固體火箭發動機尾焰注水流場對導流槽排導性能影響研究

王書滿，馬溢清，于邵禎

(海軍裝備研究院，北京 100161)

固體火箭發動機尾焰注水流場對導流槽排導性能影響研究

王書滿，馬溢清，于邵禎

(海軍裝備研究院，北京 100161)

為了研究固體火箭發動機尾焰注水流場對導流槽排導通暢性的影響，設計了火箭發動機和導流槽縮比模型并完成了發動機系留點火及注水試驗。結果表明：向尾焰注水能夠使流入導流槽內混合氣體溫度降低到原來的1/2，實現對導流槽的熱防護；但大量的水蒸氣生成并與燃氣混合后進入導流槽，影響了導流槽的排導性能。為了解決該問題，建立了在Mixture多相流模型基礎上的數值計算模型，在Mixture多相流模型中以源項形式添加液態水與燃氣兩相流作用過程中的質量和能量轉移方程，通過與試驗數據對比，驗證計算模型具有較高的精度和可靠性，并進一步得出燃氣流場和液體流場的相互作用和對導流槽的排導性能的影響。在此基礎上分析了發動機噴管數量、導流型面曲線類型對導流槽排導通暢性的影響，為火箭發動機尾焰注水系統工程應用提供參考。

兵器科學與技術；燃氣射流；注水；兩相流；導流槽；數值仿真

0 引言

導流槽噴水系統的設計目的是降低燃氣射流對導流槽的沖擊和燒蝕影響，并抑制火箭噪聲的反射和疊加，實現保護發射安全的目的[1-2]。通暢性是導流系統的設計指標之一。如果導流槽內燃氣通過性能差，容易引起燃氣流壅塞，降低導流槽排導性能，甚至有可能造成對箭體的沖擊和燒蝕作用，增加火箭發射過程中的不安全因素[3]。相反，如果導流槽排導效果好，則燃氣能夠平穩順暢地通過導流槽，降低激波強度，同時火箭發動機噴口和發射臺周圍空氣受高速流動的燃氣射流引射，會隨燃氣一起進入導流槽內，提高火箭發射的可靠性。引射作用越明顯，表明燃氣排導通暢性越好。

通過向火箭發動機尾焰流場注水，實現對導流槽熱防護目的的同時，大量的水蒸氣生成并伴隨主流運動，增加了單位時間內進入導流槽內氣體總量，對導流槽的排導性能提出了更高要求[4]。在導流槽排導通暢性性能參數中，入口空氣引射率λa和燃氣排導率λg是最直接反映導流槽型面設計是否合理的參考數據[5]，能夠為現有導流槽對注水燃氣流場的適應性改造和新建導流槽的設計提供參考。

在注水燃氣流場研究方面，國內外一些學者進行了大量的試驗和數值計算研究，尤其是近幾年來隨著大推力運載火箭在航天工程領域的應用，在導流槽型面設計、導流槽面注水管位置和注水形式等方面提出了許多可借鑒成果?？夏岬虾教熘行腣u等[6]對從導流槽頂部噴水實現熱防護的噴水降溫系統進行了數值仿真計算，分析了大推力運載火箭點火后燃氣流對導流槽的燒蝕作用和注水冷卻效果。斯坦尼斯航天中心Sachdev等[7]對導流槽型面上采用陣列式開孔設計的多噴管注水系統進行了試驗研究和數值計算分析，得出所建立的數值計算模型具有較高的計算精度，并驗證了依靠數值仿真計算進行研究的可行性。在國內相關研究中,文獻[8-9]針對航天發射火箭尾焰噴水降溫系統進行了試驗研究，驗證了注水能夠實現對燃氣流場的有效降溫效果。文獻[10-11]對火箭發動機燃氣射流噴水降溫降噪進行了數值仿真計算分析，并進一步針對導流槽綜合性能的優化設計進行數值計算和試驗研究，得到了加裝噴水冷卻系統的導流槽型面設計參考指標。

本文在參考上述研究基礎上，組織開展了注水降溫系統對導流槽排導性能影響試驗，并進行了數值計算驗證，分析了注水燃氣流場對導流槽內部的沖擊和燒蝕作用。并進一步分析了直線型導流槽型面與曲線形導流槽型面、單噴管和雙噴管發動機尾焰注水條件下的導流槽排導性能。

1 試驗方法和試驗模型

1.1 試驗方法

為了有效測量導流槽對注水燃氣流場的排導性能，組織并實施不噴水和噴水兩種工況下導流槽排導燃氣試驗，并根據導流槽排氣出口曲面形狀將導流槽分為曲線型和直線型兩種導流槽，如圖1所示。

圖1 導流槽外形Fig.1 Model of gas-flow-guided channel

發動機噴管出口設計為單噴管出口和雙噴管出口兩種形式，根據上述兩種因素組合設計試驗工況以測試導流槽的排導性能指標。試驗工況如表1所示。工況1作為基準試驗以得出未注水狀態下燃氣流場參數，為注水條件下測試數據提供分析依據。數值計算結果精度分析以模擬發動機流場試驗結果為基準，通過對比測點數據進行驗證。

表1 試驗工況Tab.1 Experimantal conditions

試驗臺架為立式發動機點火平臺，并在臺架上預留水管以進行注水試驗。注水形式采用4噴管柱狀對稱噴水方案，如圖2所示，水流交匯中心與燃氣主流中心軸線重合。液態水溫度為常溫20 ℃，通過熱電偶采集流經導流槽內燃氣溫度，利用高速攝影和紅外熱像儀對發動機尾焰流場和注水流場進行圖像捕捉。試驗過程中環境溫度為25 ℃，環境壓強為101 325 Pa，風速為0 m/s.

圖2 注水設計Fig.2 Water injection

1.2 試驗模型

圖3 試驗模型Fig.3 Experimental model

圖3為試驗模型安裝示意圖，圖3(a)為導流槽出口形狀及內部導流錐裝配模型，其中發動機拉瓦爾噴管軸線投影在導流槽出口一側導流錐面上。熱電偶和壓力傳感器裝配在導流槽中心線上，其布置位置如圖3(b)所示，以導流槽出口邊緣為起點，每間隔0.3 m布置共4個溫度傳感器，如圖3(b)中編號1～4，其中5號位置點為導流錐頂點在底面的投影。圖3(c)為導流錐模型，整體裝配模型如圖3(d)所示，導流槽在原型“W”型面設計的基礎上保留導流錐整體模型，將一側封閉后采用單出口排導形式。在保證燃氣射流不被破壞的前提下，發動機噴管出口平面與試驗平臺之間的距離按如下方式確定：首先由表2發動機參數根據文獻[12] 得出燃氣射流核心區長度工程計算結果，并綜合考慮試驗平臺安裝工藝，設計二者間距為1.76 m. 噴水管位置設計為：噴水水流與燃氣主流夾角為60°，交匯點位于燃氣主流第2個馬赫盤位置。

表2 發動機參數Tab.2 Scaled engine parameters

圖4 發動機模型及燃燒室壓強曲線Fig.4 Experimental engine and combustion chamber pressure

試驗用發動機設計模型如圖4(a)所示，試驗中，采用兩臺發動機交替試驗的方式進行，并及時更換發動機噴管絕熱層以防止由于熱腐蝕導致發動機出口參數不一致。雙噴管發動機拉瓦爾噴管設計參數與單噴管一致。圖4(b)為實測發動機燃燒室壓強曲線,數值計算中將曲線進行離散化處理,并采用差分計算方法得到任一時刻燃燒室壓強。

2 數值計算及校驗

2.1 數值計算模型

根據試驗模型尺寸，按等比例尺建立數值計算模型，如圖5所示。圖5(a)為錐形導流器計算模型，安裝在導流槽入口正下方。為提高計算效率，根據試驗模型的對稱性，數值計算采用1/2對稱模型以減少網格數量，整體網格數量為200萬，如圖5(b)所示。計算模型采用結構化網格，并在尾焰主流和水流流經區域加密以提高計算精度。

圖5 數值計算模型Fig.5 Numerical model

2.2 數值計算方法

氣體與液體(簡稱氣液)兩相流場計算采用Mixture多相流計算模型，利用組分輸運模型對氣相燃氣組分和液態水汽化生成水蒸氣之間的組分擴散和輸運進行計算。通過添加源項的方法將汽化模型耦合到流場計算中，實現對汽化相變過程中質量和熱量傳輸過程進行計算，在源項中主要涉及液態水的汽化和水蒸氣的凝結、汽化過程中相間能量轉移，液態水汽化模型參見文獻[13]。

燃氣流場數值計算采用有限體積法來對控制方程進行離散化處理，湍流計算方程采用RNGk-ε模型，壁面的處理采用標準壁面函數，計算中將噴管壁面、水管壁面、底部沖擊平臺設置為固體壁面，設置為無滑移壁面和絕熱壁面邊界條件，近壁面湍流計算采用標準壁面函數法處理。

2.3 數值計算結果校驗

2.3.1 自由射流流場校驗

圖6 自由射流流場計算結果與試驗結果Fig.6 Calculated and test results of free jet flow field

圖6(a)為工況1自由射流流場對稱面靜壓云圖，從圖6中可以看到燃氣主流核心區波節分布。圖6(b)為對比高速攝影捕獲圖像結果，可以得出數值計算與試驗流場在流場結構上具有一致性。觀察圖6(c)可知導流槽出口燃氣穩定在400 ℃范圍內，和尾焰主流外圍溫度接近。在圖6(d)中紅外熱像儀捕捉到的流場溫度云圖中，首先需要說明的是為捕捉燃氣出口溫度，將紅外儀量程設定在0～1 000 ℃范圍內，燃氣主流超出量程范圍，顯示為紅色。圖6(d)中自上至下3幅圖分別為發動機點火初期、發動機穩定工作過程中和發動機工作末期導流槽排導燃氣狀態。從圖6中可以看出，在發動機工作整個過程，燃氣流尾焰溫度穩定在一個范圍內，在發動機工作穩定段，燃氣主流溫度最高，導流槽出口排氣量也最多，通過觀察連續圖像，可以得到導流槽出口排焰穩定，出口燃氣溫度也分布在大約400 ℃范圍內，與發動機尾焰外層溫度接近，與圖6(c)計算結果具有一致性。

在從計算和試驗結果中可以分析得到：數值計算結果中溫度梯度具有較高的一致性，主流外部分溫度在500 ℃以下，導流槽出口氣流溫度范圍約在400～500 ℃之間，相比燃氣主流溫差較大；另外從燃氣出口的分布狀態來分析，燃氣流流出速度較高，因此形成一定的沖擊射流，同時表明導流槽的通暢性良好。

圖7為溫度傳感器測試所得到的溫度變化曲線和數值計算溫度變化曲線。針對試驗溫度曲線，由于發動機尾焰流場在導流槽內經歷沖擊、轉向流動，在導流槽內會形成局部湍流等復雜流動。因此造成4個測點溫度曲線具有較大的波動性，為了能夠對測點溫度變化趨勢有清晰認識，在圖7(a)中僅列舉具有代表性的測點2曲線變化。對于其曲線的變化趨勢，分析原因主要是由于試驗中為避免溫度傳感器以及連接電纜線受到高溫燃氣流的燒蝕作用產生破壞，因此在導流槽底部鋼板上鉆孔后將傳感器嵌入，傳感器接收到的溫度數據來源于氣流與鋼板之間的傳熱，造成溫度逐漸升高，2 s后達到峰值，在此時刻后，結合圖4(b)可知，發動機停止工作，溫度逐漸降低，測點溫度降低是由散熱引起的。因此在進行實測數據與數值計算數據對比分析時，應取2 s時刻附近的溫度峰值作為分析依據。數值計算中由于排除了發動機燃燒室的不穩定以及火焰的抖動問題，4個測點溫度變化具有一定的規律性，如圖7(b)所示。同樣對于圖7(b)曲線，取80 ms時刻后溫度穩定值并取其平均值作為分析依據。文中對其他工況數據結果，采用同樣方式處理。

圖7 測點溫度曲線Fig.7 Curves of temperature on test positions

工況1數據結果對比如表3所示。從表3對比結果中可以得出數值計算結果誤差較小，能夠用于對導流槽的排導性能分析計算。另外從測點壓強計算和實測數據分析，由于接近環境壓強，因此導流槽出口處氣流對導流槽出口型面的沖擊作用較小。

表3 測點溫度數據Tab.3 Temperature data at measuring points

注：測點1壓強由于故障未測得有效數據。

2.3.2 尾焰注水流場校驗

工況2注水參數中水流速度為9.18 m/s，單噴管水流量Qw與燃氣流量Qg之比k為1.373，噴管數量n為4，燃氣與注水水流動量比M為43.6.

圖8 尾焰注水流場計算結果與試驗結果Fig.8 Calculated and test results of flow field with water injection

圖8所示為尾焰注水流場溫度分布圖像，對于圖8(a)熱像儀捕捉結果，從溫度來看，主流區域溫度范圍在500 ℃左右，中心區域溫度較高，紅色部分溫度在500 ℃以上；在主流下游，由于大量水蒸氣的覆蓋，不能測得發動機尾焰流場溫度；同樣在導流槽出口區域不能觀察到高溫氣流的流動，表明出口氣流溫度處于低溫狀態。數值計算結果如圖8(b)，圖中對稱面氣流溫度在500 ℃以上，而導流槽出口溫度較低，在100 ℃以下，說明氣體組分中包含大量的水蒸氣；同時也證明了由于導流槽出口溫度較低，圖8(a)熱像儀不能捕捉到明顯的高溫圖像。同樣從圖8(c)高速攝影結果來看，大量的水蒸氣將燃氣主流包裹在中心，相比較自由射流流場，主流半徑增加明顯；在導流槽出口，大量的混合氣體快速排出，排氣高度超過發射臺。從溫度分布來看，導流槽出口燃氣溫度較低。另外由于混合氣體的膨脹，在導流槽入口的擴散作用引起少量水蒸氣擴散到導流槽外。

從圖8注水工況結果分析，采用計算工況中的注水參數對燃氣流進行降溫，有必要對導流槽的導流通暢性進行評估，實現對導流槽入口及內部空間優化設計，同時應考慮擴散到導流槽外的氣體對地面設備所造成的影響。

表4為測點溫度的實測結果和計算結果對比。從表4中可以得到實測溫度在測點1、測點2低于理論計算結果，在測點3、測點4位置略高于計算值，尤其在測點1燃氣流出口和測點4燃氣流經導流錐導流后轉向位置誤差較大，其原因分析如下：對于測點4來說，靠近主流轉向位置，湍流流動劇烈，由于固體火箭發動機燃氣流場尾焰末端流動不穩定，而在數值計算中并未考慮上述現象的影響，因此誤差較大。對于測點1在燃氣流出口外，受導流槽出口型面曲線的曲率影響，從導流槽出口流出的具有一定的速度氣流從測點1流過的氣流量很少，使測試結果產生較大誤差。測點2、測點3由于被出口氣流完全覆蓋，因此測點溫度能夠代表氣流溫度。

表4 測點溫度Tab.4 Temperature data at measuring points

綜合上述分析結果可知：計算結果具有較高的精度，能夠對注水流場的排導效果進行仿真研究。

3 結果分析

對于工況3和工況4數值計算結果分析，由于發動機基本參數相似，因此流場流動結構、速度、組分分布和導流槽內溫度分布等不再進行詳細介紹，僅針對與導流槽排導參數相關的數據進行分析。

3.1 試驗結果分析

3.1.1 工況3試驗結果分析

圖9 尾焰注水流場試驗結果Fig.9 Test results of flow field with water injection

圖9為工況3雙噴管發動機形成的尾焰注水流場。觀察圖9(a)紅外熱像儀成像，相比工況2，主流高溫區域變得細長，呈紡錘體形狀，類似于工況2中兩相交匯點處的高溫區域在工況3中同樣出現，主流溫度在發動機整個工作過程基本保持穩定，導流槽底部捕捉到的溫度數據與工況2相近。在圖9(b)中圖顯示工況2、工況3主流混合氣體的流動狀態對比，從圖9(b)中可以看到工況3中水蒸汽生成量明顯增加，并且徑向擴散半徑增大，因此對導流槽入口半徑要求也需要增大以保證燃氣順利排進導流槽內。從圖9(c)中可以觀察到，工況3導流槽出口排導出的燃向外擴散后發生卷曲，并且相比圖8(c)中出口排氣速度減慢，表明燃氣排導速度相比工況2有所降低，導流槽排導性能下降。

3.1.2 工況4試驗結果分析

圖10為工況4單噴管發動機形成的尾焰注水流場試驗結果。觀察圖10(a)紅外熱像儀成像，由于與工況2發動機和噴水參數均一致，因此其在主流成像沒有明顯差別。在圖10(a)中需重點說明的是，自上向下第4幅圖中，熱像儀成像捕捉到燃氣主流的分叉流動，造成這種現象的原因是在發動機工作末期，燃燒室內壓強降低，出口尾焰流動性能下降，而水流參數不變，氣液兩相沖擊作用導致。這一現象說明了在考慮注水降溫效果的過程中，氣液兩相間動量因素的影響不能忽略。從圖10(b)中可以觀察到，導流槽出口燃氣排導相比工況2變化不明顯，相比工況3，氣流流速較大，燃氣流排導具有明顯的方向性，排導效果更佳。

3.2 測點數據分析

表5為不同工況下測點溫度數據，從中分析可知，綜合注水工況2～工況4 3種工況下的測點溫度，相比未注水工況1，降溫效果顯著，溫度降低到原來的1/2. 3種工況具體分析：雙噴管尾焰流場(工況3)溫度最低，降溫效果最好；直線型導流槽(工況4)測點溫度與曲線型導流槽測點(工況2)相比，溫度降低，但在出口測點1、測點2，燃氣流溫度接近一致，產生原因在于燃氣流的流動具有很強的方向性，在直線型型面燃氣流緊貼壁面流動，而在曲線型面排導中，只有部分燃氣流擴散到測點處，導致溫度上升。因此僅針對降溫效果考慮，直線型導流槽存在優勢。

表5 不同工況下的測點溫度Tab.5 Temperature data under operating conditions

表6為全部工況下各測點的壓強數據，由于各測點壓強基本接近環境壓強，表明導流槽內燃氣流動性能較好，不存在壅塞現象或者壅塞現象不明顯。

表6 不同工況下的測點壓強Tab.6 Pressure data under operating conditions

3.3 導流槽排導性能研究

燃氣排導率λg是指導流槽入口總質量流率mi與導流槽出口總質量流率mo的比值，主要用于衡量燃氣排導總體效果。導流槽入口處的空氣引射率λa是指燃氣(或燃氣蒸汽混合介質)穩定排導過程中導流槽入口處空氣質量流率與燃氣質量流率的比值，為便于計算，設噴管出口處燃氣質量流率為mn,i，則空氣引射率λa可表示為

λa=(mi-mn,i)/mpi.

(1)

λa是衡量導流效果和燃氣排導綜合效果的重要指標，選取導流槽入口處的空氣引射率、燃氣排導率作為評價導流通暢性的定量標準。通過對導流槽入口和出口質量流率積分，得到：噴管出口燃氣質量流率mn，i為1.5 kg/s，導流槽入口質量流率mi為10.08 kg/s，導流槽出口質量流率mo為10.08 kg/s，因此得到導流槽入口空氣引射率λa=5.720，燃氣排導率λg為1.000，導流槽通暢性良好。

計算注水后導流槽入口處的空氣引射率、燃氣排導率。通過對導流槽入口和出口質量流率積分，得到：噴管出口燃氣質量流率mn,i為1.5 kg/s，注水總流量mw,i為8.25 kg/s，導流槽入口質量流率mi為20.76 kg/s，導流槽出口質量流率mo為19.84 kg/s，因此得到導流槽入口空氣引射率λa=1.130，燃氣排導率λg=1.046，導流槽通暢性下降。因此對于注水降溫系統的設計，在滿足導流槽熱防護的前提下，對于注水量的指標應進行優化設計，以滿足導流槽排導氣體性能要求。

表7為不同工況中導流槽排導效果，試驗過程中，由于在導流槽入口處存在空氣引射現象，并且受試驗條件的限制，不具備對導流槽入口和出口處氣流總質量進行數據采集的條件。因此對于導流槽排導性能的分析以數值計算數據為依據，類似于計算圖7中溫度變化曲線均值，對不同計算工況，各參考數據均取80 ms后氣液兩相作用穩定后時間段內數據平均值，參考(1)式得出表7中數據結果。通過統計不同計算時刻從導流槽入口引射率分析，雙噴管尾焰注水空氣引射率最差，表明注水降溫產生的大量水蒸氣占據了導流槽入口空間。而對于直線型導流，入口空氣引射率效果最佳。從燃氣排導率分析，工況3排導性能最佳，工況2和工況4排導效果相同。因此可以得出，直線型導流槽排導性能較好，多噴管發動機注水降溫對導流槽的入口直徑需增大以提高空氣引射效果。

4 結論

通過對未注水條件下和注水條件下不同曲線型面導流槽排導性能進行數值計算與試驗研究。并利用導流槽排導底面上的溫度數據對注水降溫效果進行分析，得出了火箭發動機尾焰注水流場對導流槽熱防護性能和排導性能的影響，結論如下：

1)采用注水方式能夠降低燃氣流對導流槽壁面的沖擊與燒蝕效果，但與此同時，大量的水蒸氣生成并隨主流進入導流槽，對于導流槽的排導性能提

表7 不同工況下的導流通暢性Tab.7 Performance of gas-flow-guided channel

出了更高的要求。另外根據計算工況中降溫效果，在對注水降溫系統實際應用中，可以在滿足熱防護溫度指標前提下，對噴管注水量進行優化設計，減少進入導流槽氣體總量，提高其排導性能。

2)通過試驗研究，得到了自由射流和注水燃氣流場對導流槽的作用效果。利用高速攝影和紅外熱像儀以及熱電偶對流場流動圖像和溫度數據的采集，并與數值計算結果對比分析有效地驗證了數值計算精度與可靠性。

3)通過對火箭發動機單雙噴管注水導流槽排導效果分析，可以得出雙噴管注水降溫水蒸氣生成量增加，降溫效果最佳，但對于導流槽的排導性能要求提高。

4)對于曲線型導流和直線型導流槽，在火箭發動機參數和注水參數相同的條件下，直線型導流槽導流效果最佳，導流槽內通暢性最好，在實際條件許可的條件下，可優先選擇。

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Effect of Rocket Engine Jet Flow with Water Injection on Air-flow Exhaust of Gas-flow-guided Channel

WANG Shu-man, MA Yi-qing, YU Shao-zhen

(Naval Academy of Armament, Beijing 100161, China)

To study the influence of rocket engine jet flow with water injection on the gas-flow exhaust of gas-flow-guided channel, the scaled models of rocket engine and gas-flow-guided channel are designed, by which the mooring ignition and water injection are tested. The results show that the temperature of mixed gas in the gas-flow-guided channel could be decreased to half of the original temperature. The cooling effect is obvious. However, a large amount of water vapor is generated and enters into the gas-flow-guided channel after mixing with combustion gas, thus influencing the exhaust of combustible air-flow. A numerical model based on the Mixture multiphase flow model is established. The interphase heat and mass transfer equations are added into the unsteady gas-liquid two-phase flow field model . The comparison of calculated data with experimental data shows that the proposed model has higher calculation accuracy and reliability，and the interaction of gas and liquid flow fields and its influence on the patency of gas-flow-guided channel are clearly shown. For further study, the influences of the number of nozzles and the type of surface curve are analyzed.

ordnance science and technology; jet flow; water injection; two-phase flow; gas flow-guided channel; numerical simulation

2016-04-05

王書滿(1978—), 男, 高級工程師。 E-mail: wsm_7811@163.com

TJ768.2+4

A

1000-1093(2017)01-0097-09

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.01.013