舰船弹药舱喷头压强对降温效能的影响

2019-01-08，，

船海工程 2018年6期

，，

(中国船舶重工集团公司第七一三研究所，郑州 450015)

舰船弹药库存贮了大量弹药，弹药库的安全性关系到舰船的战斗力[1]。当弹药库发生导弹发动机意外点火工作时，燃烧室燃烧后由喷管喷射出大量高温-高速燃气流，整个弹药库温度和压力会随之升高，弹药库内其他弹药等含能材料和热敏感材料在高温烘烤等热刺激作用下，可能出现自点火或爆炸。历史上发生过多次因导弹意外点火而引发的弹库事故，甚至造成整船沉没。当弹药库出现火灾等险情时，对弹药库采取快速及时的灭火降温措施很必要[2]。

长期以来哈龙以其在防火防爆抑爆方面的优越性能被广泛使用，1987年联合国环境署通过了《关于消耗臭氧物质的蒙特利尔议定书》，哈龙在全球范围逐渐被全面禁用[3]。作为哈龙灭火替代技术之一的细水雾灭火技术，以其环保、费用低、水渍灾害小等诸多优点逐步得到广泛关注和应用[4]。

水具有高比热容 [4.2 J/(g·K) ]和高蒸发潜热(2 260 J/g)，对辐射热衰减和火焰抑制效果显著。与传统消防喷淋技术相比，细水雾技术优势明显：雾滴粒径更小，同一质量下增大表面积有利于吸热和蒸发。此外，蒸发气化置换了火焰区周围氧气，气化后高达1 700倍的体积膨胀可稀释燃料和助燃气体，卷吸进来的空气同样可稀释燃料浓度。

雾场特性是火灾的灭火效能的主要因素，研究表明，喷雾量、粒径分布和速度是雾场特性的主要参数。对于雾滴粒径来说，并不是雾滴粒径越小越好。液滴粒径小的雾场，有利于蒸发吸热的且有效衰减火焰辐射；但更难穿透火焰，易被吹散，导致灭火效率下降[4-5]；液滴粒径大的雾场，穿透火焰达燃料表面并且冷却和湿润燃料的能力更强，但是吸热和蒸发能力弱，气体特性不强导致抑制火的能力减弱。不少学者对最优灭火雾滴粒径研究表明，没有统一的最优粒径区域适合于所有的火灾类型。

对于某一特定的喷头，通过改变喷头初始压力来改变喷雾量、雾滴直径和雾滴速度等雾场参数，进而影响喷淋降温效能。针对某一特定的舱室，基于Fluent流体仿真软件对舰载弹药库导弹发动机意外点火后弹药库内燃气流场进行仿真计算，基于组分输运加入离散相DPM喷雾降温模型，耦合计算整个舱室的降温过程，研究不同喷头压强对降温效能的影响[6-8]，同时对不同喷淋初始压强下的雾场分布进行分析，探讨改变喷头压强对降温效能产生的影响。

1 数理模型

1.1 液滴的受力

细水雾的生成实际上是液体破碎成大量离散相液滴，液滴破碎的机理比较复杂，已有研究普遍从受力的角度对破碎进行分析，液滴的受力和运动满足牛顿第二定律。

(1)

式中：FD表示阻力；Ff表示浮力；Fx表示附加项力。雾滴在气相中运动受的阻力包括黏性切应力和压差阻力：

(2)

阻力系数ξ可通过不可压缩黏性流N-S方程组数值求解。雷诺数Re对阻力系数ξ的影响很大，大量实验基础上得到阻力系数ξ与雷诺数Re的关系，见图1。

图1 雾滴运动阻力系数ξ与雷诺数Re关系

雷诺数Re和阻力系数ξ的关系如式(3)所示。

(3)

1.2 液滴的破碎

在稳定气流中，液体的破碎受气动力、表面张力和粘滞力的影响。粘度越小，液滴破碎受粘滞力的影响变小。当球形液滴在稳定气流中运动时，所受气动力为

(4)

量纲一的量化：

(5)

韦伯数大于临界韦伯数开始破碎，液滴最大稳定直径：

(6)

破碎的临界相对速度：

(7)

1.3 液滴的热质传递

当液滴温度Tp小于蒸发温度Tvap时，液滴和周围气体只传热：

Qp=hAp(Tg-Tp)

(8)

对流传热系数h由努塞尔数关联式得到

(9)

当温度Tp大于沸点温度Tbp时为沸腾传热传质，沸腾蒸发反应率方程：

(10)

当温度Tvap≤Tp≤Tbp时，液滴从周围环境中吸收的热量，一部分用于液滴温度的升高，即显热的变化，一部分用于液滴气化需要的潜热，液滴热量平衡方程：

(11)

对流传质系数ki与质量扩散通量Ni和浓度差关系表示为

Ni=ki(Ci,p-Ci,g)

(12)

传质系数ki根据舍伍德数关联式得到

(13)

质量传递方程为

mp(t+Δt)=mp(t)-NiApMw,iΔt

(14)

2 模拟条件

舱室为长方形结构，空间尺寸为6 m×5 m×3.5 m，舱室顶部开有圆形排气孔，排气孔直径为0.4 m。舱室尺寸导弹垂直竖立舱室中心位置，根据实际物理工况，综合考虑相关因素，在不影响流场特性的前提下，对计算模型进行适当简化，忽略舱室内设备对流场的影响，简化后几何模型见图2，计算网格见图3。

图2 舱室几何模型

图3 计算网格

火箭发动机燃气流为复杂的高温、高压、高速流，本身成分复杂，气固混合，常伴随着复杂的化学反应。在计算中，忽略燃气的颗粒相，假定燃气组分混合均匀且性质单一，与周围环境无化学反应，燃气的比热比恒定。

发动机参考某型号试车试验实测值，入口总温为气体的定压燃烧温度，总压为发动机燃烧室压强。舱壁和导弹外壳为固体壁面边界条件，壁面热边界为绝热，忽略与相邻外界环境的换热；发动机点火后泄压孔为打开状态，和外界环境相连通。

根据以上模拟条件，对发动机意外点火的燃气流场进行数值模拟和分析；当发动机点火工作一定时间后，防火防爆系统启动，基于Fluent仿真软件的DPM离散相组分输运喷雾模型，对舱室高温环境进行喷雾降温，通过改变喷头初始压强，研究喷头压强对弹药舱喷淋效能的影响。

3 计算结果与分析

3.1 降温前后温度对比

图4为发动机工作4 s时舱室的温度分布。由图4可见，整个舱室温度较高，在1 000 K以上，尤其是在发动机尾部正冲区域，局部温度在2 000 K以上；喷雾降温9 s后，舱室的温度分布显示降温效果明显(见图5)，除了发动机尾部正冲区域外，舱室其他区域温度380 K以下，可减少因高温而引发的安全事故。

在仿真过程中，对于燃气流正冲底板的冲击区，由于燃气的速度高，液滴质量和速度都较小，难以贯穿到这两个区域。由于仿真模型功能的限制，对于汇聚于舱室底部的液滴不能很好处理，这部分区域温度降低不理想。喷淋系统启动后，不能蒸发的液滴会聚集于舱室底部，一定时间内会形成一定高度的液面，舱室底部的降温实际效果较好。

图4 发动机工作4 s后舱室温度分布

图5 喷淋工作9 s后舱室温度分布

图6为喷头开启前火箭发动机工作4 s时舱室内水蒸气的质量分数分布，水蒸气在舱室内基本均匀分布，发动机燃气组分所含的水蒸气质量分数约为2%。图7为当喷淋系统工作9 s后水蒸气质量分数显示。随着液滴在高温舱室内不断蒸发，水蒸气质量分数快速上升，舱室内水蒸气的质量分数越来越大，喷淋9 s后达到17%左右。

图6 喷淋前舱室水蒸气质量分数分布

图7 喷淋9 s后舱室水蒸气质量分数分布

图7还显示部分近壁区水蒸气质量分数高于其他区域，因为液滴运动到壁面后飞溅成粒径更小的液滴，蒸发速率更高。此外，燃气流在舱室壁面涡旋流动较强，换热强度更大，有利于蒸发。导致近壁区水蒸气质量分数更高。

3.2 喷头初始压强对喷淋效能的影响

为研究喷淋强度对舱室降温效果的影响，保持火箭发动机参数不变，位置不变，即发动机点火后舱室的高温环境不变，喷头数量和组合位置也不变，喷头其他参数也保持不变，只改变喷头初始压强，研究喷头不同压强对降温效能的影响。分别设置初始压强为0.3、0.4、0.5、0.6 MPa，研究不同喷雾压强下舱室温度随时间的变化，在舱室内上、中、下3个高度监测舱室内温度的变化，同一高度均布9个测点，共27个测点。取27个测点的平均温度作为舱室这一时刻的特征温度，不同喷头压强下舱室温度随时间的变化曲线，见图8。

图8 喷头压强对降温效能的影响

由图8可见，4种压强下舱室温度的变化曲线一致，均为在初始阶段温度快速下降，温度下降到500 K以后温度下降缓慢，温度曲线下凹说明温度降低速率逐步减缓。随着喷雾压强的增大，舱室温度到达380 K所需的时间越来越短，舱室温度下降的速度更快，舱室的降温效率更高；舱室内温度由1 000 K降低到380 K的时间由9.1 s缩减到6.5 s。随着喷雾压强增大，降温效率提高也不是无限度；随着喷雾压强提高，降温效能提高的速率减小，压强由0.3 MPa到0.4 MPa降温效能提高的幅度要大于0.5 MPa到0.6 MPa效能的提高。

对于不同喷淋初始压强是如何影响降温效能，需进行进一步探讨。对于某一特定的喷头，随着喷淋压强的增大，会改变雾场分布，即不同压强会导致喷头流量不同，雾滴粒径分布不同，雾滴速度不同。对特定喷头做了不同压强下的性能试验。试验系统中流量计对不同压强下的流量进行记录，流量数理处理结果见图9；激光粒度仪对不同压强下的粒径分布进行测量，测量数据处理结果见图10；高速摄像机摄像并通过计算机软件对雾滴速度进行计算，速度见图11。