排气液化循环发动机推力室性能计算研究

黄奕勇,许军校

(国防科学技术大学 航天与材料工程学院,湖南 长沙 410073)

0 引言

涡轮排气液化循环是一种新型高性能氢氧发动机方案[1、2]。其燃气发生器中推进剂混合比为8,同时在其中注入一定量的水以降低燃气温度。燃气发生器产生的水蒸气对涡轮作功后,通过换热器与主推进剂中的氢、氧流体进行热交换,温度降低并液化成水。水是良好的冷却剂,将水引入推力室对燃烧室壁冷却液膜和气膜(由液膜汽化后产生)。液/气膜冷却可对推力室壁面进行有效的热保护。

在目前的氢氧发动机中,均未组织液膜冷却。实际上,采用液膜冷却的发动机只有前苏联的液氧煤油发动机[3、4]。液态冷却剂(对涡轮排气液化发动机来说,冷却剂是水)从发动机的侧壁面注入,发动机内流动被分为两个部分：高温的中心区,混合比低;低温的边区,混合比高。此时,推力室内流动与普通一维流动存在明显差异,采用传统型面计算方法会导致误差,须加以修正。为此,本文对排气液化循环发动机推力室性能的计算进行了研究。

1 性能计算方法

为便于讨论,将燃烧室分成头部附近的主燃烧区、中心区和边区3个区,如图1、2所示。

a)主燃烧区：此区的物质包括从头进入的推进剂氧qmcOX、氢qmcf和水。这些物质经泵增压、换热器换热、涡轮作功后焓值均发生了变化。三种物质在此区混合燃烧,产生推力室的燃气流。

b)边区：沿燃烧室壁组织3道液膜冷却,液膜在向下游流动中进行对流与辐射换热,温度升高至饱和(或临界)温度时液膜完全汽化。汽化的蒸汽膜继续保护壁面。主燃气与液膜和蒸汽膜间存在大的温度差和速度差,故在边界上形成附面层和剪切混合层。蒸汽和被卷入(以及将被卷入)边区的主燃气组成边区流管。但超声速状态下气体混合减弱,计算时认为中心区气流超声速时不再与边区掺混而将被卷入边区。

c)中心区：除边区外的燃气流构成的中心区流管。

图1 发动机推力室Fig.1 Scheme of MCC

图2 计算用双流管Fig.2 Sketch used f or MCCanalysis

1.1 主燃烧区参数确定

主燃烧区分析中,主要是确定进入该区的总焓和成分。据此即可由热力计算获得主燃烧区的参数(中心流管的热力参数与主燃烧区一致)。文献[5]给出了主燃烧区推进剂焓值I c的计算表达式。

给定燃烧室喉部总压p*t和推进剂总焓后,可通过热力计算求得燃烧室主燃烧区温度Tc和特征速度C*,再由喷管出口面积比εe求得主燃烧区气流的理论比冲Isv。

1.2 边区流管参数与壁面修正

按被卷入边区的主燃气流的质量分数从头部开始分划出一个流管。液膜在吸收主燃烧区气流对流热流和辐射热流后,于喉部上游完全气化成蒸汽,并假设此蒸汽和卷入的主燃气在喉部上游完全混合均匀,而在下游不再与主燃气混合,形成一独立流管。在推力室液膜冷却计算中可得被卷入的燃气流量qmg(如图2所示)。则,边区流量

喷管型面计算是发动机设计中最重要的部分之一,因此本文重点分析液膜注入对发动机喷管型面的影响。为达修正喷管型面目的,可将问题简化为在喉部上游点S处(压力p=1.1pt)加入蒸汽,其流量为,速度为。在此之前,边区成分与主燃气流相同,流量为qmg。由此假设,点S前边区的面积

式中：DS为点S处发动机内壁直径;qmc为燃烧室总流量。

在点S加入蒸汽以后,为保持压力不突变,需增加面积ΔA。下游冲量

式中：pS,ρS,vS是点S处主燃气流的压力、密度和速度。下游流量

下游单位面积流量

下游总焓

式中：Ic,分别为点S处主燃气流和注入水蒸汽的焓值。由于下游的气体成分已知,Ib为下游温度T和压力pS的函数,则式(5)可改写为

综合式(3),下游动量表达式为

式中：ρ,v分别为下游的密度和速度。质量守恒和气体状态方程分别为

式(6)～(9)中含ρ,v,ΔA共4个未知参数,故方程可解。实际计算中,可用牛顿法求解。至此就完全确定了型面的修正量ΔA(由液膜引起的)和边区气体参数ρ,v,T。

边区流管在喷管出口的压力等于主燃气流喷管出口压力,用等熵关系可求出该截面参数和边区流管理论真空比冲Isv◦B。

1.3 中心流管性能与双流管综合性能

中心流管流量

该流管的气流参数和真空理论比冲与主燃烧区相同。双流管系统的综合性能可表示为

式中：Isv◦B,Isv◦C分别为中心与边区流管的比冲。

2 算例

设推力为2 100 kN、混合比为6,进行燃气液化循环推力室性能计算。燃烧室压力分别为21.6,25.0,30.0,32.0 MPa时计算所得双流管性能见表1。其中效率为双流管平均比冲/单流管理论比冲。

表1 双流管性能及型面修正Tab.1 Dual flow tubeperformance and nozzle contour amending

由表1可知：效率为99.6%～99.7%,即由液膜注入产生的性能损失为0.3%～0.4%;边区流管的比冲较低,意味着喷管的摩擦损失会减小;边区流量占总流量的比例为5.76%～5.97%(包括卷入的主燃气)。显然,边区产生的壁面修正量ΔA已不可忽略。

3 结束语

本文理论推导了液膜冷却条件下排气循环液化发动机推力室壁面的修正方程及双流管的性能计算模型。计算结果表明：液膜冷却会导致少量的性能损失,且双流管与常规一维流动不同,壁面修正量已不可忽略。本文所得理论结果对未来液膜冷却发动机设计有一定的参考意义。

[1]LOURDESQ.Airbreathing space boosters using inflight oxidizer collection[J].Journal of Propulsion and Power,1996,12(2)：315-321.

[2]MANSKI D.Cycles for earth-to-orbit propulsion[J].Journal of Propulsion and Power,1998,14(5)：588-604.

[3]休泽尔.液体火箭发动机现代工程设计[M].北京：中国宇航出版社,2004.

[4]张贵田.高压补燃液氧煤油发动机[M].北京：国防工业出版社,2005.

[5]黄奕勇,许军校.涡轮排气液化循环发动机的能量分析[J].上海航天,2010,27(2)：46-48.