小推力長工作時間固體火箭發動機噴管溫度仿真分析①

鄧康清,王鹍鵬,余小波,向 進,朱雯娟,王相宇,楊育文,湯 亮,張琪敏

(1.航天化學動力技術重點實驗室,襄陽 441003;2.湖北航天化學技術研究所,襄陽 441003)

0 引言

固體火箭發動機噴管在發動機工作過程中承受高溫、高壓和高沖刷的惡劣環境。因此,耐燒蝕和熱防護技術一直是發動機研究的重要內容。這就離不開發動機噴管的流場仿真和熱力分析,國內外對此開展了大量研究。PANIN等[1]利用二維軸對稱可壓縮N-S雷諾時均方程數值模擬發動機內流場溫度分布,并通過試車試驗驗證。JOHN和MOROZOV等[2-3]基于有限元的方法對潛入式噴管的熱響應進行了數值模擬分析。付鵬等[4]采用有限元法研究了固體火箭發動機噴管喉襯結構的燒蝕量、瞬態溫度場和應力場;張曉光等[5]建立了基于FLUENT流體計算軟件和ANSYS結構分析軟件的流場熱結構耦合分析二維模型,實現了流場與燒蝕傳熱的雙向耦合及流場、熱到結構的單向耦合;王寅虎[6]利用FLUENT軟件一維數值模擬了發動機火藥啟動器工作期間殼體瞬態溫度場。韓珺禮等[7]基于三維有限元法模擬分析了噴管工作時的溫度場。孫林等[8]研究了旋轉固體火箭發動機噴管熱結構,得到不同轉速下的流場、溫度場和應力場。白俊華等[9]建立了噴管喉襯流固耦合換熱模型,分析了噴管粗糙度、燃氣成分、燃燒室壓強和推進劑燃溫等因素對噴管喉襯熱結構及換熱規律的影響。熊永亮等[10]建立起軸對稱的有限元計算模型,計算了喉襯組件與擴張段結構的瞬態溫度場,研究了軸對稱載荷下熱-結構耦合場的應力,得到噴管各層材料間的膨脹系數差異對應力的影響較大。陳國光等[11]系統說明了固體火箭發動機噴管石墨喉襯的瞬態溫度場和熱應力場有限元計算方法,導出了橫向同性材料軸對稱瞬態溫度場、熱應力場的有限元公式,并對兩種喉徑的喉襯進行了數值計算,計算結果與發動機試車試驗時φ205 mm喉襯安全、φ184 mm喉襯發生裂紋結果是一致的。吳川等[12]采用流固耦合方法,對金屬及多種非金屬材料組成的長尾噴管工作過程進行的非穩態傳熱數值計算表明,燃氣對長尾噴管由內向外進行傳熱,但外壁面各區域溫度場因內部材料不同差別較大。張小英等[13]計算了美國Trident 2 D2彈道導彈一級發動機的流場、壁面溫度場和壁面燒蝕,發現噴管收斂段和喉部主要受到高溫噴流的輻射加熱,內壁輻射熱流約為對流熱流的2.5倍,喉部下游因噴流溫度下降,速度激增,內壁對流熱流超過輻射熱流,在擴張段尾部,內壁的輻射熱流再次超過對流熱流;沿噴管壁面厚度自內向外,壁面溫度急劇下降,發動機工作后16 s時,喉部截面處內壁溫度達到2700 K,而外壁溫度僅為340 K。

目前,對固體火箭發動機噴管流場研究主要集中在短時間工作的噴管(小于10 s)及噴管內表面溫度場的模擬,而對長時間工作的固體火箭發動機噴管溫度場的模擬研究不多,特別是對降低噴管外表面溫度場的技術還少有研究。本文通過瞬態流-固-熱一體化一步耦合分析法對一種采用無鋁PET推進劑的小推力長時間工作的固體火箭發動機噴管進行了傳熱分析,得到固體火箭發動機噴管燃氣流場情況、噴管內外表面溫度場分布及其隨工作時間的變化規律,并用發動機試驗驗證了計算結果的正確性,從而為合理設計小推力長時間工作固體火箭發動機噴管,控制發動機溫度提供指導和依據。

1 計算模型

1.1 有限元模型

由于本文研究的噴管具有對稱性,取出一個子結構進行分析,從而極大簡化了計算規模。取1/4進行分析,子結構三維幾何結構見圖1。發動機噴管由喉襯、隔熱層和殼體組成,外徑56 mm,長度為54 mm。

1.2 瞬態流固熱耦合計算區域及邊界條件

通常的流-固-熱耦合方法是:假設流體與外界是絕熱的,對發動機噴管中的流體進行靜態流場仿真分析,得到噴管中燃氣的熱流場分布;再通過流體與喉襯界面耦合,得到喉襯內表面的熱流密度情況;最后,通過瞬態熱仿真得到各部件在各個時刻的溫度場分布。這種方法步驟多且繁瑣,并且絕熱的假設與實際不符,將導致后續仿真結果與實際結果存在偏差。本文的瞬態流-固-熱一體化一步耦合法將整個流體、噴管喉襯、隔熱層和殼體作為一個整體考慮,只需一步瞬態流場仿真,即可得到流體流場分布和所有部件的溫度場分布,而不再需要瞬態熱仿真這一步。

瞬態流-固-熱耦合一體化一步仿真法是選取噴管入口為燃氣進口,采用商用軟件FLUENT 對噴管流場進行計算。整個流場區域如圖1所示。圖1中,6-7為噴管入口邊界,給定燃氣總壓和總溫,分別為5.4 MPa 和2252 ℃(2525 K);7-8-9-10為噴管壁面,采用無滑移壁面邊界;10-11是出口邊界,采用壓力場邊界,壓力為0.1 MPa。流體和固體間、固體和固體間采用耦合壁面,外壁面采用對流邊界條件。整個流場和噴管主要采用六面體網格,流場壁面網格逐步加密。典型計算規模為19 935個節點,27 102個單元。對該噴管同時進行瞬態流-固-熱耦合,得到整個噴管溫度場分布和燃氣流的溫度分布和壓強分布,結果可作為降低固體發動機壁面溫度的依據。

(a)Physical model

(b)Finite element model圖1 發動機噴管局部模型Fig.1 Model of partial motor nozzle

1.3 材料性能

通過熱力計算得到采用無金屬PET推進劑發動機噴管氣相入口燃氣種類和質量分數如表1所示。用于瞬態熱分析的金屬殼體、絕熱層、耐燒蝕噴管材料的性能參數見表2。

表1 氣相入口燃氣種類和質量分數Table 1 Species and mass fraction of combustion products at the inlet

表2 材料的性能參數[14-15]Table 2 Properties of materials[14-15]

1.4 模型驗證

1.4.1 網格無關性驗證

為確定合理的計算網格分布,兼顧計算準確性和效率,對于發動機分別采用20 000(19 935個節點)和60 000(64 720個節點)不同數量的網格進行仿真,對比不同網格尺寸的計算結果,差異性很小,最高溫度僅相差1 ℃(密網格2196 ℃,疏網格2197 ℃)。綜合考慮計算精度及資源,使用20 000網格尺度進行計算。

1.4.2 實驗驗證

采用無金屬PET型固體推進劑,燃燒室理論燃溫2252 ℃,制成相同噴管結構的固體發動機,該發動機長1510 mm,直徑φ180 mm,在20 ℃下進行了129 s試車試驗,采用噴管表面埋置熱電偶方法測試了發動機噴管喉徑處殼體表面溫度,并與表面溫度仿真結果進行對比,結果如圖2所示。

圖2 發動機噴管段殼體表面溫度實測結果與仿真結果Fig.2 Tested and predicted temperature at surface of the SRM nozzle

由圖2可知,發動機噴管喉徑處殼體表面溫度-時間仿真曲線與實驗測試曲線趨勢相同,但噴管喉徑處殼體表面溫度預示結果比實測結果高9 ℃左右,偏差約10%,噴管喉徑處殼體表面預示溫度結果與實測結果較吻合,驗證了模型的可靠性。

2 計算結果及分析

2.1 噴管流場和溫度場典型計算結果

利用FLUENT軟件,對噴管中的氣相組分,采用組分輸運模型處理,燃氣設為理想氣體,在三維N-S 方程的基礎上,加入組分輸運方程,采用標準k-ε兩方程模型對流場進行瞬態分析求解。其中,噴管材料為CS,推進劑燃溫為2252 ℃,工作壓強為5.4 MPa,換熱系數取h=50 W·m-2·℃-1,每個時間點迭代計算10次,直至計算到工作時間130 s結束。噴管內燃氣溫度場和噴管本身溫度場分析結果如圖3所示。從噴管中的壓強分析結果最大壓強4.66 MPa和溫度場分析結果最高溫度2200 ℃可以看出,流場分析結果是可信的。

(a)Pressure contour

(b)Temperature contour圖3 燃燒130 s時發動機流場分析結果(h=50 W·m-2·℃-1)Fig.3 Flow field simulation results of the SRM at burning time of 130 s(h=50 W·m-2·℃-1)

圖4是燃燒130 s時發動機各部件傳熱分析結果。可知,喉襯溫度最高,最低也有1481 ℃;隔熱層溫度次之,在134～1864 ℃之間;殼體表面溫度最低,在134～234 ℃之間,且從噴口到入口,殼體表面溫度逐漸增加。

(a)Temperature contour of the nozzle throat

(b)Temperature contour of the thermal insulated layer

(c)Temperature contour of the case圖4 燃燒130 s時發動機各部件傳熱分析結果 (h=50 W·m-2·℃-1)Fig.4 Thermal simulation results of the SRM parts at burning time of 130 s(h=50 W·m-2·℃-1)

圖5是發動機工作過程中噴管中心軸線上燃氣溫度-時間曲線和130 s時中心軸線上各點燃氣溫度-距離曲線,圖5(b)中的L指離噴管出口的距離。可知,隨工作時間增加,噴管中心軸線上各點溫度在點火后急劇增加,20 s后基本保持不變;從噴管出口到噴管入口,噴管中心軸線上各點溫度逐漸增加。

(a)Temperature-time curves at axis of the SRM

(b)Temperature-distance curve of the points at axis of the SRM at burning time of 130 s圖5 工作時間和噴口距離對中心軸線上各點溫度的影響Fig.5 Effect of working time and distance from outlet of nozzle on temperature at axis of the SRM

圖6為噴管中幾個典型特征點的溫度隨工作時間的變化情況。5個點的位置見圖1。點1在噴管喉部中心軸線上,點2在噴管喉襯直線段內表面上,點3在噴管喉襯直線段外表面上,點4在噴管喉部隔熱層外表面上,點5在噴管喉部金屬殼體外表面上。從中可知,隨工作時間增加,噴管中心軸線上點的溫度點火后急劇增加,20 s后基本保持不變;噴管喉部中心軸線上溫度最高,喉襯內表面溫度次之,喉襯外表面溫度比內表面溫度低,但兩者很接近;由于隔熱層的隔熱作用,隔熱層外表面溫度大大降低,金屬殼體外表面溫度與隔熱層外表面溫度相近。

圖6 噴管中幾個典型特征點的溫度變化情況Fig.6 Change of temperature at some typical point on nozzle of the SRM

2.2 發動機噴管表面溫度變化規律

2.2.1 發動機噴管表面位置的影響

圖7為發動機噴管工作130 s過程中殼體表面溫度-工作時間曲線和殼體表面最高溫度-距離曲線,圖7(b)中的L指離噴管出口的距離。可知,噴管殼體表面溫度隨工作時間增加而增加,隨離噴管出口的距離增加先增加,噴管喉部殼體表面溫度最高,而后逐步降低。經過130 s工作后,這種發動機噴管表面溫度最高達到220 ℃左右,這對艙內的設備不利,因此需要降低噴管表面溫度。

(a)Temperature-time curves at axis of the SRM

(b)Temperature-distance curve of the points at axis of the SRM at burning time of 130 s圖7 離噴管出口距離對噴管金屬殼體表面溫度的影響Fig.7 Effect of distance from outlet of nozzle on surface temperature of the nozzle

2.2.2 推進劑燃溫和燃燒室壓強的影響

推進劑燃溫和燃燒室壓強對金屬殼體表面溫度的影響見圖8和圖9。推進劑燃溫Tc變化是在壓強p=5.4 MPa不變下,由改變推進劑配方組分含量達到的,再由全流場計算得到130 s金屬殼體表面最高溫度。同時,由于表1中熱力計算得到,在燃燒室壓強p=3～5.4 MPa范圍內,推進劑燃溫僅變化0.26%(6 ℃),推進劑燃氣成分最大變化不到0.2%,可以認為,燃燒室壓強對推進劑燃溫和燃氣成分影響可以忽略,因此在流場仿真時可以直接改變燃燒室壓強進行計算。從圖8和圖9可知,推進劑燃溫增加,噴管金屬殼體表面溫度呈線性增加;燃燒室壓強變化對金屬殼體表面溫度影響不大。

圖8 推進劑燃溫對金屬殼體表面溫度的影響Fig.8 Effect of combustion temperature of propellants on surface temperature of the nozzle

圖9 燃燒室壓強對金屬殼體表面溫度的影響Fig.9 Effect of pressure in combustion chamber on surface temperature of the nozzle

2.2.3 換熱系數對喉徑處金屬殼體表面溫度的影響

換熱系數對喉徑處金屬殼體表面溫度的影響見圖10。可知,噴管殼體表面溫度隨工作時間增加而增加;換熱系數增加,金屬殼體表面溫度幾乎呈線性降低。這是因為換熱系數越大,通過換熱導出的熱量越多,金屬殼體表面溫度降低越大。

(a)Temperature-time curves on the surface of nozzle

(b)T-h curve on the surface of nozzle圖10 換熱系數對喉徑處外金屬殼體表面溫度的影響Fig.10 Effect of heat transfer coefficient on surface temperature of the nozzle

2.2.4 喉襯材料的影響

喉襯材料和隔熱材料對金屬殼體表面溫度的影響見圖11和圖12。可知,CS、WCu和W的殼體表面溫度相同,只有采用CC有一定的降低金屬殼體表面溫度的作用;隔熱材料具有顯著的降低金屬殼體表面溫度的作用,其作用大小為:

圖11 喉襯材料對金屬殼體表面溫度的影響Fig.11 Effect of throat materials on surface temperature of the nozzle

圖12 隔熱材料對金屬殼體表面溫度的影響Fig.12 Effect of thermal insulation materials on surface temperature of the nozzle

EPDM >5-Ⅲ >GFM >GFM2 >TFM >GFMB

該順序與上述幾種材料的導熱系數大小順序正好相反。說明隔熱材料導熱系數是影響殼體表面溫度的主要因素:隔熱材料導熱越慢,隔熱材料阻止熱量往外導出到殼體表面的作用越大,隔熱材料降低殼體表面溫度的作用越大。

3 結論

(1)得到了噴管的溫度變化規律,噴管中心軸線上各點的溫度開始時急劇增加,20 s后基本保持不變;從噴管出口到噴管入口,噴管中心軸線上各點的溫度逐漸增加。噴管喉部中心溫度最高(2000 ℃以上),喉襯內表面溫度次之,喉襯外表面溫度比內表面溫度低,但兩者很接近(1481～2000 ℃);由于隔熱作用,隔熱層外表面溫度大大降低(134～1864 ℃);金屬殼體外表面溫度最低(134～ 234 ℃),和隔熱層外表面溫度接近。說明隔熱層是噴管各部組件中降低殼體外表面溫度最有效部件。

(2)揭示了噴管殼體表面溫度的變化規律,噴管殼體表面溫度隨工作時間增加而增加,隨離噴管出口的距離增加先增加而后逐步降低。噴管喉部殼體表面溫度最高,130 s時最高達220 ℃左右。說明噴管喉部位置的絕熱防護是降低殼體表面溫度最重要部位。

(3)推進劑燃溫增加,噴管金屬殼體表面溫度呈線性增加;換熱系數增加,金屬殼體表面溫度近似線性降低;燃燒室壓強變化對金屬殼體表面溫度影響不大。

(4)隔熱材料具有顯著降低金屬殼體表面溫度的作用,其作用大小為EPDM >5-Ⅲ >GFM >GFM2 >TFM >GFMB。

(5)本文采用的瞬態流-固-熱一體化一步耦合分析法,克服了以往先假設絕熱進行流場分析,再將結果耦合進行熱分析方法的步驟多、絕熱假設不符合實際情況的局限性,具有開拓性,對類似研究工作具有指導性。可為合理設計固體火箭發動機噴管,控制發動機噴管表面溫度提供設計依據。

本方法預估的噴管表面溫度與實測結果仍有約10%的偏差,后續可進一步開展提高噴管表面溫度預估精度的方法研究。