液氧/甲烷發動機推力室再生冷卻耦合傳熱數值研究

姬威信，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京，100076）

液氧/甲烷發動機推力室再生冷卻耦合傳熱數值研究

姬威信，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京，100076）

為了解液氧/甲烷火箭發動機推力室再生冷卻的換熱特點，采用數值模擬的方法，對液體火箭發動機推力室身部燃氣與室壁間的對流、輻射換熱以及通過室壁的導熱、冷卻劑與冷卻通道間的對流換熱進行了三維耦合數值計算。在計算中，假定推力室內流動為凍結流動，考慮了跨臨界甲烷物性隨溫度和壓力的變化。針對某甲烷再生冷卻推力室進行cFd計算，計算結果與實驗數據吻合較好。

液體火箭發動機；推力室；再生冷卻；耦合傳熱

0 引 言

甲烷資源豐富、價格便宜，與液氫同屬低溫推進劑，沸點為-161 ℃，其維護使用條件與液氫基本相同；密度是液氫的6倍，液氧/甲烷組合具有較大的密度比沖；比熱高，是良好的冷卻劑，且無毒無污染，是航天動力理想的燃料。與傳統液體火箭發動機相比，液氧/甲烷發動機兼有液氧/液氫發動機和液氧/煤油發動機的優點，綜合性能好，成本低、可靠性高、重復使用、維護方便，是極具發展潛力的航天動力[1]。因此，世界各主要航天大國均對液氧/甲烷發動機進行了研究[2～5]。

推力室設計和計算是液氧/甲烷發動機的關鍵技術之一。由于甲烷臨界溫度較高，達到190 K，而以甲烷作冷卻劑的發動機冷卻通道入口溫度較低，在冷卻通道內甲烷處于跨臨界狀態工作，在臨界溫度附近甲烷物性變化劇烈，因而甲烷冷卻劑在發動機冷卻通道中的工作狀況十分復雜。在對液氧/甲烷發動機推力室再生冷卻身部進行設計和熱分析時，考慮甲烷物性的變化十分必要。王亞洲[6]等研究了超臨界壓力下低溫甲烷在水平圓管中的湍流流動和傳熱過程；康玉東[7]考慮火箭發動機冷卻通道的實際構型研究了跨臨界甲烷的流動換熱。

本文以Fluent作為求解器，結合用戶自定義函數和c語言將甲烷物性變化編譯進計算模型，對某甲烷再生冷卻推力室進行三維整場流動與傳熱耦合數值模擬，獲得了推力室身部的流場和溫度場分布，并與實驗結果進行了對比驗證。

1 計算模型和數值方法

本文研究的甲烷再生冷卻推力室，由低溫氣氫（～120 K）、液氧組織燃燒，身部由甲烷進行逆流冷卻。

由于推力室結構的對稱性，計算區域取半條冷卻通道、半條肋條以及其相對應的燃氣流動區域和冷卻劑流動區域，如圖1所示。假定推力室內流動為凍結流動，流動工質認為是液氫/液氧在燃燒室中的燃燒產物。由于液氫/液氧燃燒產物的成分主要為水蒸汽，所以在推力室身部熱分析中熱輻射的成分不能忽略。故在流動過程中，推力室身部換熱主要由燃氣與室壁間的對流、輻射換熱以及通過室壁的導熱，冷卻劑與冷卻通道間的對流換熱4部分組成。在計算中，燃燒產物假定為理想氣體混合物，熱輻射計算采用dO模型，控制方程采用N-S方程，湍流模型采用雷諾應力模型。

圖1 計算模型

1.1 流動換熱模型

本文采用整場耦合求解的方法，即把燃氣與內壁的對流換熱、通過室壁的導熱以及冷卻劑與冷卻通道間的對流換熱耦合起來作為一個統一的傳熱過程進行求解，各個求解域采用如下通用控制方程，即：

式中 V為速度；φ為不同求解域待求通用變量；φΓ為廣義擴散系數；Sφ為廣義源項。

1.2 輻射換熱模型

本文采用dO模型求解輻射換熱方程，dO模型把沿某個方向→S上的輻射換熱方程視為一個場方程，這樣在能夠同時發生吸收、發射和散射的灰體介質中，某一微元體在指定方向上的輻射換熱方程為

由于氣體輻射對波長有強烈的選擇性，只在某些波長區段內具有輻射能力，相應地也只在同樣的波長區段內才具有吸收能力[9]。因此，在求解輻射換熱方程時，為了考慮水蒸汽選擇性的影響，本文采用平均吸收系數法[10]，使輻射換熱方程中的參數變成全光譜的總參數。

1.3 物性計算

燃氣物性由氫氧燃燒熱力計算獲取。采用自定義函數處理冷卻劑甲烷物性變化與溫度和壓力的關系，甲烷物性由ReFpROp軟件計算獲得，圖2為計算得到的甲烷各物性參數隨溫度和壓強變化曲線。

圖2 甲烷物性變化

推力室內外壁及肋片的材料物性隨溫度的變化采用分段線性插值的方法進行處理。

1.4 數值方法及邊界條件

計算模型網格采用結構網格和非結構網格相結合的方式，由GaMBIT軟件劃分；求解器為Fluent14.5，直接對燃氣流動區、推力室內外壁以及肋片、冷卻劑流動區進行整場耦合求解。采用SIMpLe算法處理壓力和速度的耦合關系，采用有限體積法離散控制方程，對流項的離散采用一階迎風格式，擴散項的離散采用二階迎風格式。

入口邊界條件：燃氣及冷卻劑入口均為流量入口，燃氣入口溫度及各組分質量分數均由熱力計算獲得。

出口邊界條件：燃氣及冷卻劑出口均為壓力出口邊界條件。

壁面邊界條件：用在有固體壁面的地方，分為耦合壁面和非耦合壁面。耦合壁面是指固/液、固/氣和固/固接觸的壁面，取無滑移條件，壁面粗糙度按設計要求給出；非耦合壁面是指與外界環境接觸的壁面，取絕熱邊界條件。

對稱邊界條件：包括燃氣的兩側、冷卻通道對稱面以及推力室內外壁的兩側壁面。

燃氣入口及冷卻劑入口參數見表1、表2。

表1 燃燒室入口參數

表2 冷卻劑入口參數

2 計算結果分析

在推力室傳熱試驗中，壁溫測點布置位置如圖3所示。

圖3 壁溫測點布置示意

作為驗證，將cFd計算結果與試驗結果進行了比較，其中試驗測得冷卻通道壓降為1.48 Mpa，甲烷溫升為86.7 K，計算所得冷卻通道壓降為1.52 Mpa，甲烷溫升為97.5 K。相對于實驗值，甲烷冷卻通道壓降實驗結果與計算結果偏差在2.7%，甲烷溫升偏差為12.4%。圖4為氣壁溫的計算值與試驗值的對比結果。

圖4 氣壁溫計算值與試驗值對比

由圖4可知，推力室身部內壁氣壁溫度分布在圓柱段，頭部較高、尾部較低，喉部溫度可達到720 K，這主要是由于在喉部附近熱流密度大（見圖5）、換熱效果強導致。

圖5 氣壁面熱流密度變化

由于本文計算模型未考慮推力室正常工作時燃料及氧化劑從噴注器噴出后的化學反應過程以及它們在此過程中還起到一定的冷卻作用，所以沿燃氣順流方向，熱流密度先有微幅下降，然后在推力室圓柱段基本平穩維持在18 MW/m2左右，在喉部附近發生突變并出現峰值，最大熱流密度約為71 MW/m2；相對于實驗結果，cFd計算所得氣壁溫略低于試驗測得值，原因是推力室身部氣壁附近溫度梯度較大，且內壁較薄，準確測量難度較大。圖6為液壁溫計算值與試驗值對比。

圖6 液壁溫計算值與試驗值對比

由圖6可以看出，推力室身部內壁液壁溫度計算值略大于實驗測得結果，這主要是由于液壁溫的測點深度在加工時難以準確定位。為了防止把盲孔打穿，在加工時均偏保守，即距內壁燃氣壁面的距離比要求值偏大，而在身部銅內壁薄層內存在較大的溫度梯度，導致大部分液壁溫的試驗測量結果比計算結果偏低。從圖6中還可以看出，推力室身部內壁液壁溫的分布規律與氣壁溫相似，沿冷卻劑順流方向，壁溫逐漸升高，喉部附近最高溫約為600 K，其后隨著冷卻劑溫度的升高，甲烷換熱能力減弱，壁溫在推力室圓柱段又逐漸上升。圖7為冷卻劑溫度計算值與試驗值對比。從圖7可知，由于在冷卻通道中甲烷冷卻劑溫度分層現象較為突出且未考慮燃燒室頭部面板冷卻，導致冷卻劑中心處測點所測得結果偏大于計算值，而出口處冷卻劑溫度計算值比試驗測得結果偏高，數值計算溫升比試驗溫升偏大約12%。圖8為甲烷冷卻劑喉部溫度分層現象。

圖7 冷卻劑溫度計算值與試驗值對比

由圖8可知，冷卻通道中心與靠近壁面處冷卻劑溫度分布并不均勻，靠近內壁及肋壁區域冷卻劑溫度高于冷卻通道中心區域的冷卻劑溫度；在喉部，甲烷冷卻劑徑向溫差達到90 K，周向溫差約20 K。

由冷卻通道壓力分布cFd計算與試驗結果對比如圖9所示。由圖9可知，甲烷冷卻劑沿程壓力分布的數值模擬結果與實驗結果非常接近，冷卻通道壓降計算值與測得結果偏差不到3%，吻合較好。

圖9 冷卻通道壓力計算值與試驗值對比

3 結 論

本文對甲烷再生冷卻推力室身部進行了三維整場流動及傳熱耦合數值模擬，結論如下：

a）采用雷諾應力湍流模型、dO輻射模型并考慮冷卻劑甲烷物性隨壓力和溫度的變化，通過三維流固耦合數值模擬的方法，研究了甲烷再生冷卻推力室身部的換熱規律，計算結果與試驗結果吻合較好；

b）由于甲烷在臨界溫度附近物性變化劇烈，推力室圓柱段換熱效果較差，壁溫較高，在對甲烷冷卻通道進行流動換熱研究時，必須考慮甲烷物性的變化；

c）甲烷冷卻劑在冷卻通道中存在明顯的溫度分層現象，在進行甲烷冷卻劑溫度的相關試驗測量及模擬計算時應充分考慮溫度分層的影響。

[1] 喬桂玉, 王維彬. 可重復使用液氧甲烷發動機技術[c]. 中國航空學會動力分會火箭發動機專業委員會2008年會議論文集, 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.

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[6] 王亞洲, 華益新等. 超臨界壓力下低溫甲烷的湍流傳熱數值研究[J]. 推進技術, 2010, 31(4): 606-611.

[7] 康玉東, 孫冰. 再生冷卻通道跨臨界甲烷流動傳熱研究[J]. 航空動力學報, 2010, 5(11): 2493-2497.

[8] 余其錚. 輻射換熱基礎[M]. 北京: 高等教育出版社, 1990.

[9] 楊世銘, 陶文銓. 傳熱學（第四版）[M]. 北京: 高等教育出版社, 2006. [10] 李軍偉, 劉宇. 三維數值模擬再生冷卻噴管的換熱[J]. 推進技術, 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，助理工程師，主要從事液體火箭發動機推力室熱分析方向的研究