典型固體火箭發(fā)動機流熱固耦合數(shù)值模擬*

王啟凡，余 陵，洪 松，張 歡，蔡文祥，王紀林

(1 南京理工大學(xué)機械工程學(xué)院， 南京 210094) (2 中國兵器工業(yè)集團航空彈藥研究院， 哈爾濱 150030)

0 引言

固體火箭發(fā)動機是火箭、導(dǎo)彈等航天飛行器的主要動力裝置[1]。流場及熱結(jié)構(gòu)耦合分析是評估固體火箭發(fā)動機氣動特性，熱防護有效性及結(jié)構(gòu)完整性的重要手段[2-3]。固體火箭發(fā)動機在其工作過程中常伴隨高溫高壓的燃氣流動，內(nèi)部環(huán)境惡劣。同時發(fā)動機工作過程通常為幾毫秒到幾秒之間，非常短暫。這使得以試驗的方法研究發(fā)動機工作時間內(nèi)燃燒室和噴管殼體內(nèi)壁面的受熱和結(jié)構(gòu)強度非常困難。國內(nèi)對此方向的研究主要集中于噴管結(jié)構(gòu)，研究其在靜態(tài)或準靜態(tài)下的流場溫度及應(yīng)力特性。而在發(fā)動機工作過程中，工程問題更加關(guān)注燃氣瞬態(tài)對于燃燒室和噴管整體結(jié)構(gòu)的影響[4-5]。

文中在保證計算精度的前提下對固體火箭發(fā)動機的燃燒室噴管進行一體化結(jié)構(gòu)建模。通過Fluent流體仿真軟件和ANSYS結(jié)構(gòu)仿真軟件進行非穩(wěn)態(tài)流熱固三場耦合數(shù)值計算。得到了燃燒室噴管整體結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度場、熱應(yīng)力場變化規(guī)律，為解決工程技術(shù)中由于受熱件溫度過高造成的零件破壞問題提供理論依據(jù)。

1 耦合計算模型

1.1 物理模型

文中采用燃燒室噴管一體化的固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)模型，如圖1所示。為更好的研究燃氣流動傳熱對發(fā)動機殼體內(nèi)壁面的影響，在研究模型中加入絕熱層和喉襯作為熱防護結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 絕熱層和喉襯結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 網(wǎng)格劃分

根據(jù)固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場的特點，在不影響計算精度的前提下，取原模型的1/2進行計算。將計算模型分為流體域和固體域兩個計算域，如圖3所示。

圖3 燃燒室噴管一體化模型計算域示意圖

其中流體域采用ANSYS ICEM進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量為55萬，為準確模擬近壁面流場變化情況，對近壁面網(wǎng)格進行加密，整體網(wǎng)格和截面網(wǎng)格如圖4所示。

固體域采用ANSYS Mesh模塊進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，將燃燒室殼體、絕熱層、喉襯作為一個整體，采用多區(qū)域網(wǎng)格劃分方法，網(wǎng)格數(shù)量為30萬，整體網(wǎng)格和局部網(wǎng)格如圖5所示。

1.3 基本假設(shè)

各材料性能參數(shù)如表1所示。

圖4 流體域網(wǎng)格示意圖

圖5 固體域網(wǎng)格示意圖

做如下假設(shè)[6]:

1)噴管內(nèi)的燃氣為理想氣體；

2)不考慮燃氣的化學(xué)反應(yīng);

3)不考慮輻射傳熱和顆粒接觸傳熱；

4)不考慮內(nèi)壁面燒蝕；

5)不計各層材料之間的接觸熱阻。

表1 材料性能參數(shù)

2 數(shù)值計算方法

2.1 流熱固耦合模型建立

本模型采用流熱固三場耦合計算方法，在ANSYS Workbench操作平臺中進行多場耦合數(shù)值模擬。由于結(jié)構(gòu)位移、應(yīng)變對流場、溫度場變化影響較小[7]，故流場、熱采用雙向耦合，流場、熱到結(jié)構(gòu)采用單向耦合。

對流傳熱是高溫燃氣與固體壁面之間的主要傳熱方式，傳熱量占絕大部分。由于流體的粘性作用，在邊界層內(nèi)存在較大的速度梯度和溫度梯度，因此對于邊界層的計算尤為重要，是傳熱計算要解決的關(guān)鍵問題[8]。為了表示對流傳熱的全部效果而引入對流換熱系數(shù)，對流換熱的熱流量可以用牛頓冷卻定律計算：

(1)

式中：A為換熱面積；Tw為壁面溫度；T為主流溫度；h為對流換熱系數(shù)；λ為流體導(dǎo)熱系數(shù)；為溫度梯度。

2.2 邊界條件和初始條件

燃燒室入口為質(zhì)量流率入口條件，由式(2)給出?？倻亟o定3 200 K，工作壓力10 MPa。出口為壓力出口，給定一個大氣壓。內(nèi)流場與固體域接觸表面為流固耦合交界面。固體域內(nèi)部接觸面為固固耦合交界面。燃燒室殼體外壁面采用環(huán)境溫度300 K，對流換熱系數(shù)15 W·m-2·K-1。初始條件為周圍環(huán)境條件。發(fā)動機工作時間為600 ms。

(2)

3 結(jié)果分析

3.1 傳熱分析

由于發(fā)動機工作階段燃燒室尾部及噴管為溫度變化最明顯的位置，因此首先對這部分進行分析，取其橫截面，各受熱部件溫度變化如圖6所示。

圖6 燃燒室尾部及噴管溫度變化截面圖

可以看出發(fā)動機工作過程燃氣溫度在燃燒室和收斂段內(nèi)保持在3 198 K，經(jīng)過噴管膨脹加速后，燃氣溫度逐漸降低。10 ms時絕熱層吸收了高溫燃氣的熱量，絕熱層比熱容較大，導(dǎo)熱系數(shù)較小，隔熱效果良好，溫度并沒有迅速傳遞到燃燒室殼體內(nèi)表面。50 ms時，鋼制喉襯開始吸收熱量，當(dāng)300 ms時，溫度傳播至喉襯內(nèi)部達到1 400 K，并開始向殼體內(nèi)壁面?zhèn)鲗?dǎo)。600 ms發(fā)動機停止工作，此時由于絕熱層的存在燃燒室殼體溫度上升緩慢。燃燒室噴管殼體內(nèi)表面溫度變化如圖7所示，由于喉襯材料導(dǎo)熱系數(shù)較大，溫度傳播較快，發(fā)動機工作結(jié)束時噴管收縮段溫度最高，達到1 139 K，至膨脹段溫度遞減。

圖7 燃燒室殼體內(nèi)表面溫度分布

如圖8所示，可以看到發(fā)動機工作結(jié)束時刻殼體內(nèi)壁對流換熱系數(shù)與熱流密度沿軸向分布，對流換熱系數(shù)在喉道位置達到峰值，熱流密度峰值位于喉道上游，符合熱流密度沿內(nèi)壁的分布規(guī)律。

圖8 內(nèi)壁面對流換熱系數(shù)與熱流密度沿軸向分布

3.2 熱應(yīng)力分析

如圖9所示，設(shè)置沿燃燒室內(nèi)表面的路徑，以燃燒室內(nèi)壁面前端為路徑起點，噴管內(nèi)壁面出口為路徑終點。

圖9 燃燒室內(nèi)表面路徑示意圖

燃燒室內(nèi)壁面等效熱應(yīng)力和熱應(yīng)變沿路徑分布變化曲線如圖10所示。當(dāng)發(fā)動機開始工作達到10 ms絕熱層吸收大部分熱量，燃燒室殼體內(nèi)壁面溫度還未上升，沒有熱應(yīng)力產(chǎn)生，喉襯導(dǎo)熱系數(shù)大于絕熱層，溫度傳遞到噴管內(nèi)壁面，產(chǎn)生熱應(yīng)力；50 ms時絕熱層比熱容大于喉襯吸收了大量熱量，同時溫度已傳到喉襯與殼體的接觸面，熱應(yīng)力開始增大；300 ms溫度傳到噴管殼體內(nèi)壁面，熱應(yīng)力急劇上升。600 ms發(fā)動機工作結(jié)束，此時噴管內(nèi)壁面熱應(yīng)力達到峰值290 MPa。從結(jié)構(gòu)來看，燃燒室殼體內(nèi)壁面有絕熱層保護，在發(fā)動機工作階段溫度上升緩慢。喉襯導(dǎo)熱系數(shù)大于絕熱層，故噴管內(nèi)壁面熱應(yīng)力上升明顯，變化劇烈，在收斂段達到最大值。由于高溫燃氣經(jīng)過噴管膨脹加速，使溫度下降，故膨脹段噴管熱應(yīng)力降低。

圖10 不同時刻燃燒室噴管內(nèi)壁面力學(xué)特性

如圖10(a)所示，觀察發(fā)動機工作結(jié)束時殼體橫截面等效應(yīng)力分布云圖，發(fā)現(xiàn)在距離路徑起點0.78 m處達到峰值，將此位置的燃燒室殼體進行縱向剖面，觀察應(yīng)力分布變化，如圖11(b)。噴管收斂段位置殼體內(nèi)表面應(yīng)力值最大，向外逐漸減小，在殼體中心位置達到最小，由中心向外等效應(yīng)力緩慢增加。分析原因，是由喉襯與殼體接觸位置處的應(yīng)力向外殼體擴散而產(chǎn)生。

圖11 發(fā)動機工作結(jié)束殼體橫縱截面熱應(yīng)力分布

4 結(jié)論

文中建立了燃燒室噴管一體化結(jié)構(gòu)模型，通過流熱固三場耦合計算方法,對含有絕熱層和喉襯熱防護部件的固體火箭發(fā)動機在工作過程中的溫度場與應(yīng)力場進行了分析。

1)固體火箭發(fā)動機工作開始，高溫燃氣由燃燒室內(nèi)部向噴管外流動，由于固體火箭發(fā)動機內(nèi)部各材料物性參數(shù)差異，溫度分布隨區(qū)域變化。

2)發(fā)動機工作結(jié)束后殼體內(nèi)壁面對流換熱系數(shù)峰值位于喉道部位，熱流密度峰值位于喉道上游符合其變化規(guī)律。

3)設(shè)置沿從燃燒室入口到噴管出口的路徑，對其不同時刻熱應(yīng)力分布進行分析，發(fā)現(xiàn)隨時間增加熱應(yīng)力增大，由于溫度作用，在噴管收斂段熱應(yīng)力達到峰值。

4)在噴管熱防護內(nèi)襯的設(shè)計中，為使材料利用合理、經(jīng)濟，在噴管收斂段采用熱傳導(dǎo)系數(shù)小、比熱容大的材料。增大噴管收斂段位置的殼體厚度，以增加固體火箭發(fā)動機的安全性和穩(wěn)定性。