket nozzles [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2009, 46(3): 492-500.

[8]BIANCHI Daniele, TURCHI Alessandro, NASUTI Francesco, et al. Coupled CFD analysis of thermochemical erosion and unsteady heat conduction in solid rocket nozzles: AIAA 2012-4318 [R]. 2012.

[9]BIANCHI Daniele, NASUTI Francesco. Navier-stokes simulation of graphite nozzle erosion under a wide range of pressure conditions: AIAA 2011-6134 [R]. 2011.

*收稿日期:2015-03-25

作者簡介:張明(1983-),男,陜西延安人,碩士,研究方向:固體火箭發動機裝藥及總體技術。

中圖分類號:TJ760.2

文獻標志碼:A

Temperature Boundary Layer in Nozzle Wall with High and Low Burning Temperature Combined Propellant

ZHANG Ming,YANG Xuyin,WU Qiu

(The 41st Institute of the Fourth Academy， CASC, Xi’an 710025, China)

Abstract:In order to obtain the law of temperature boundary layer in nozzle wall with high and low burning temperature combined propellant, four physical models were put forward in this paper. Different low burning temperature propellant and mass fraction were used to analyze the influence of low temperature gas on temperature boundary layer of nozzle wall. The calculation result shows that just a little mass of low burning temperature propellant can effectively reduce the temperature of nozzle wall when the low temperature gas is injected close to the nozzle throat. The effect is not obvious when the injecting position is far away form the nozzle throat. There is close relationship between reduction of temperature in nozzle wall and these factors which include temperature of low burning temperature propellant gas, mass fraction, the location of injecting inlet and injecting inlet diameter.

Keywords:high and low temperature combined propellant; temperature bounder layer; nozzle throat