大推力氫氧發(fā)動機高模試驗補氧燃燒過程仿真

郭 敬，張 佳，李 茂，孔凡超，張家仙

(北京航天試驗技術研究所 北京市航天試驗技術與裝備工程技術研究中心，北京 100074)

0 引言

基于深空探索與發(fā)展的需求，高比沖、高性能的大推力氫氧發(fā)動機是世界各國重點研究攻關的方向之一。在我國重型運載火箭項目的推動下，大推力氫氧發(fā)動機已經(jīng)處于關鍵技術深入攻關階段。與現(xiàn)有發(fā)動機相比，大推力發(fā)動機試驗過程中推進劑流量大大增加。應用于重型運載火箭的發(fā)動機，液氫流量達到80.3 kg/s，發(fā)動機預冷時從推力室排出的低溫氫氣約2 kg/s，在發(fā)動機工作過程會產(chǎn)生16.4 kg/s的燃燒殘余氫氣。大推力氫氧發(fā)動機在各階段產(chǎn)生的氫氣都遠超我國現(xiàn)有的各類型氫氧發(fā)動機。發(fā)動機高模試驗時，在發(fā)動機后端會有擴壓器、引射器或消音系統(tǒng)，形成一個封閉或者半封閉的空間。造成試驗過程大量的富燃燃氣會殘留在設備內(nèi)部，難以迅速擴散，并和倒吸入的空氣摻混形成爆炸條件，如果不進行處理會存在很大風險[1-2]。

根據(jù)液體火箭氫氧發(fā)動機推力和工作方式，一般采用惰性氣體吹除、主動燃燒等處理方式。惰性氣體吹除方式是將試驗后殘留在系統(tǒng)內(nèi)的富燃燃氣用惰性氣體稀釋并吹除出系統(tǒng)。如1957年美國NASA格林研究中心建立的推力9 t的發(fā)動機試驗臺IDEAS，在試驗前和試驗過程中，采用在消聲通道中用CO2稀釋的方法，在試驗結束后作為稀釋用的惰性氣體會被吹出排放系統(tǒng)。這種處理方式試驗費用較高。主動燃燒處理方式是在試驗過程中補充氧化劑，然后采用主動引燃的方式將多余富燃燃氣燃燒。例如俄羅斯推力為800 t級的發(fā)動機РД-170高空模擬所用的試驗臺采用該方法處理全封閉式高模系統(tǒng)中的富燃氣體。所用的補燃裝置為帶有夾套冷卻的圓筒，內(nèi)置60個噴嘴，補燃裝置長25 m，內(nèi)徑達到5.2 m，補加液氧流量達到800 kg/s。俄羅斯科洛廖夫城試驗站的C1.5400A高模臺和摩爾斯克的立式高模試驗臺在擴壓器出口設置補燃裝置，通過吸入外界空氣作為氧化劑將排出的富燃氣體燒掉[3]。美國斯坦尼斯試驗臺J-2X發(fā)動機縮尺高模試驗也采用這種方法，從蒸汽引射器噴出的富氧引射蒸汽和從發(fā)動機噴出的富氫燃氣在后端的燃氣通道內(nèi)產(chǎn)生二次燃燒。通過這種方式處理發(fā)動機燃氣中的富余氫氣，消除試驗過程中的安全風險[4]。國內(nèi)未有過在封閉環(huán)境中補氧燃燒氫氣的經(jīng)驗，采用合理的仿真研究可為實際系統(tǒng)的設計提供理論依據(jù)，對關鍵參數(shù)的確定提供重要借鑒，減少設計風險，提高設計效率。

1 高模試驗推力室富氫燃氣排放處理方案

我國的重型運載氫氧發(fā)動機采用自身引射方案進行高空模擬試驗時，需要對試驗前預冷排氫和試驗時的富氫燃氣進行處理，防止發(fā)動機試驗時可能存在燃爆安全風險。綜合考慮安全性、經(jīng)濟性、可行性、設計難度等要求，擬采用液氧補燃燃燒的方法處理富氫燃氣。圖1為發(fā)動機高空模擬試驗系統(tǒng)，主要設備包括真空艙、擴壓器、水冷段、消音器。水冷段位于擴壓器之后、消音器之前，中間設液氧補燃器，采用點火火炬主動點火燃燒的方式，引燃發(fā)動機排出的冷氫和富氫燃氣。

圖1 補燃系統(tǒng)設計示意圖Fig.1 Schematic diagram of oxygenating combustion system

2 計算模型與方法

為研究高模試驗過程中的補氧燃燒過程可能存在的問題，根據(jù)高空模擬試驗臺結構，建立了高空模擬計算幾何模型，如圖2所示，艙直徑8 m，長15 m，總長108 m。為減少計算量，提高計算效率，將液氧噴嘴總面積等效為環(huán)形噴嘴面積，將三維模型轉(zhuǎn)化為二維模型進行計算。

圖2 補燃系統(tǒng)仿真模型Fig.2 Simulation model of oxygenating combustion system

根據(jù)發(fā)動機試驗過程，穩(wěn)定工作階段采用穩(wěn)態(tài)計算。采用雷諾平均、守恒型Navier-Stocks(N-S)方程組作為氣相湍流流動控制方程，湍流模型選用標準k-ε雙方程模型[5-6]。計算中不考慮空氣的液化、水分的冷凝和結冰等相變，空氣組分中只包括氮氣和氧氣。燃燒過程采用單步燃燒反應模型。采用PRESTO格式離散壓力項，其余項采用二階迎風格式離散。求解過程中采用PISO格式耦合壓力與速度[7]。

計算網(wǎng)格數(shù)約170萬個。考慮到發(fā)動機噴管出口和計算區(qū)域尺度為米級，噴嘴尺度為毫米級，對噴嘴附近網(wǎng)格進行多重加密，以確保計算的準確度。對發(fā)動機出口與艙交界處以及補氧噴嘴出口處的網(wǎng)格進行了加密處理，如圖3所示。

富氫燃氣從發(fā)動機噴管排出，燃氣入口端和液氧噴注入口均采用質(zhì)量入口邊界條件，給定入口流量、組分、溫度、水力直徑和湍流參數(shù)；本項研究主要為面向工程應用的方案可行性論證研究，對計算精度要求相對較低，為提高計算效率，將液氧簡化為低溫氧氣處理，不考慮液氧的破碎、霧化和蒸發(fā)過程。低溫氧氣和液氧摻混燃燒存在的區(qū)別較大，氣相燃燒主要在剪切面燃燒，氧化劑與燃料接觸后就會燃燒，噴嘴處熱防護難度較大，同時燃燒面也會阻隔氧化劑與燃料的接觸，燃燒長度一般較長；液相霧化蒸發(fā)過程中會與氣相摻混，盡管霧化蒸發(fā)過程要一定的長度，但預混過程反而會使燃燒距離縮短[8]。采用壓力出口邊界條件，壓力為1個大氣壓，環(huán)境溫度300 K。對稱軸采用對稱軸邊界條件，固體壁面絕熱無滑移[9-10]。

圖3 網(wǎng)格加密處網(wǎng)格Fig.3 Grid refinement

3 計算結果及分析

計算工況為2種:第一種研究補氧流量對燃燒過程及高模系統(tǒng)的影響；第二種研究液氧噴注角度對燃燒過程及高模系統(tǒng)的影響。

3.1 補氧流量影響

補氧流量分別為200 kg/s，400 kg/s，600 kg/s，液氧噴注角度15°，噴注時液氧的溫度設定為100 K。圖4給出了不同補氧流量下的靜溫分布，從圖4結果可以看到，不同補氧流量下擴壓器內(nèi)靜溫分布基本相同，區(qū)別不明顯，對擴壓器內(nèi)的激波串也沒有影響。

圖4 不同補氧流量下的靜溫Fig.4 Static temperature of different oxygen flow

圖5給出了不同補氧流量下的氫摩爾濃度分布。從圖5(a)可以看出，沒有補氧燃燒時，發(fā)動機尾氣中的氫會進入后端消聲系統(tǒng)。而有補氧燃燒時，如圖5 (b)～5(d)所示，氫均在補氧段燃燒完成，無殘余氫氣進入后續(xù)設備。從圖5結果可以看出，補氧流量增加，燃氣整體溫度稍微下降，在離開補氧段之前，所有氫氣均完全燃燒，補氧量越大，燃燒長度越短。

圖6給出了不同補氧流量下的氧摩爾濃度分布，結果表明，在補燃段內(nèi)，氧主要靠近壁面，壁面氧濃度較高，同時，補氧量越大，氧濃度越大。另外，從圖6結果可以發(fā)現(xiàn)，氧會沿筒壁向前回流。在擴壓器出口，高速的燃氣射流在擴壓器出口壁面發(fā)生分離，在中心射流和壁面之間形成了回流區(qū)，導致氧氣回流。

圖5 不同補氧流量下的氫濃度Fig.5 Hydrogen concentration of different oxygen flow

圖7分別給出了200 kg/s液氧流量時擴壓器出口段和補燃段壁面的絕熱燃氣溫度和濃度，從圖7結果可以看出，在擴壓器出口段，由于回流和燃燒，氧濃度和溫度均較高，將會給擴壓器出口的抗氧化熱防護帶來極大難度，存在燒蝕擴壓段出口的風險，在設計中需要考慮液膜冷卻保護或者惰性氣體氣膜冷卻保護等措施。在補燃段，由于周圍全是氧氣和水，氧濃度較低，同時溫度也較低，抗氧化難度較小，可以采用噴水液膜冷卻保護方式。

圖8給出了600 kg/s補氧流量時擴壓器出口和補燃段壁面絕熱燃氣溫度和氧濃度，由于補氧量增加，在補燃段氧氣濃度大幅增加，同時，擴壓器出口壁面絕熱溫度和氧濃度也比200 kg/s補氧量時高，局部氧濃度超過50%。

圖6 不同補氧流量下的氧濃度Fig.6 Oxygen concentration of different oxygen flow

圖7 200 kg/s補氧流量下的壁面燃溫和氧濃度Fig.7 Wall gas temperature and oxygen concentration under 200 kg/s oxygen flow

圖8 600 kg/s補氧流量下的壁面燃溫和氧濃度Fig.8 Wall gas temperature and oxygen concentration under 600 kg/s oxygen flow

3.2 補氧噴注角度影響

補氧噴注角度是指氧噴注方向與軸線射流方向的夾角，補氧噴注角度分別為15°，30°，補氧流量400 kg/s，溫度100 K。圖9～圖11給出了不同補氧噴注角度的靜溫、氫和氧摩爾濃度。從圖9可以看出，氧噴注角度增加后，對擴壓器出口段和補燃段的溫度分布影響均較大，對擴壓器內(nèi)的流場溫度也有一定影響。氧噴注角度增加，擴壓器出口段和補氧段的溫度均有所降低，盡管核心射流區(qū)直徑有所縮小，但對其溫度影響較小，主要因為射流速度較大，氧射流速度難以影響核心射流流場。在30°噴注時的溫度分布可以看到在氧射流沖擊燃氣射流時存在反彈。而在擴壓器壁面，溫度隨角度增加有所降低，但絕熱燃氣溫度都在2 500 K以上。從圖10可以看出，角度增加并沒有顯著縮短燃燒距離和氫燃盡長度。從圖10和圖11可以看出，氧噴注角度增加，擴壓器出口的壁面的氫濃度顯著下降，角度越大氫濃度下降位置越靠前，存在氧氣的位置越靠前，說明氧氣回流進入擴壓器出口對氫氣進行了補燃。由于燃氣溫度高，氧進入擴壓器出口段越多越靠前，擴壓器的抗氧化熱防護難度越大。因此，增加氧噴注角度對氫燃盡長度影響不顯著，但會增加設備熱防護的難度。

圖9 不同噴注角度下的靜溫Fig.9 Static temperature for different injection angles

圖10 不同噴注角度下的氫濃度Fig.10 Hydrogen concentration for different injection angles

圖11 不同角度下的氧濃度Fig.11 Oxygen concentration for different injection angles

4 結論

1)通過補充液氧燃燒的方式可以將發(fā)動機燃氣中的氫氣成分燃燒干凈，可保證高模試驗安全進行。

2)補氧流量越大，燃燒長度越小。由于射流與擴壓器出口發(fā)生分離形成流區(qū)，補氧燃燒時，氧氣會進入回流區(qū)，對擴壓器出口的熱防護帶來難度。

3)補氧流量增加后，靠近壁面的氧氣濃度也將隨之上升，熱防護難度增加。

4)補氧噴注角度增加對氫燃盡長度影響不大，但更容易使氧氣回流進入擴壓器出口段，使設備抗氧化熱防護難度增大。