噴水角度對(duì)高溫燃?xì)饫鋮s效果影響的數(shù)值仿真研究*

熊 云,左紅星,李廣武,李 超

(西安航天動(dòng)力測控技術(shù)研究所, 西安 710025)

0 引言

不同類型的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火試驗(yàn),其噴管出口燃?xì)鉁囟韧ǔ６荚? 000 K以上[1]。而高溫燃?xì)庀蚩臻g輻射的紅外能量極易被探測和識(shí)別,若因此而暴露出相關(guān)裝備的預(yù)研或試驗(yàn)計(jì)劃,會(huì)對(duì)責(zé)任單位造成不小的影響甚至損失,采用噴水冷卻的方法降低熱源的溫度,即從源頭上降低紅外輻射的強(qiáng)度,對(duì)于隱蔽試驗(yàn)而言更為直接和高效。同時(shí),試驗(yàn)排出的高溫燃?xì)鈱?duì)環(huán)境有較大影響[2]。因此,對(duì)高溫燃?xì)膺M(jìn)行有效的降溫處理具有重大意義。

國外對(duì)試驗(yàn)燃?xì)獾膰娝幚磉M(jìn)行了一些研究,Sankaran等通過在發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獬隹谙掠尾贾靡蝗ψ⑺畤娍走M(jìn)行相關(guān)的降噪試驗(yàn)[3];美國J6試驗(yàn)臺(tái)使用超大容積儲(chǔ)存燃?xì)庠偎涞姆椒ㄟM(jìn)行燃?xì)馓幚?國內(nèi)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)注水的研究則都是針對(duì)試驗(yàn)臺(tái)或擴(kuò)壓器熱防護(hù)的[4-8],對(duì)于因高溫燃?xì)舛鴮?dǎo)致的試驗(yàn)隱蔽性差的問題則鮮有人開展。

雖然國內(nèi)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)噴水冷卻的相關(guān)研究會(huì)使出口燃?xì)獠糠謪^(qū)域的溫度降低,但以降低排出燃?xì)庹w溫度來達(dá)到隱蔽試驗(yàn)?zāi)康牡臄?shù)值模擬和試驗(yàn)還未見公開報(bào)道。文中將在前人的研究基礎(chǔ)上側(cè)重于風(fēng)洞出口溫度的降低,對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)臥式試車臺(tái)燃?xì)鈬娝禍剡M(jìn)行數(shù)值模型,對(duì)比和分析噴水前后試車臺(tái)的流場變化及噴射角度對(duì)出口溫度的影響,為燃?xì)饨禍靥幚砑爸蟮碾[蔽試驗(yàn)提供行之有效的工程思路,對(duì)設(shè)計(jì)優(yōu)化有借鑒意義。

1 計(jì)算模型

1.1 物理模型

采用某型臥式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)實(shí)際尺寸繪制的二維軸對(duì)稱物理模型,以減少計(jì)算時(shí)間,節(jié)約計(jì)算資源,其幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示,試車臺(tái)關(guān)鍵尺寸如表1所示,整個(gè)工程的前半部分安置在室內(nèi),通過大直徑的收集段接收來自發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫燃?xì)?冷卻通道出口連接外部環(huán)境以排出處理后的燃?xì)狻?/p>

圖1 結(jié)構(gòu)示意圖

表1 試車臺(tái)關(guān)鍵尺寸 mm

在隱蔽工程收集段或喉道進(jìn)行噴水,流場可能因快速轉(zhuǎn)變成氣態(tài)的液滴而造成堵塞,故為充分降低燃?xì)鉁囟?同時(shí)考慮到工程制造及維護(hù)的難易性,決定在二次擴(kuò)張段安裝噴注孔均勻分布的噴水支板進(jìn)行燃?xì)獾睦鋮s降溫。

1.2 數(shù)學(xué)模型

計(jì)算使用有限體積法,連續(xù)相運(yùn)用SSTk-w模型進(jìn)行湍流定常模擬,采用基于壓力的COUPLE算法進(jìn)行離散。由于噴水的體積流量遠(yuǎn)小于氣相的對(duì)應(yīng)值,因而液滴之間的相互作用及液滴顆粒體積分?jǐn)?shù)對(duì)于連續(xù)相的影響可以忽略不計(jì),故采用基于歐拉-拉格朗日觀點(diǎn)的DPM模型對(duì)計(jì)算域的離散相進(jìn)行模擬,同時(shí),為考慮離散相與連續(xù)相之間溫度、速度和壓強(qiáng)的相互影響,采用相間耦合計(jì)算。運(yùn)用組分輸運(yùn)模型來模擬燃?xì)饨M分的擴(kuò)散與輸運(yùn)(燃?xì)饨M成如表2所示)。計(jì)算忽略重力及流動(dòng)過程中可能出現(xiàn)的化學(xué)反應(yīng)的影響。

表2 燃?xì)饨M成

1.2.1 離散相模型

離散相顆粒采用液滴模型,假設(shè)液滴的形狀為球型[9];采用Rosin-Rammler分布規(guī)律[10]。液滴自身的熱平衡方程為[11]:

(1)

式中：mp為液滴質(zhì)量;cp為液滴比熱;Tp和T∞分別為液滴溫度和連續(xù)相溫度;h為對(duì)流傳熱系數(shù);Ap為液滴表面積;hfg為汽化潛熱;εp為液滴黑度;σ為斯蒂芬孫-玻爾茲曼常數(shù);θR為輻射溫度。

1.2.2 邊界條件及網(wǎng)格劃分

如圖2所示,取噴管入口至冷卻通道出口為計(jì)算域。從工程經(jīng)驗(yàn)出發(fā),結(jié)合來流供應(yīng)能力設(shè)定流量、顆粒速度和初始直徑等參數(shù),液滴采用DPM面噴的方式進(jìn)入流場，離散相入射參數(shù)如表3所示,同時(shí)為直觀顯示液滴的運(yùn)動(dòng)軌跡,離散相顆粒后處理采用均一化尺寸顯示。噴管主要參數(shù)如表4所示,截取至不會(huì)影響噴管出口流場的室內(nèi)區(qū)域作為大氣入口,大氣及噴管入口均采用壓強(qiáng)進(jìn)口邊界;將冷卻通道出口的邊界條件設(shè)置為壓強(qiáng)出口,離散相到達(dá)該邊界時(shí)設(shè)置為逃脫;模型中固體壁面均采用無滑移絕熱壁面;對(duì)稱軸采用軸邊界條件。采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算域網(wǎng)格劃分,加密近壁及噴水處的網(wǎng)格,保證仿真的準(zhǔn)確性。

圖2 計(jì)算域及邊界條件示意圖

表3 離散相入射參數(shù)

表4 噴管主要參數(shù)

2 噴水效果分析

圖3給出了不噴水與噴水兩種工況下的溫度、壓強(qiáng)及速度對(duì)比云圖。圖4為液滴運(yùn)動(dòng)軌跡及其質(zhì)量分布云圖。不噴水時(shí),噴管排出的燃?xì)馍淙肱c外界大氣相連的收集段,呈現(xiàn)出典型的過膨脹流場特點(diǎn),超音速氣流在噴管喉道之后的擴(kuò)張段內(nèi)逐步加速,產(chǎn)生一道道膨脹波,由于噴管出口處的壓強(qiáng)小于外界大氣壓,在噴管出口處產(chǎn)生斜激波,激波在對(duì)稱軸上的一點(diǎn)交匯后反射出兩道激波,這兩道激波與外界的膨脹波相遇后又會(huì)產(chǎn)生兩道對(duì)稱于軸的膨脹波,激波和膨脹波在收集段內(nèi)交替生成;氣流通過收集段之后的喉道時(shí),溫度與速度因燃?xì)馀c大氣的摻混作用愈加明顯而減低;當(dāng)超聲速氣流流經(jīng)擴(kuò)張段時(shí),燃?xì)饬魉俣仍黾?靜溫和壓強(qiáng)下降,產(chǎn)生膨脹波;一段距離之后,因流動(dòng)特點(diǎn)導(dǎo)致的低于外界大氣的靜壓,超聲速氣流產(chǎn)生一道正激波和兩道斜激波,隨后激波、膨脹波的相交與反射產(chǎn)生了一連串波系,超聲速氣流減速增壓至亞聲速;高速流體流經(jīng)噴注段與冷卻通道的交界處時(shí),由于氣體粘性,帶動(dòng)周圍氣體運(yùn)動(dòng),近壁面處形成回流。隨著亞音速氣流在冷卻管道內(nèi)的傳播,流場的速度逐步降低,壓強(qiáng)與溫度略有升高,出口處燃?xì)馀c入口的外界大氣摻混基本完全,冷卻段出口的溫度從燃?xì)鈬姵鰢姽艿? 000 K下降至約1 600 K,但依舊很高。

圖3 噴水前后對(duì)比云圖

圖4 噴水前后出口溫度分布

噴水時(shí),由于噴注位置距離噴管較遠(yuǎn),對(duì)噴管出口處的試驗(yàn)流場至擴(kuò)張段前部都沒有影響,在擴(kuò)張段與冷卻通道的交界處,由于離散相的加入,流場壓強(qiáng)增大,因前述原因?qū)е碌幕亓饔兴鶞p弱,少部分液滴受回流的影響,使得該處溫度有所降低。可以看出,由于與液滴動(dòng)量轉(zhuǎn)移,連續(xù)相在冷卻段的速度下降更快；同時(shí),因?yàn)橐旱闻c高溫流場的熱交換,噴水時(shí)的流場在冷卻段的溫度下降明顯,冷卻段出口的溫度與不噴水時(shí)相比下降了1 000 K左右,達(dá)到了在不影響試驗(yàn)效果的前提下,冷卻燃?xì)饬鞯哪康摹?/p>

圖4為噴水前后的出口溫度分布圖,由于冷卻管道較長,燃?xì)馀c被吸入的外界大氣充分摻混,使得未噴水時(shí)出口溫度分布較均勻;噴水后因液滴與連續(xù)相的熱交換出口溫度下降明顯。圖5為噴水前后的出口水蒸氣分布圖,液滴在管道內(nèi)因與連續(xù)相的熱交換而轉(zhuǎn)變成水蒸氣,在靠近壁面的區(qū)域,由于液滴分布較少且溫差沒有核心處的大,導(dǎo)致?lián)Q熱相對(duì)不足,因此,壁面處的水蒸氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)RM，H2O較低。雖然圖5呈現(xiàn)出與圖4相反的分布規(guī)律,但闡述了相同的事實(shí),即在來流和管道內(nèi)液滴分布情況的共同影響下,燃?xì)獬隹跍囟日w有大的下降,近壁處冷卻效果稍差。

圖5 出口水蒸氣分布

圖6為液滴運(yùn)動(dòng)軌跡及其質(zhì)量分布圖，由于該節(jié)分析采用的是垂直于壁面的噴射角度,如圖6中以90°噴注的液滴軌跡所示,以一定角度和速度進(jìn)入流場的液滴,與主流相遇后,隨其向下游運(yùn)動(dòng),管道中部分布較多,近壁區(qū)域則較少,這使得管道近壁區(qū)域的冷卻效果較差,因而出口溫度分布呈現(xiàn)出如圖4所示，從核心到壁面先平穩(wěn)后有些許升高的趨勢。

圖6 液滴運(yùn)動(dòng)軌跡及其質(zhì)量圖

3 噴射角度對(duì)燃?xì)鉁囟鹊挠绊?/h2>

由于擴(kuò)張段壁面與來流呈10°的夾角,而相關(guān)研究多集中于液體射流噴入橫向氣流,對(duì)于來流與壁面有一定夾角的研究還未系統(tǒng)開展過[4-8,12-15]。因此,選取4個(gè)不同的噴射角度,分別為與壁面夾角呈40°、80°、90°、140°,以研究不同噴射角度對(duì)燃?xì)饨禍匦Ч挠绊憽?/p>

圖7為冷卻段沿流動(dòng)方向的不同截面平均溫度分布圖。由圖可知，不同噴射角度的平均溫度下降趨勢大致一樣，都是隨著兩相的摻混，溫度逐步下降，但冷卻效果從一開始的較為明顯到之后的逐步減弱，當(dāng)噴射角度為40°時(shí)，由于前傾增加的與連續(xù)相額外的接觸時(shí)間，在冷卻段開始部分溫度最低，但之后由于液滴過分集中于壁面，冷卻速率減弱的最快；140°噴射時(shí)，則是因?yàn)樵陂_始較為均勻的液滴分布，溫度降幅僅次于40°噴射，在中部冷卻效果最好，最后因液滴集中于近壁處，冷卻速度變緩；當(dāng)液滴以垂直于壁面或來流的角度進(jìn)入流場時(shí)，受燃?xì)饬饔绊懀诶鋮s前段集中于管道中部，因而該段的冷卻效果較差，但之后隨流場在管道內(nèi)逐漸擴(kuò)散開來，液滴與燃?xì)獾臒峤粨Q較均勻，這使得到最后的出口溫度下降最多。結(jié)合圖6、圖7可知，由于兩相溫差的逐步減小和與主流核心區(qū)的不充分接觸，冷卻速度變緩，但因較長的冷卻通道(占幾何結(jié)構(gòu)近一半的尺寸)而增加的兩相接觸時(shí)間，彌補(bǔ)了部分因無法充分觸碰核心區(qū)的熱交換不足。液體射流穿入來流的程度可以用穿透深度來衡量[16]，當(dāng)噴射速度、噴水總量一定時(shí)，理論上，液滴垂直于主流方向的速度分量越大，穿透效果越好，因此，液滴在噴射時(shí)存在與來流平行的速度分量且該分量對(duì)燃?xì)饬魉俣允莻€(gè)小量時(shí)，燃?xì)饫鋮s效果將有所下降。所以，由圖7的出口平均溫度可知，液滴以與來流呈90°左右夾角噴射時(shí)，冷卻效果優(yōu)于其他噴射角度。這和前人關(guān)于來流與壁面平行的仿真和試驗(yàn)結(jié)論相近[14]。

圖7 冷卻段不同截面的平均溫度分布圖

圖8為不同噴射角度的出口溫度分布。結(jié)合圖6、圖8可知，當(dāng)噴射角度為90°時(shí)，液滴跟隨燃?xì)庀蛳掠螖U(kuò)散，但大部分未觸及核心區(qū)域和壁面，因此，從核心到壁面的溫度分布呈現(xiàn)先下降而后以較快速度上升；與壁面呈80°夾角(垂直于來流)進(jìn)行噴注的出口溫度分布趨勢與前者一致，由于垂直于來流噴射時(shí)的y軸速度分量與垂直于壁面噴射的速度分量相差無幾，二者燃?xì)鉁囟壤鋮s效果差別很小。當(dāng)噴射角度與壁面呈40°或140°時(shí)，從圖8可知，兩者的溫度分布趨勢一致，即都是從核心到壁面冷卻效果越來越顯著，但由于當(dāng)液滴以與壁面呈40°夾角噴射時(shí)，平行于來流的速度分量方向與其相反，使得液滴整體速度減低，壁面以10°角向外擴(kuò)張，導(dǎo)致140°夾角噴射的液滴在與主流溫差較大的區(qū)域擴(kuò)散更充分，故140°噴射夾角近壁處的溫度冷卻效果略優(yōu)于40°的噴射夾角。由圖6可知，在噴注位置附近，由于來流沿切向存在較大的速度梯度，4種噴射角度都無法馬上觸及核心區(qū)流場，噴出一定距離后，由于與主流接觸時(shí)間較短，液滴在與主流平行的地方聚集，之后隨著來流逐漸向核心區(qū)擴(kuò)散，但由于主流速度較大，離散相仍無法觸及軸線。液滴在管道內(nèi)擴(kuò)散并隨著與連續(xù)相的熱交換質(zhì)量越來越少，比較出口處的液滴軌跡可知，垂直于來流噴射的液滴分布較均勻，擴(kuò)散效果最好。

圖8 4種不同噴射角度的出口溫度分布

4 結(jié)論

通過數(shù)值仿真對(duì)某型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)進(jìn)行了燃?xì)馕擦髡w降溫的相關(guān)研究，對(duì)比和分析了噴水前后流場及其降溫效果，同時(shí)，通過調(diào)節(jié)噴射角度，分析了不同噴水角度下，出口平均溫度及流場的變化，得到以下主要結(jié)論：

1)在擴(kuò)張段進(jìn)行噴水冷卻，能有效降低固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火試驗(yàn)排出的燃?xì)鉁囟龋也粫?huì)對(duì)試驗(yàn)的噴管出口流場產(chǎn)生不必要的影響，為之后的隱蔽試驗(yàn)提供參考。

2)垂直于來流方向的噴注冷卻效果最好，且出口的溫度分布比其他角度更均勻。

3)以垂直于來流或壁面的角度進(jìn)行噴注，出口溫度分布及燃?xì)庹w冷卻效果差別很小。

4)前傾或后傾一定角度噴水對(duì)出口溫度的下降并沒有幫助，且會(huì)使顆粒大部分集中于壁面附近，不利于流場核心處的冷卻，使燃?xì)庹w冷卻效果下降。