一种摆动喷管的流场和传热特性研究

刘宇涛,田小涛,邓 恒,李志浩,孙晓博

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)

一种摆动喷管的流场和传热特性研究

刘宇涛,田小涛,邓 恒,李志浩,孙晓博

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)

针对某球窝式摆动喷管,采用两方程k-ε湍流模型,在摆动角度为0°和6°的情况下,对喷管内部流场进行三维数值计算;根据计算的流场,对喷管进行了传热数值模拟。分析了两种不同摆角对喷管内流场和热防护层的传热性能产生的影响。研究结果表明,该型喷管在小范围摆动时,喷管内流场变化较小,喷管入口处的流场发生偏转;喷管外壁面温度变化趋势基本保持一致,内壁面温度存在差异,喷管的热防护性能满足发动机的工作需求。

球窝式摆动喷管;数值计算;流场;传热

0 引言

动力系统作为导弹的重要一环,其发展水平制约着导弹技术的进步,推力矢量技术对于提高导弹的控制性能有着重要的影响。目前的推力矢量技术,按系统产生推力偏向的手段不同,可以大致分为摆动喷管致偏、流体二次喷射以及机械导流阻流等三类[1]。摆动喷管是实现弹用发动机推力矢量控制的可行方案,在现役导弹上已有成熟的应用[2],例如美国的标准-3导弹、战斧巡航导弹、民兵导弹。摆动喷管提供了矢量推力,然而燃烧室内部的流动也随之改变,喷管的热防护方案也需要重新设计。

近年来,在摆动喷管流场计算领域有较多研究,刘君[3]等对嵌入式摆动喷管两相流内流场进行了数值模拟,研究了喷管摆动角度对发动机喉道附近引起的流动变化以及内表面压力的影响。黄振宇[4]等三维数值计算了某摆动喷管在不同摆角下的流动和推力矢量,初步得出了推力矢量随摆角的变化规律。周红梅[5]等通过动网格技术数值计算了不同摆角下摆动喷管的内流场,得出了随着摆角的增大,气流的偏转逐渐明显的结论。

在喷管的传热计算方面,较多采用先计算喷管内流场,根据流场计算结果确定喷管传热的边界条件然后进行传热计算。文献[6-7]对喷管内壁面施加温度边界条件,计算喷管的传热特性。文献[8-9]采用巴兹公式确定燃气及喷管的对流换热系数,以此作为边界条件计算喷管的传热特性。傅学金[10]等通过流固耦合的方法,计算了喷管机构瞬态温度场,分析了温度场分布状态和初期传播特点,以及喉衬温度随时间变化的规律。

文中针对某球窝摆动喷管,先计算不同摆动角度情况下喷管的内流场,根据流场计算结果对喷管内边界施加温度边界条件的方法对喷管的传热进行三维数值计算,考核喷管的工作性能,从而对该型喷管进行评价。

1 物理模型与计算方法

1.1 物理模型

球窝摆动喷管采用潜入式方案,一方面能够减小能量损失,另一方面可以缩短发动机总长。具体结构见图1,摆动角度分别为0°和6°。主要结构尺寸见表1。

图1 球窝摆动喷管几何模型

长度/mm外径/mm喉径/mm出口直径/mm440440130300

球窝喷管的前端深入到燃烧室中,受到高温高压燃气的作用,因此较多的采用耐烧蚀材料。其中喉衬和前端锁紧环采用石墨材料,热防护采用碳酚醛材料,金属壳体材料为钢。

1.2 网格划分

使用ICEM对流体域进行结构化网格划分。固体域网格在Workbench中进行划分,其中扩张段金属壳体进行了局部加密,网格划分结果见图2。

图2 网格划分结果

1.3 计算方法及边界条件

使用Fluent计算喷管内的流场,计算区域为喷管段和燃烧室入口段的燃气流动区域。由于发动机在实际工作中建立稳定流场的时间很短,初始阶段燃气对喷管的传热效应可以忽略,喷管内部的流场可以视为定常流动。采用RANS方法进行稳态求解,选择RNGk-ε两方程模型模拟湍流粘性的影响,计算采用基于压力的SIMPLE算法进行求解。流体域选择燃气作为工质,进行流场计算,入口选择压力入口,给定总压值为8 MPa,总温3 200 K,出口选择压力出口,设为一个标准大气压,初始温度300 K,壁面为无滑移绝热壁面。RNGk-ε模型的k方程和ε方程分别为[11]:

(1)

(2)

流场计算完成之后,将流场外边界温度作为喷管内表面温度边界条件进行非稳态传热计算。在喷管内部的导热控制方程为[12]:

(3)

式中:T为温度;C为材料的比热容;k为材料的导热系数;Q′为单位体积的内热源。

计算中,不计燃气与壁面的辐射换热,忽略喷管金属壳体与空气之间的对流换热,设置喷管固体材料初始温度为300 K,材料的导热系数见表2。

表2 材料的导热系数

2 计算结果与分析

2.1 流场分析

选择喷管流体域的中间截面作为特征面对喷管中的流动进行分析,压力云图和马赫数云图分别见图3、图4,可以看出,虽然摆动角度不同,但喷管中的流动是相似的。两个状态的出口总压均约为7.7 MPa,差异小于万分之一,一方面说明潜入式喷管的流动损失小,另一方面摆动角度为6°时不会对发动机的能量发挥带来较为明显的影响,初步验证了该结构方案的可行性。

图5为喷管入口处外边界速度云图,图6为入口处中间截面速度云图,从图中可以看出,摆动角度为0°,喷管入口处气流没有偏转,摆动角度为6°时,喷管入口处气流发生偏转,变为非对称的流场,一侧的流速大于另一侧的流速,并且入口段的最大流速稍大于0°时的最大流速,说明随着喷管的摆动,喷管入口段流场会发生偏转和局部增速,这对喷管入口段的热防护可能会造成一定影响,在设计时应当予以考虑。

图3 压力云图

图4 马赫数云图

图5 喷管入口处外边界速度云图

图6 喷管入口处中间截面速度云图

2.2 传热分析

该型喷管热防护层应保证在10 s工作时间内具有良好的热防护能力,考核指标为金属外壁面温度不大于300℃。选定喷管工作时的两个极限状态,即摆动角度为0°和6°时,对热防护层的防护能力进行考核。

图7 温度分布云图

不同时刻喷管结构温度云图见图7,可以看出,在10 s的工作时间内,喷管外壁面温度没有大幅度升高,均小于80℃,说明喷管的热防护层满足工作要求。在开始工作之后,喷管内部的喉衬温度迅速升高,这是因为石墨喉衬的导热率较高,且处在接触燃气温度最高的区域,因此传热剧烈导致迅速升温。在10 s工作时间结束之后,0°和6°两种摆动角度所对应的喉衬最低温度分别为300℃和430℃,且6°工况的温度呈现非对称式的分布,这是因为喷管摆动之后,喉衬一侧与燃气的接触面积增大,另一侧接触面积减小,面积增加的一侧热传导加剧,从而导致喉衬温度比0°时有所提高。

继续计算至30 s,监测金属壳体外壁面最高温度,具体数值见表3。由表3可以看出,两种摆动角度条件下外壁面温度随时间变化基本一致,工作时间超过10 s后,喷管最高温度基本呈线性趋势迅速增加。摆动角度为0°和6°的两种情况,对喷管的热防护结构整体造成的影响较小。从表中也可以看到,当工作时间增加到25～30 s时,外壁面最高温度达到300℃,最高温度出现在喷管出口区域,前端热防护层的设计仍有较大的余量,但是并不应该减薄前端热防护层,主要是因为摆动喷管的分离线位于燃烧室内,紧邻高温高压燃气,密封困难,如果在发动机工作过程中,高温燃气从分离线进入配合间隙中,将会对热防护带来严重的问题,因此,前端的热防护设计应有较大的余量,以保证摆动喷管的正常工作。

表3 不同时刻外壁面的最高温度

3 结论

1)喷管在0°到6°小摆动角度的情况下流场相似,对发动机能量的发挥带来的差异较小;但是喷管入口的流场会发生偏转和速度增大,所以在喷管设计时,应当考虑入口处流场的偏转和流速的增大对喷管产生的影响。

2)在10 s工作时间内,两种摆角下喷管的外壁面温度没有超过规定温度,内壁面温度存在差异,初步验证了喷管的热防护设计能满足发动机工作的需求。但是对于较长时间工作的情况,喷管的热防护需要加强。

3)文中传热计算中选择的温度边界条件,可以很大程度上降低求解的难度和计算的时间,精度上也可以满足工程上喷管初步设计的要求,在下一步的工作中,对于喷管传热计算将采用精度更高的流固耦合的方法,对现有喷管的热防护进行优化。

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[6] 沈勇. 碳/碳固体火箭发动机柔性喷管热机热结构耦合作用研究 [D]. 武汉: 华中科技大学, 2004.

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[12] 胡晓平. 传热传质分析 [M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 2012: 8-9.

Research on the Flow Field and Heat Transfer Characteristics of a Gimbaled Nozzle

LIU Yutao,TIAN Xiaotao,DENG Heng,LI Zhihao,SUN Xiaobo

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

For a ball-and-socket type gimbaled nozzle, when the swinging angle were 0 degree and 6 degree, the three-dimensional numerical calculation of nozzle interior flow field was carried out by using two equationk-εturbulence model. According to the calculated flow field, the heat transfer numerical simulation of nozzle was implemented. The effect of two different swinging angles on the heat transfer performance of nozzle interior flow field and thermal protection shield was analyzed. The results showed that the nozzle interior flow field had small variation when the swinging angel range was small, but the flow field at the entrance of the nozzle was deflected. The variation trend of the temperature on the outer wall of the nozzle was basically the same, while the temperature on the inner wall was different. The thermal protection performance of the nozzle met the engine work requirements.

ball-and-socket type gimbaled nozzle；numerical simulation；flow field；heat transfer

2016-11-29

刘宇涛(1986-),男,陕西乾县人,助理工程师,硕士研究生,研究方向:固体火箭发动机设计。

V430

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