具有潛入式噴管的翼柱形藥柱發動機火焰傳播過程研究①

趙汝巖,隋玉堂,周紅梅

(海軍航空工程學院7系,煙臺 264001)

0 引言

裝藥幾何形狀和尺寸決定了發動機點火瞬態過程中火焰的傳播方式及速度,進而影響燃氣生成率及其變化規律,從而決定了發動機推力和壓強隨時間變化規律。目前,大型發動機大多采用帶頭部、尾部翼柱的推進劑藥柱結構,同時采用潛入噴管,以縮短發動機的長度。藥柱結構復雜化,使發動機點火瞬態火焰傳播過程變得非常復雜。國外學者對發動機點火瞬態的火焰傳播過程進行了大量的研究工作[1-4],國內針對潛入噴管和非潛入噴管的翼柱形藥柱發動機點火瞬態過程也進行了相關工作,分析了點火瞬態內流場變化及潛入噴管、翼槽參數對翼槽區域火焰傳播的影響[5-8]。

本文旨在建立具有潛入噴管的翼柱形藥柱發動機三維非定常流動模型,利用修改源項法,模擬點火瞬態的燃氣加質,并與非潛入噴管的翼柱形藥柱發動機進行了對比,進而分析潛入噴管的使用及不同寬度、不同深度的翼槽結構對點火瞬態火焰傳播過程的影響。

1 物理模型

文中所研究的具有潛入噴管的翼柱形藥柱發動機為頭部翼柱、圓柱段和尾部翼柱組合型結構,發動機藥柱頭部和尾部均勻分布8個翼,發動機點火裝置前端中心位置分布1噴孔,另有沿周向均勻分布的8個噴孔分別正對頭部8個翼槽,非潛入噴管的翼柱形發動機藥柱與潛入噴管的翼柱形發動機藥柱完全一致。

考慮到流動對稱性,為減少網格數目選取周向1/8區域進行計算。含潛入噴管的翼柱形發動機和非潛入噴管的翼柱形發動機1/8區域流場網格圖分別如圖1和圖2所示。

圖1 含潛入噴管發動機流場區域網格劃分Fig.1 Mesh of fluid filed of motor with submerged nozzle

圖2 非潛入噴管發動機內流場區域網格劃分Fig.2 Mesh of fluid filed of motor with non-submerged nozzle

2 數學模型

笛卡爾坐標系下的粘性流動方程Navier-Stokes方程,在忽略體積力作用下,其矢量形式如下:

式中 E、F、G為對流項通量;Ev、Fv、Gv為粘性擴散項通量;Re為雷諾數。

為使方程封閉,補充完全氣體狀態方程,即內能表達式:

式中 p、ρ、R、T、γ分別為壓強、密度、燃氣氣體常數、溫度和比熱容比;u、v、w為3個方向的燃氣速度。

文中采用D0輻射模型進行模擬,固體推進劑的吸收和散射系數均取0.1,燃氣的吸收系數取0.1,散射系數取0。

燃氣向推進劑的傳熱采用常規壁面函數進行處理。為簡化問題,忽略推進劑點燃前的固相化學反應,將推進劑點火過程簡化為單純的導熱過程。

推進劑點火采用固相點火理論,即認為當推進劑表面溫度升高到某一臨界(點火)溫度時,推進劑點火。則以推進劑的臨界溫度為準(即Ts＞600 K)時,推進劑點火。同時,忽略了化學反應的具體過程和化學反應時間,只考慮化學反應的最終結果,即生成高溫的燃燒產物。計算過程中,對燃燒室區域內的每個流體單元循環,找到靠近分界面(燃面)最近一層流體單元,并通過更改源項方程的方法,實現對該層流體區域質量、動量、能量源項的添加,進而模擬推進劑點火燃燒的放熱化學反應源。

當滿足點火條件時,質量源項、動量源項和能量源項根據燃速公式設置成壓強的函數。

3 初始條件與邊界條件

(1)整個發動機內流場區域初始狀態條件為T0=298 K,p0=101 325 Pa,u0=v0=w0=0。

(2)入口邊界。采用質量入口邊界條件,點火劑燃氣質量流量曲線如圖3所示,燃氣溫度為2 590 K。當點火藥燃燒結束后,強制變為固定壁面。

圖3 點火劑燃氣質量通量-時間曲線Fig.3 M ass rate vs time o f igniting gas

(3)出口邊界。當堵蓋未打開時,燃燒室出口采用固壁邊界條件,打開后采用壓力出口邊界,壓強等于外界大氣壓。

(4)固壁邊界。壁面(除推進劑藥條表面外)設置為固壁邊界。當壁面固定不動時,流體速度為0。對于絕熱邊界,溫度梯度為0,即?T/?n=0。

(5)燃氣粘性系數采用Southerland經驗式計算。(6)燃氣及推進劑性能主要參數見表1。

(7)計算所采用的藥柱包括完全相同的8片翼,且在周向均勻布置。根據流動對稱性質,僅選取1/8外形作為計算區域。在對稱面上,所有物理量通量為0。因此,對稱面處流動的法向速度及各變量法向梯度均為0,即

表1 燃氣及推進劑性能參數Table 1 Parameters of propellant and gas

4 計算結果與分析

4.1 非潛入噴管翼柱形藥柱發動機點火瞬態過程內流場分析

圖4和圖5反映了非潛入噴管和潛入噴管翼柱形藥柱發動機點火瞬態的火焰傳播過程。

圖4 非潛入噴管翼柱形藥柱發動機火焰傳播過程Fig.4 Flame propagation of motor with non-submerged nozzle

對比圖4和圖5可看出,非潛入噴管翼柱形藥柱發動機由于尾部翼槽軸向距離很長,火焰的存在所引起的輻射傳熱,并未直接點燃尾部翼槽的尾部區域,而是火焰連續傳播到尾部翼槽的尾部區域后,火焰峰從尾部翼槽前部和尾部同時向尾部翼槽底部傳播。

而潛入噴管的翼柱形藥柱發動機點火瞬態火焰峰向尾部翼槽區域的傳播方式,與非潛入噴管的翼柱形藥柱發動機點火瞬態火焰峰向尾部翼槽區域的傳播方式明顯不同,其傳播方式是火焰峰連續向翼槽底部及尾部區域傳播。這是由于潛入噴管的存在,導致尾部藥柱與潛入噴管之間存在相對狹窄的空腔,而較低溫度的燃氣被壓縮在狹窄的空腔內,減弱了高溫燃氣對推進劑表面的傳熱。

圖5 潛入噴管翼柱形藥柱發動機火焰傳播過程Fig.5 Flame propagation of motor with submerged nozzle

4.2 尾部翼槽設計參數對尾部翼槽內的火焰傳播的影響

發動機點火和火焰傳播過程除與推進劑本身有關外,發動機的設計參數及結構尺寸都對其有一定影響。不同的尾部翼槽設計參數如表2所示。

表2 尾部翼槽設計參數Table 2 Parameters of tail fin-slot

(1)翼槽寬度

圖6為尾部翼槽具有不同寬度時,在不同時刻尾部翼槽區域的溫度分布。

通過圖6可看出,當尾部翼槽寬度不同時,火焰傳播方式基本相同,都是火焰峰沿軸向依次向翼槽底部及尾部區域傳播,但火焰峰傳播速度不同。從火焰峰傳播到尾部翼槽入口處,到尾部翼槽全部點燃所需時間如表3所示。

表3 不同參數下尾部翼槽全部點燃所需時間Tab le 3 Tim e in the different param eters

通過表3可看出,尾部翼槽寬度較寬,尾部翼槽被全部點燃所需時間越短,火焰峰傳播速度越快。這是由于尾部翼槽越寬,使主流燃氣更易進入尾部翼槽內部,可加快對推進劑的表面傳熱,從而使尾部翼槽內的推進劑更快地點燃,火焰峰傳播速度加快,進而縮短發動機點火延遲時間。因此,在發動機設計過程中,在滿足總體指標的前提下,應優先選取尾部翼槽較寬的結構開展設計。

(2)翼槽深度

圖7為尾部翼槽具有不同深度時,在不同時刻尾部翼槽區域的溫度分布。

圖6 不同寬度尾部翼槽溫度分布Fig.6 Temperture contour in different wide fin-slot

圖7 不同深度尾部翼槽溫度分布Fig.7 Temperture contour in different deep fin-slots

通過圖7可看出,當尾部翼槽深度不同時,火焰傳播方式略有不同。當翼槽深度為1.5D時,由于翼槽底部壅塞的低溫氣體被壓縮在底部不易流出,降低了高溫燃氣的傳熱效果,使火焰峰向底部傳播的速度更慢,同時尾部翼槽前部已點燃產生的火焰通過輻射傳熱、熱對流的方式,直接將尾部翼槽尾部尖角處點燃,火焰峰自尾部翼槽前部與翼槽尖角處同時向翼槽底部傳播。從火焰峰傳播到尾部翼槽入口處到尾部翼槽全部點燃所需時間如表4所示。

表4 不同深度尾部翼槽全部點燃所需時間Table 4 Time in the different parameters

通過表4可看出,相同尾部翼槽寬度時,翼槽深度越深,尾部翼槽被全部點燃所需時間越長。這是由于尾部翼槽越深,翼槽底部壓縮的溫度較低的氣體越不易流出翼槽,減弱了高溫燃氣與翼槽底部推進劑的換熱,進而導致火焰峰向翼槽底部傳播速度的減慢,但由于翼槽底部未點燃的推進劑很少,不會對整個點火過程的壓力變化產生較大影響。因此,如果結構需要,一定深度的翼槽結構也是可接受的。

5 結論

(1)潛入噴管的存在導致火焰峰沿藥柱軸向連續傳播到翼槽前部、底部和尾部。

(2)不同寬度、不同深度的尾部翼槽結構影響火焰傳播形式,當尾部翼槽深度較淺的情況下,火焰峰傳播到尾部翼槽區域后,火焰峰沿藥柱軸向連續傳播到翼槽前部、底部和尾部;隨著尾部翼槽深度加深,尾部翼槽前部產生的火焰直接將尾部翼槽尾部尖角處點燃,火焰峰自尾部翼槽前部與翼槽尖角處同時向翼槽底部傳播。

(3)尾部翼槽寬度較寬,尾部翼槽被全部點燃所需時間越短,火焰峰傳播速度越快;尾部翼槽深度越深,尾部翼槽被全部點燃所需時間越長,火焰峰傳播速度越慢。

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