復合噴管結構流固耦合仿真分析及試驗研究*

吳 秋,姬 錚,任全彬,陳林泉,張 明

(1 西北工業大學, 西安 710072; 2 中國航天科技集團公司第四研究院第41研究所, 西安 710025; 3 固體火箭發動機燃燒、熱結構與內流場國防科技重點實驗室, 西安 710025)

0 引言

發動機噴管在工作時受到高溫燃氣的沖刷,因此噴管非金屬材料多采用抗燒蝕、耐高溫的復合材料,開展噴管溫度場及燒蝕分析,對提高噴管工作可靠性有著重要的作用,國內外關于噴管溫度場及燒蝕變化的研究有很多[1-4],但研究內容均為針對常規發動機噴管,針對組合推進劑降低喉襯燒蝕的研究還處于起步階段[5],研究成果較少。

文中開展高低燃溫組合推進劑下的噴管熱結構和試驗研究,使用流場計算的壁面溫度場為初始條件,計算在不同低燃溫推進劑質量含量下,噴管外壁面溫度的瞬態變化。同時開展組合推進劑下試驗研究,通過測量噴管喉襯外壁面的溫度及喉襯燒蝕率,分析低燃溫推進劑對噴管熱結構及燒蝕的影響。為組合推進劑發動機設計提供參考。

1 組合裝藥下發動機噴管熱結構仿真分析

1.1 熱結構計算模型及網格劃分

采用的噴管幾何模型如圖1所示,尺寸為試驗發動機噴管尺寸,取噴管的四分之一作為計算域。噴管由金屬噴管殼體、收斂段、擴展段、喉襯組成。外殼體材料為鋼,收斂段為碳布/酚醛復合材料,擴張段為高硅氧/酚醛復合材料,喉襯為C/C復合材料。網格如圖2所示。表1列出計算噴管不同部件的物理性能參數。

表1 各材料的物性參數

圖1 噴管結構示意圖

圖2 噴管殼體網格劃分

1.2 熱結構結果分析

為了觀測外殼體上的溫度變化,取外殼體上的一點,距離喉部前端的軸向距離為5 mm,記為點A,如圖3所示。將內流場計算的壁面溫度作為噴管熱結構的初始值,采用瞬態計算,時間一共20 s。分別計算了3種工況,低燃溫推進劑含量分別為0%,2%,6.8%,低燃溫推進劑燃燒溫度為1 300 K,高燃溫推進劑燃燒溫度3 450 K,總質量流量為32.5 kg/s。在所有算例中,A點的初始溫度均設置為22 ℃。外壁面與空氣對流換熱系數取5 W/(m2·K)。下面對計算結果進行分析。圖4給出不同低燃溫推進劑含量下A點隨時間的溫度變化曲線,隨著計算時間的增加,熱流逐漸傳遞到外表面,A點的溫度升高越來越快。當計算時間為20 s時,不含低燃溫推進劑時A點的溫度已經升高到65.2 ℃。

圖3 A點在殼體上的位置

圖4 不同低燃溫推進劑含量時點A隨時間的溫度變化曲線

圖5～圖6分別給出了含0%、2%低燃溫推進劑0 s、20 s時噴管壁面的瞬態溫度分布云圖,含2%、6.8%低燃溫推進劑噴管壁面溫度云圖相似,噴管不同材料的導熱性不同,使得噴管結構溫度呈現不同的變化。

圖5 含0%、2%低燃溫推進劑0 s時噴管熱結構的溫度云圖

圖6 含0%、2%低燃溫推進劑20 s時噴管熱結構的溫度云圖

2 組合推進劑下復合噴管試驗分析

2.1 組合推進劑下噴管外壁面測試

開展高低燃溫推進劑組合試驗發動機試驗研究,推進劑參數見表2,發動機結構示意圖見圖7。在噴管外壁面布置4個測溫點,測點位置分別在距喉部開始位置前5 mm、后5 mm(A點)、后10 mm及后20 mm處,具體位置見圖8,測點1、測點2、測點3和測點4分別對應上述幾個位置。為了與純高燃溫推進劑發動機對比,設計2發試驗,記為1#、2#,分別使用組合推進劑和純高燃溫推進劑。

圖7 試驗發動機結構示意圖

圖8 溫度測點位置圖

表2 推進劑的性能參數

選取位于喉部位置的測點2進行溫度比較,見圖9～圖10。圖11中t12曲線對應計算時的A點,對比兩臺試驗發動機測點2處的溫度,1#發動機最高溫度為46.1℃,2#發動機最高溫度為79.9℃,1#發動機測點2的溫度明顯低于2#發動機,低燃溫推進劑有效的降低了推進劑燃氣傳遞給噴管的熱量。由于試驗條件限制,僅對發動機進行了壓強測試,計算得到1#發動機壓強沖量為124.1 MPa·s,2#發動機壓強沖量為138.6 MPa·s,使用低燃溫推進劑后,壓強沖量下降10.5%。

圖9 1#高低燃溫組合裝藥試驗發動機溫度曲線

圖10 2#純高溫推進劑試驗發動機溫度曲線

圖11將使用含低燃溫推進劑的計算結果與試驗值進行比較,從圖中看出,兩者數據變化趨勢一致,但之間存在一定的偏差,這是仿真計算設置的參數與實際存在差異,如燃氣比熱容、導熱系數、密度質量流量、溫度均是不斷變化的,綜合導致了仿真計算溫度和試驗發動機測試溫度存在差異。

圖11 A點的計算值和試驗值比較

2.2 組合推進劑下噴管喉襯燒蝕

試驗后對喉徑進行4個象限的測量。表3給出了喉襯燒蝕率的對比結果,可以看出, 1#喉襯的燒蝕率要明顯低于2#喉襯, 2臺試驗發動機噴管喉襯的平均燒蝕率分別為0.112 mm/s、0.133 mm/s,與純高燃溫的2#試驗發動機燒蝕率相比,1#試驗發動機喉襯燒蝕率降低了15.8%。

表3 試驗喉襯燒蝕率

圖12給出了試驗發動機燒蝕后的喉襯實物圖,從圖中可以看出,使用低燃溫推進劑的1#發動機喉襯表面較光滑,而2#試驗發動機喉襯則比較粗糙,存在燒蝕后的凹坑,說明使用低燃溫推進劑能有效保護喉襯,降低高燃溫燃氣對喉襯的沖刷。

圖12 2個發動機試驗后喉襯

3 結論

1) 使用低燃溫推進劑能有效降低噴管背壁溫度,使用低燃溫推進劑越多,噴管背壁溫度越低。

2) 從試驗結果看,A點試驗結果與計算值變化趨勢一致,部分點值有較大差別,這主要是由測試方法及仿真計算參數輸入差異造成的。

3) 使用低燃溫推進劑能有效降低喉襯燒蝕,當低燃溫推進劑含量為6.8%時,燒蝕率下降15.8%。