喷水角度对高温燃气冷却效果影响的数值仿真研究*

熊 云,左红星,李广武,李 超

(西安航天动力测控技术研究所, 西安 710025)

0 引言

不同类型的固体火箭发动机地面点火试验,其喷管出口燃气温度通常都在3 000 K以上[1]。而高温燃气向空间辐射的红外能量极易被探测和识别,若因此而暴露出相关装备的预研或试验计划,会对责任单位造成不小的影响甚至损失,采用喷水冷却的方法降低热源的温度,即从源头上降低红外辐射的强度,对于隐蔽试验而言更为直接和高效。同时,试验排出的高温燃气对环境有较大影响[2]。因此,对高温燃气进行有效的降温处理具有重大意义。

国外对试验燃气的喷水处理进行了一些研究,Sankaran等通过在发动机燃气出口下游布置一圈注水喷孔进行相关的降噪试验[3];美国J6试验台使用超大容积储存燃气再水冷的方法进行燃气处理;国内关于发动机试验台注水的研究则都是针对试验台或扩压器热防护的[4-8],对于因高温燃气而导致的试验隐蔽性差的问题则鲜有人开展。

虽然国内火箭发动机试车台喷水冷却的相关研究会使出口燃气部分区域的温度降低,但以降低排出燃气整体温度来达到隐蔽试验目的的数值模拟和试验还未见公开报道。文中将在前人的研究基础上侧重于风洞出口温度的降低,对固体火箭发动机卧式试车台燃气喷水降温进行数值模型,对比和分析喷水前后试车台的流场变化及喷射角度对出口温度的影响,为燃气降温处理及之后的隐蔽试验提供行之有效的工程思路,对设计优化有借鉴意义。

1 计算模型

1.1 物理模型

采用某型卧式固体火箭发动机试车台实际尺寸绘制的二维轴对称物理模型,以减少计算时间,节约计算资源,其几何结构如图1所示,试车台关键尺寸如表1所示,整个工程的前半部分安置在室内,通过大直径的收集段接收来自发动机的高温燃气,冷却通道出口连接外部环境以排出处理后的燃气。

图1 结构示意图

表1 试车台关键尺寸 mm

在隐蔽工程收集段或喉道进行喷水,流场可能因快速转变成气态的液滴而造成堵塞,故为充分降低燃气温度,同时考虑到工程制造及维护的难易性,决定在二次扩张段安装喷注孔均匀分布的喷水支板进行燃气的冷却降温。

1.2 数学模型

计算使用有限体积法,连续相运用SSTk-w模型进行湍流定常模拟,采用基于压力的COUPLE算法进行离散。由于喷水的体积流量远小于气相的对应值,因而液滴之间的相互作用及液滴颗粒体积分数对于连续相的影响可以忽略不计,故采用基于欧拉-拉格朗日观点的DPM模型对计算域的离散相进行模拟,同时,为考虑离散相与连续相之间温度、速度和压强的相互影响,采用相间耦合计算。运用组分输运模型来模拟燃气组分的扩散与输运(燃气组成如表2所示)。计算忽略重力及流动过程中可能出现的化学反应的影响。

表2 燃气组成

1.2.1 离散相模型

离散相颗粒采用液滴模型,假设液滴的形状为球型[9];采用Rosin-Rammler分布规律[10]。液滴自身的热平衡方程为[11]:

(1)

式中：mp为液滴质量;cp为液滴比热;Tp和T∞分别为液滴温度和连续相温度;h为对流传热系数;Ap为液滴表面积;hfg为汽化潜热;εp为液滴黑度;σ为斯蒂芬孙-玻尔兹曼常数;θR为辐射温度。

1.2.2 边界条件及网格划分

如图2所示,取喷管入口至冷却通道出口为计算域。从工程经验出发,结合来流供应能力设定流量、颗粒速度和初始直径等参数,液滴采用DPM面喷的方式进入流场，离散相入射参数如表3所示,同时为直观显示液滴的运动轨迹,离散相颗粒后处理采用均一化尺寸显示。喷管主要参数如表4所示,截取至不会影响喷管出口流场的室内区域作为大气入口,大气及喷管入口均采用压强进口边界;将冷却通道出口的边界条件设置为压强出口,离散相到达该边界时设置为逃脱;模型中固体壁面均采用无滑移绝热壁面;对称轴采用轴边界条件。采用结构网格进行计算域网格划分,加密近壁及喷水处的网格,保证仿真的准确性。

图2 计算域及边界条件示意图

表3 离散相入射参数

表4 喷管主要参数

2 喷水效果分析

图3给出了不喷水与喷水两种工况下的温度、压强及速度对比云图。图4为液滴运动轨迹及其质量分布云图。不喷水时,喷管排出的燃气射入与外界大气相连的收集段,呈现出典型的过膨胀流场特点,超音速气流在喷管喉道之后的扩张段内逐步加速,产生一道道膨胀波,由于喷管出口处的压强小于外界大气压,在喷管出口处产生斜激波,激波在对称轴上的一点交汇后反射出两道激波,这两道激波与外界的膨胀波相遇后又会产生两道对称于轴的膨胀波,激波和膨胀波在收集段内交替生成;气流通过收集段之后的喉道时,温度与速度因燃气与大气的掺混作用愈加明显而减低;当超声速气流流经扩张段时,燃气流速度增加,静温和压强下降,产生膨胀波;一段距离之后,因流动特点导致的低于外界大气的静压,超声速气流产生一道正激波和两道斜激波,随后激波、膨胀波的相交与反射产生了一连串波系,超声速气流减速增压至亚声速;高速流体流经喷注段与冷却通道的交界处时,由于气体粘性,带动周围气体运动,近壁面处形成回流。随着亚音速气流在冷却管道内的传播,流场的速度逐步降低,压强与温度略有升高,出口处燃气与入口的外界大气掺混基本完全,冷却段出口的温度从燃气喷出喷管的3 000 K下降至约1 600 K,但依旧很高。

图3 喷水前后对比云图

图4 喷水前后出口温度分布

喷水时,由于喷注位置距离喷管较远,对喷管出口处的试验流场至扩张段前部都没有影响,在扩张段与冷却通道的交界处,由于离散相的加入,流场压强增大,因前述原因导致的回流有所减弱,少部分液滴受回流的影响,使得该处温度有所降低。可以看出,由于与液滴动量转移,连续相在冷却段的速度下降更快；同时,因为液滴与高温流场的热交换,喷水时的流场在冷却段的温度下降明显,冷却段出口的温度与不喷水时相比下降了1 000 K左右,达到了在不影响试验效果的前提下,冷却燃气流的目的。

图4为喷水前后的出口温度分布图,由于冷却管道较长,燃气与被吸入的外界大气充分掺混,使得未喷水时出口温度分布较均匀;喷水后因液滴与连续相的热交换出口温度下降明显。图5为喷水前后的出口水蒸气分布图,液滴在管道内因与连续相的热交换而转变成水蒸气,在靠近壁面的区域,由于液滴分布较少且温差没有核心处的大,导致换热相对不足,因此,壁面处的水蒸气质量分数RM，H2O较低。虽然图5呈现出与图4相反的分布规律,但阐述了相同的事实,即在来流和管道内液滴分布情况的共同影响下,燃气出口温度整体有大的下降,近壁处冷却效果稍差。

图5 出口水蒸气分布

图6为液滴运动轨迹及其质量分布图，由于该节分析采用的是垂直于壁面的喷射角度,如图6中以90°喷注的液滴轨迹所示,以一定角度和速度进入流场的液滴,与主流相遇后,随其向下游运动,管道中部分布较多,近壁区域则较少,这使得管道近壁区域的冷却效果较差,因而出口温度分布呈现出如图4所示，从核心到壁面先平稳后有些许升高的趋势。

图6 液滴运动轨迹及其质量图

3 喷射角度对燃气温度的影响

由于扩张段壁面与来流呈10°的夹角,而相关研究多集中于液体射流喷入横向气流,对于来流与壁面有一定夹角的研究还未系统开展过[4-8,12-15]。因此,选取4个不同的喷射角度,分别为与壁面夹角呈40°、80°、90°、140°,以研究不同喷射角度对燃气降温效果的影响。

图7为冷却段沿流动方向的不同截面平均温度分布图。由图可知，不同喷射角度的平均温度下降趋势大致一样，都是随着两相的掺混，温度逐步下降，但冷却效果从一开始的较为明显到之后的逐步减弱，当喷射角度为40°时，由于前倾增加的与连续相额外的接触时间，在冷却段开始部分温度最低，但之后由于液滴过分集中于壁面，冷却速率减弱的最快；140°喷射时，则是因为在开始较为均匀的液滴分布，温度降幅仅次于40°喷射，在中部冷却效果最好，最后因液滴集中于近壁处，冷却速度变缓；当液滴以垂直于壁面或来流的角度进入流场时，受燃气流影响，在冷却前段集中于管道中部，因而该段的冷却效果较差，但之后随流场在管道内逐渐扩散开来，液滴与燃气的热交换较均匀，这使得到最后的出口温度下降最多。结合图6、图7可知，由于两相温差的逐步减小和与主流核心区的不充分接触，冷却速度变缓，但因较长的冷却通道(占几何结构近一半的尺寸)而增加的两相接触时间，弥补了部分因无法充分触碰核心区的热交换不足。液体射流穿入来流的程度可以用穿透深度来衡量[16]，当喷射速度、喷水总量一定时，理论上，液滴垂直于主流方向的速度分量越大，穿透效果越好，因此，液滴在喷射时存在与来流平行的速度分量且该分量对燃气流速而言是个小量时，燃气冷却效果将有所下降。所以，由图7的出口平均温度可知，液滴以与来流呈90°左右夹角喷射时，冷却效果优于其他喷射角度。这和前人关于来流与壁面平行的仿真和试验结论相近[14]。

图7 冷却段不同截面的平均温度分布图

图8为不同喷射角度的出口温度分布。结合图6、图8可知，当喷射角度为90°时，液滴跟随燃气向下游扩散，但大部分未触及核心区域和壁面，因此，从核心到壁面的温度分布呈现先下降而后以较快速度上升；与壁面呈80°夹角(垂直于来流)进行喷注的出口温度分布趋势与前者一致，由于垂直于来流喷射时的y轴速度分量与垂直于壁面喷射的速度分量相差无几，二者燃气温度冷却效果差别很小。当喷射角度与壁面呈40°或140°时，从图8可知，两者的温度分布趋势一致，即都是从核心到壁面冷却效果越来越显著，但由于当液滴以与壁面呈40°夹角喷射时，平行于来流的速度分量方向与其相反，使得液滴整体速度减低，壁面以10°角向外扩张，导致140°夹角喷射的液滴在与主流温差较大的区域扩散更充分，故140°喷射夹角近壁处的温度冷却效果略优于40°的喷射夹角。由图6可知，在喷注位置附近，由于来流沿切向存在较大的速度梯度，4种喷射角度都无法马上触及核心区流场，喷出一定距离后，由于与主流接触时间较短，液滴在与主流平行的地方聚集，之后随着来流逐渐向核心区扩散，但由于主流速度较大，离散相仍无法触及轴线。液滴在管道内扩散并随着与连续相的热交换质量越来越少，比较出口处的液滴轨迹可知，垂直于来流喷射的液滴分布较均匀，扩散效果最好。

图8 4种不同喷射角度的出口温度分布

4 结论

通过数值仿真对某型固体火箭发动机试车台进行了燃气尾流整体降温的相关研究，对比和分析了喷水前后流场及其降温效果，同时，通过调节喷射角度，分析了不同喷水角度下，出口平均温度及流场的变化，得到以下主要结论：

1)在扩张段进行喷水冷却，能有效降低固体火箭发动机地面点火试验排出的燃气温度，且不会对试验的喷管出口流场产生不必要的影响，为之后的隐蔽试验提供参考。

2)垂直于来流方向的喷注冷却效果最好，且出口的温度分布比其他角度更均匀。

3)以垂直于来流或壁面的角度进行喷注，出口温度分布及燃气整体冷却效果差别很小。

4)前倾或后倾一定角度喷水对出口温度的下降并没有帮助，且会使颗粒大部分集中于壁面附近，不利于流场核心处的冷却，使燃气整体冷却效果下降。