具有潜入式喷管的翼柱形药柱发动机火焰传播过程研究①

赵汝岩,隋玉堂,周红梅

(海军航空工程学院7系,烟台 264001)

0 引言

装药几何形状和尺寸决定了发动机点火瞬态过程中火焰的传播方式及速度,进而影响燃气生成率及其变化规律,从而决定了发动机推力和压强随时间变化规律。目前,大型发动机大多采用带头部、尾部翼柱的推进剂药柱结构,同时采用潜入喷管,以缩短发动机的长度。药柱结构复杂化,使发动机点火瞬态火焰传播过程变得非常复杂。国外学者对发动机点火瞬态的火焰传播过程进行了大量的研究工作[1-4],国内针对潜入喷管和非潜入喷管的翼柱形药柱发动机点火瞬态过程也进行了相关工作,分析了点火瞬态内流场变化及潜入喷管、翼槽参数对翼槽区域火焰传播的影响[5-8]。

本文旨在建立具有潜入喷管的翼柱形药柱发动机三维非定常流动模型,利用修改源项法,模拟点火瞬态的燃气加质,并与非潜入喷管的翼柱形药柱发动机进行了对比,进而分析潜入喷管的使用及不同宽度、不同深度的翼槽结构对点火瞬态火焰传播过程的影响。

1 物理模型

文中所研究的具有潜入喷管的翼柱形药柱发动机为头部翼柱、圆柱段和尾部翼柱组合型结构,发动机药柱头部和尾部均匀分布8个翼,发动机点火装置前端中心位置分布1喷孔,另有沿周向均匀分布的8个喷孔分别正对头部8个翼槽,非潜入喷管的翼柱形发动机药柱与潜入喷管的翼柱形发动机药柱完全一致。

考虑到流动对称性,为减少网格数目选取周向1/8区域进行计算。含潜入喷管的翼柱形发动机和非潜入喷管的翼柱形发动机1/8区域流场网格图分别如图1和图2所示。

图1 含潜入喷管发动机流场区域网格划分Fig.1 Mesh of fluid filed of motor with submerged nozzle

图2 非潜入喷管发动机内流场区域网格划分Fig.2 Mesh of fluid filed of motor with non-submerged nozzle

2 数学模型

笛卡尔坐标系下的粘性流动方程Navier-Stokes方程,在忽略体积力作用下,其矢量形式如下:

式中 E、F、G为对流项通量;Ev、Fv、Gv为粘性扩散项通量;Re为雷诺数。

为使方程封闭,补充完全气体状态方程,即内能表达式:

式中 p、ρ、R、T、γ分别为压强、密度、燃气气体常数、温度和比热容比;u、v、w为3个方向的燃气速度。

文中采用D0辐射模型进行模拟,固体推进剂的吸收和散射系数均取0.1,燃气的吸收系数取0.1,散射系数取0。

燃气向推进剂的传热采用常规壁面函数进行处理。为简化问题,忽略推进剂点燃前的固相化学反应,将推进剂点火过程简化为单纯的导热过程。

推进剂点火采用固相点火理论,即认为当推进剂表面温度升高到某一临界(点火)温度时,推进剂点火。则以推进剂的临界温度为准(即Ts＞600 K)时,推进剂点火。同时,忽略了化学反应的具体过程和化学反应时间,只考虑化学反应的最终结果,即生成高温的燃烧产物。计算过程中,对燃烧室区域内的每个流体单元循环,找到靠近分界面(燃面)最近一层流体单元,并通过更改源项方程的方法,实现对该层流体区域质量、动量、能量源项的添加,进而模拟推进剂点火燃烧的放热化学反应源。

当满足点火条件时,质量源项、动量源项和能量源项根据燃速公式设置成压强的函数。

3 初始条件与边界条件

(1)整个发动机内流场区域初始状态条件为T0=298 K,p0=101 325 Pa,u0=v0=w0=0。

(2)入口边界。采用质量入口边界条件,点火剂燃气质量流量曲线如图3所示,燃气温度为2 590 K。当点火药燃烧结束后,强制变为固定壁面。

图3 点火剂燃气质量通量-时间曲线Fig.3 M ass rate vs time o f igniting gas

(3)出口边界。当堵盖未打开时,燃烧室出口采用固壁边界条件,打开后采用压力出口边界,压强等于外界大气压。

(4)固壁边界。壁面(除推进剂药条表面外)设置为固壁边界。当壁面固定不动时,流体速度为0。对于绝热边界,温度梯度为0,即∂T/∂n=0。

(5)燃气粘性系数采用Southerland经验式计算。(6)燃气及推进剂性能主要参数见表1。

(7)计算所采用的药柱包括完全相同的8片翼,且在周向均匀布置。根据流动对称性质,仅选取1/8外形作为计算区域。在对称面上,所有物理量通量为0。因此,对称面处流动的法向速度及各变量法向梯度均为0,即

表1 燃气及推进剂性能参数Table 1 Parameters of propellant and gas

4 计算结果与分析

4.1 非潜入喷管翼柱形药柱发动机点火瞬态过程内流场分析

图4和图5反映了非潜入喷管和潜入喷管翼柱形药柱发动机点火瞬态的火焰传播过程。

图4 非潜入喷管翼柱形药柱发动机火焰传播过程Fig.4 Flame propagation of motor with non-submerged nozzle

对比图4和图5可看出,非潜入喷管翼柱形药柱发动机由于尾部翼槽轴向距离很长,火焰的存在所引起的辐射传热,并未直接点燃尾部翼槽的尾部区域,而是火焰连续传播到尾部翼槽的尾部区域后,火焰峰从尾部翼槽前部和尾部同时向尾部翼槽底部传播。

而潜入喷管的翼柱形药柱发动机点火瞬态火焰峰向尾部翼槽区域的传播方式,与非潜入喷管的翼柱形药柱发动机点火瞬态火焰峰向尾部翼槽区域的传播方式明显不同,其传播方式是火焰峰连续向翼槽底部及尾部区域传播。这是由于潜入喷管的存在,导致尾部药柱与潜入喷管之间存在相对狭窄的空腔,而较低温度的燃气被压缩在狭窄的空腔内,减弱了高温燃气对推进剂表面的传热。

图5 潜入喷管翼柱形药柱发动机火焰传播过程Fig.5 Flame propagation of motor with submerged nozzle

4.2 尾部翼槽设计参数对尾部翼槽内的火焰传播的影响

发动机点火和火焰传播过程除与推进剂本身有关外,发动机的设计参数及结构尺寸都对其有一定影响。不同的尾部翼槽设计参数如表2所示。

表2 尾部翼槽设计参数Table 2 Parameters of tail fin-slot

(1)翼槽宽度

图6为尾部翼槽具有不同宽度时,在不同时刻尾部翼槽区域的温度分布。

通过图6可看出,当尾部翼槽宽度不同时,火焰传播方式基本相同,都是火焰峰沿轴向依次向翼槽底部及尾部区域传播,但火焰峰传播速度不同。从火焰峰传播到尾部翼槽入口处,到尾部翼槽全部点燃所需时间如表3所示。

表3 不同参数下尾部翼槽全部点燃所需时间Tab le 3 Tim e in the different param eters

通过表3可看出,尾部翼槽宽度较宽,尾部翼槽被全部点燃所需时间越短,火焰峰传播速度越快。这是由于尾部翼槽越宽,使主流燃气更易进入尾部翼槽内部,可加快对推进剂的表面传热,从而使尾部翼槽内的推进剂更快地点燃,火焰峰传播速度加快,进而缩短发动机点火延迟时间。因此,在发动机设计过程中,在满足总体指标的前提下,应优先选取尾部翼槽较宽的结构开展设计。

(2)翼槽深度

图7为尾部翼槽具有不同深度时,在不同时刻尾部翼槽区域的温度分布。

图6 不同宽度尾部翼槽温度分布Fig.6 Temperture contour in different wide fin-slot

图7 不同深度尾部翼槽温度分布Fig.7 Temperture contour in different deep fin-slots

通过图7可看出,当尾部翼槽深度不同时,火焰传播方式略有不同。当翼槽深度为1.5D时,由于翼槽底部壅塞的低温气体被压缩在底部不易流出,降低了高温燃气的传热效果,使火焰峰向底部传播的速度更慢,同时尾部翼槽前部已点燃产生的火焰通过辐射传热、热对流的方式,直接将尾部翼槽尾部尖角处点燃,火焰峰自尾部翼槽前部与翼槽尖角处同时向翼槽底部传播。从火焰峰传播到尾部翼槽入口处到尾部翼槽全部点燃所需时间如表4所示。

表4 不同深度尾部翼槽全部点燃所需时间Table 4 Time in the different parameters

通过表4可看出,相同尾部翼槽宽度时,翼槽深度越深,尾部翼槽被全部点燃所需时间越长。这是由于尾部翼槽越深,翼槽底部压缩的温度较低的气体越不易流出翼槽,减弱了高温燃气与翼槽底部推进剂的换热,进而导致火焰峰向翼槽底部传播速度的减慢,但由于翼槽底部未点燃的推进剂很少,不会对整个点火过程的压力变化产生较大影响。因此,如果结构需要,一定深度的翼槽结构也是可接受的。

5 结论

(1)潜入喷管的存在导致火焰峰沿药柱轴向连续传播到翼槽前部、底部和尾部。

(2)不同宽度、不同深度的尾部翼槽结构影响火焰传播形式,当尾部翼槽深度较浅的情况下,火焰峰传播到尾部翼槽区域后,火焰峰沿药柱轴向连续传播到翼槽前部、底部和尾部;随着尾部翼槽深度加深,尾部翼槽前部产生的火焰直接将尾部翼槽尾部尖角处点燃,火焰峰自尾部翼槽前部与翼槽尖角处同时向翼槽底部传播。

(3)尾部翼槽宽度较宽,尾部翼槽被全部点燃所需时间越短,火焰峰传播速度越快;尾部翼槽深度越深,尾部翼槽被全部点燃所需时间越长,火焰峰传播速度越慢。

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