液氧/甲烷发动机推力室再生冷却耦合传热数值研究

姬威信，孙纪国

（北京航天动力研究所，北京，100076）

液氧/甲烷发动机推力室再生冷却耦合传热数值研究

姬威信，孙纪国

（北京航天动力研究所，北京，100076）

为了解液氧/甲烷火箭发动机推力室再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对液体火箭发动机推力室身部燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热、冷却剂与冷却通道间的对流换热进行了三维耦合数值计算。在计算中，假定推力室内流动为冻结流动，考虑了跨临界甲烷物性随温度和压力的变化。针对某甲烷再生冷却推力室进行cFd计算，计算结果与实验数据吻合较好。

液体火箭发动机；推力室；再生冷却；耦合传热

0 引 言

甲烷资源丰富、价格便宜，与液氢同属低温推进剂，沸点为-161 ℃，其维护使用条件与液氢基本相同；密度是液氢的6倍，液氧/甲烷组合具有较大的密度比冲；比热高，是良好的冷却剂，且无毒无污染，是航天动力理想的燃料。与传统液体火箭发动机相比，液氧/甲烷发动机兼有液氧/液氢发动机和液氧/煤油发动机的优点，综合性能好，成本低、可靠性高、重复使用、维护方便，是极具发展潜力的航天动力[1]。因此，世界各主要航天大国均对液氧/甲烷发动机进行了研究[2～5]。

推力室设计和计算是液氧/甲烷发动机的关键技术之一。由于甲烷临界温度较高，达到190 K，而以甲烷作冷却剂的发动机冷却通道入口温度较低，在冷却通道内甲烷处于跨临界状态工作，在临界温度附近甲烷物性变化剧烈，因而甲烷冷却剂在发动机冷却通道中的工作状况十分复杂。在对液氧/甲烷发动机推力室再生冷却身部进行设计和热分析时，考虑甲烷物性的变化十分必要。王亚洲[6]等研究了超临界压力下低温甲烷在水平圆管中的湍流流动和传热过程；康玉东[7]考虑火箭发动机冷却通道的实际构型研究了跨临界甲烷的流动换热。

本文以Fluent作为求解器，结合用户自定义函数和c语言将甲烷物性变化编译进计算模型，对某甲烷再生冷却推力室进行三维整场流动与传热耦合数值模拟，获得了推力室身部的流场和温度场分布，并与实验结果进行了对比验证。

1 计算模型和数值方法

本文研究的甲烷再生冷却推力室，由低温气氢（～120 K）、液氧组织燃烧，身部由甲烷进行逆流冷却。

由于推力室结构的对称性，计算区域取半条冷却通道、半条肋条以及其相对应的燃气流动区域和冷却剂流动区域，如图1所示。假定推力室内流动为冻结流动，流动工质认为是液氢/液氧在燃烧室中的燃烧产物。由于液氢/液氧燃烧产物的成分主要为水蒸汽，所以在推力室身部热分析中热辐射的成分不能忽略。故在流动过程中，推力室身部换热主要由燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热，冷却剂与冷却通道间的对流换热4部分组成。在计算中，燃烧产物假定为理想气体混合物，热辐射计算采用dO模型，控制方程采用N-S方程，湍流模型采用雷诺应力模型。

图1 计算模型

1.1 流动换热模型

本文采用整场耦合求解的方法，即把燃气与内壁的对流换热、通过室壁的导热以及冷却剂与冷却通道间的对流换热耦合起来作为一个统一的传热过程进行求解，各个求解域采用如下通用控制方程，即：

式中 V为速度；φ为不同求解域待求通用变量；φΓ为广义扩散系数；Sφ为广义源项。

1.2 辐射换热模型

本文采用dO模型求解辐射换热方程，dO模型把沿某个方向→S上的辐射换热方程视为一个场方程，这样在能够同时发生吸收、发射和散射的灰体介质中，某一微元体在指定方向上的辐射换热方程为

由于气体辐射对波长有强烈的选择性，只在某些波长区段内具有辐射能力，相应地也只在同样的波长区段内才具有吸收能力[9]。因此，在求解辐射换热方程时，为了考虑水蒸汽选择性的影响，本文采用平均吸收系数法[10]，使辐射换热方程中的参数变成全光谱的总参数。

1.3 物性计算

燃气物性由氢氧燃烧热力计算获取。采用自定义函数处理冷却剂甲烷物性变化与温度和压力的关系，甲烷物性由ReFpROp软件计算获得，图2为计算得到的甲烷各物性参数随温度和压强变化曲线。

图2 甲烷物性变化

推力室内外壁及肋片的材料物性随温度的变化采用分段线性插值的方法进行处理。

1.4 数值方法及边界条件

计算模型网格采用结构网格和非结构网格相结合的方式，由GaMBIT软件划分；求解器为Fluent14.5，直接对燃气流动区、推力室内外壁以及肋片、冷却剂流动区进行整场耦合求解。采用SIMpLe算法处理压力和速度的耦合关系，采用有限体积法离散控制方程，对流项的离散采用一阶迎风格式，扩散项的离散采用二阶迎风格式。

入口边界条件：燃气及冷却剂入口均为流量入口，燃气入口温度及各组分质量分数均由热力计算获得。

出口边界条件：燃气及冷却剂出口均为压力出口边界条件。

壁面边界条件：用在有固体壁面的地方，分为耦合壁面和非耦合壁面。耦合壁面是指固/液、固/气和固/固接触的壁面，取无滑移条件，壁面粗糙度按设计要求给出；非耦合壁面是指与外界环境接触的壁面，取绝热边界条件。

对称边界条件：包括燃气的两侧、冷却通道对称面以及推力室内外壁的两侧壁面。

燃气入口及冷却剂入口参数见表1、表2。

表1 燃烧室入口参数

表2 冷却剂入口参数

2 计算结果分析

在推力室传热试验中，壁温测点布置位置如图3所示。

图3 壁温测点布置示意

作为验证，将cFd计算结果与试验结果进行了比较，其中试验测得冷却通道压降为1.48 Mpa，甲烷温升为86.7 K，计算所得冷却通道压降为1.52 Mpa，甲烷温升为97.5 K。相对于实验值，甲烷冷却通道压降实验结果与计算结果偏差在2.7%，甲烷温升偏差为12.4%。图4为气壁温的计算值与试验值的对比结果。

图4 气壁温计算值与试验值对比

由图4可知，推力室身部内壁气壁温度分布在圆柱段，头部较高、尾部较低，喉部温度可达到720 K，这主要是由于在喉部附近热流密度大（见图5）、换热效果强导致。

图5 气壁面热流密度变化

由于本文计算模型未考虑推力室正常工作时燃料及氧化剂从喷注器喷出后的化学反应过程以及它们在此过程中还起到一定的冷却作用，所以沿燃气顺流方向，热流密度先有微幅下降，然后在推力室圆柱段基本平稳维持在18 MW/m2左右，在喉部附近发生突变并出现峰值，最大热流密度约为71 MW/m2；相对于实验结果，cFd计算所得气壁温略低于试验测得值，原因是推力室身部气壁附近温度梯度较大，且内壁较薄，准确测量难度较大。图6为液壁温计算值与试验值对比。

图6 液壁温计算值与试验值对比

由图6可以看出，推力室身部内壁液壁温度计算值略大于实验测得结果，这主要是由于液壁温的测点深度在加工时难以准确定位。为了防止把盲孔打穿，在加工时均偏保守，即距内壁燃气壁面的距离比要求值偏大，而在身部铜内壁薄层内存在较大的温度梯度，导致大部分液壁温的试验测量结果比计算结果偏低。从图6中还可以看出，推力室身部内壁液壁温的分布规律与气壁温相似，沿冷却剂顺流方向，壁温逐渐升高，喉部附近最高温约为600 K，其后随着冷却剂温度的升高，甲烷换热能力减弱，壁温在推力室圆柱段又逐渐上升。图7为冷却剂温度计算值与试验值对比。从图7可知，由于在冷却通道中甲烷冷却剂温度分层现象较为突出且未考虑燃烧室头部面板冷却，导致冷却剂中心处测点所测得结果偏大于计算值，而出口处冷却剂温度计算值比试验测得结果偏高，数值计算温升比试验温升偏大约12%。图8为甲烷冷却剂喉部温度分层现象。

图7 冷却剂温度计算值与试验值对比

由图8可知，冷却通道中心与靠近壁面处冷却剂温度分布并不均匀，靠近内壁及肋壁区域冷却剂温度高于冷却通道中心区域的冷却剂温度；在喉部，甲烷冷却剂径向温差达到90 K，周向温差约20 K。

由冷却通道压力分布cFd计算与试验结果对比如图9所示。由图9可知，甲烷冷却剂沿程压力分布的数值模拟结果与实验结果非常接近，冷却通道压降计算值与测得结果偏差不到3%，吻合较好。

图9 冷却通道压力计算值与试验值对比

3 结 论

本文对甲烷再生冷却推力室身部进行了三维整场流动及传热耦合数值模拟，结论如下：

a）采用雷诺应力湍流模型、dO辐射模型并考虑冷却剂甲烷物性随压力和温度的变化，通过三维流固耦合数值模拟的方法，研究了甲烷再生冷却推力室身部的换热规律，计算结果与试验结果吻合较好；

b）由于甲烷在临界温度附近物性变化剧烈，推力室圆柱段换热效果较差，壁温较高，在对甲烷冷却通道进行流动换热研究时，必须考虑甲烷物性的变化；

c）甲烷冷却剂在冷却通道中存在明显的温度分层现象，在进行甲烷冷却剂温度的相关试验测量及模拟计算时应充分考虑温度分层的影响。

[1] 乔桂玉, 王维彬. 可重复使用液氧甲烷发动机技术[c]. 中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2008年会议论文集, 2008.

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[4] Takao M, et al. Hot-firing test of methane-fueled rocket engine under high altitude condition[R]. aIaa 2013-4056, 2013.

[5] Melcher J c, Morehead R L. combustion stability characteristics of the project morpheus liquid Oxygen /liquid methane main engine[R]. aIaa 2014-3681, 2014.

[6] 王亚洲, 华益新等. 超临界压力下低温甲烷的湍流传热数值研究[J]. 推进技术, 2010, 31(4): 606-611.

[7] 康玉东, 孙冰. 再生冷却通道跨临界甲烷流动传热研究[J]. 航空动力学报, 2010, 5(11): 2493-2497.

[8] 余其铮. 辐射换热基础[M]. 北京: 高等教育出版社, 1990.

[9] 杨世铭, 陶文铨. 传热学（第四版）[M]. 北京: 高等教育出版社, 2006. [10] 李军伟, 刘宇. 三维数值模拟再生冷却喷管的换热[J]. 推进技术, 2005, 26(2):111-115.

Numerical Simulation of Regenerative Cooling Conjugate Heat Transfer of LOX/Methane Rocket Engine Thrust Chamber

Ji Wei-xin, Sun Ji-guo
(Beijing aerospace propulsion Institute, Beijing, 100076)

study the characteristic of regenerative cooling heat transfer of the LOX/Methane rocket engine thrust chamber, three-dimensional convection, radiation heat transfer between the hot gas and the wall, heat conduction through the wall, convection between coolant and cooling channel of liquid rocket engine thrust chamber were numerically investigated. during the calculation, suppose the fluid of the thrust chamber is frozen flow and consider the changes of thermophysical properties of the trans-critical cH4with both temperature and pressure. This paper calculates a methane regenerative cooled thrust chamber by cFd, the simulation results were matched well with experimental data.

Liquid rocket engine; Thrust chamber; Regenerative cooling; conjugate heat transfer

V434

a

1004-7182(2016)01-0057-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160113

2015-01-19；

2015-09-19

姬威信（1989-），男，助理工程师，主要从事液体火箭发动机推力室热分析方向的研究