排氫燃燒系統點火粒子兩相流特性研究

趙忠明，趙立喬，許學雷，王 玨，沈福東

排氫燃燒系統點火粒子兩相流特性研究

趙忠明1，趙立喬1，許學雷1，王 玨2，沈福東1

（1. 北京航天發射技術研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

排氫燃燒系統是新一代運載火箭發射的關鍵設備，氫氧發動機排放的低溫氫氣需要進行有效處理，否則會產生爆燃或爆轟，從而影響火箭發射的成敗。排氫燃燒系統采用高溫金屬粒子點火方法，高溫金屬粒子的流動特性決定了排氫燃燒效果。為獲得點火粒子的運動特性，采用顆粒軌道模型對點火粒子-高溫燃氣兩相流動進行數值模擬，獲得不同粒徑顆粒的溫度空間分布及其變化規律。

運載火箭；粒軌道模型；排氫燃燒系統；仿真研究

0 引 言

大推力無毒、無污染的氫氧型運載火箭成為各國火箭發展的趨勢[1,2]。隨著人類的航天活動不斷向太空深處延伸，運載火箭等的運載能力不斷提高，氫氧火箭發動機發展迅速，推力不斷增大[3,4]。使用氫氧燃料推進劑的火箭發動機，由于發動機泵及其輸送系統熱容量大，啟動前必須對其進行充分預冷[5]。采用氫氧發動機的運載火箭在點火起飛時，會向發射平臺周圍環境排放大量的低溫氫氣。伴隨著氫氧發動機的推力、體積及系統熱容量的增大，預冷需要排放的冷氫也隨之大大增加。

發動機排放的低溫氫氣需要進行快速有效處理[6,7]，否則會產生爆燃或爆轟，從而影響火箭發射的成敗。文獻[8]、文獻[9]介紹了一種快速處理大流量低溫氫氣的系統及方法，采用高溫金屬粒子點火的方法，高溫金屬粒子的流動特性決定排氫燃燒效果。高溫金屬粒子燃氣射流主要包括顆粒和燃氣的兩相流動。為計算分析燃氣射流中的兩相流動，需對粒子的特性，包括粒子的物理特性、尺寸分布、形狀特征以及與燃氣相之間的相互作用進行分析；對高溫顆粒相與氣相之間的傳熱，涉及流動、多相、傳熱、擴散和燃燒的復雜過程[10,11]，但目前中國未見與氫氣燃燒研究相結合的報道。為獲得點火粒子的運動特性，采用顆粒軌道模型對點火粒子-高溫燃氣兩相流進行了數值模擬，指導氫氣燃燒系統的設計與試驗，提高了研究效率。

1 理論計算公式

高溫粒子射流是氣-固兩相含化學反應的多組分湍流流動，燃氣組分和反應物比較復雜，給數值計算帶來困難，為此進行簡化假設。由于關注的是點火發動機處于穩定工作時的燃氣射流流動情況，因此假定不計射流中的化學反應、射流是超聲速的、氣體的可壓縮性不可忽略、認為燃氣相的流動是單一純氣相的可壓定常流動。為保證迭代計算的收斂性并獲得足夠燃氣作用區域內的流場信息，把計算域在噴管徑向的距離設置為噴管出口尺寸的5～10倍，噴管下游軸向距離大于20倍的噴管出口尺寸。

考慮顆粒的多相流動，采用基于拉格朗日的顆粒軌道模型的方法[12,13]，通過Fluent方程來跟蹤顆粒的位置、質量、動量和動能。

顆粒軌道模型采用以下基本假設：

a）假設顆粒為與流體有滑移的離散群，即kii

vv≠

（動力學不平衡），kTT≠（能量不平衡）；

b）確定軌道模型，不考慮顆粒的湍流擴散、黏性和導熱；

c）顆粒按尺寸分組，各組只有自身的質量變化，互不相干，相同尺寸組的顆粒在尺寸不斷減小的過程中，任何時刻都具有相同的速度和溫度；

d）各組顆粒由一定的初始位置出發沿各自的軌道運動，互不相干，沿軌道可追蹤顆粒的質量、溫度及速度的變化；

e）顆粒作用于流體的質量、動量及能量源或匯按均勻散布在流體單元內來考察。

按以上基本假設，忽略顆粒相自身各變量的脈動、流體相的密度脈動及變質量源脈動，則可確定軌道模型的湍流兩相流基本守恒方程組。

流體相連續方程：

k組顆粒相連續方程：

流體相動量方程：

k組顆粒相的動量方程：

流體相能量方程：

k組顆粒相能量方程：

流體相組分方程：

式中 Sk為單位體積中體平均的物質源；t為時間；P為靜壓；μe為動力粘性系數；gi為重力加速度的分量；vj為氣流速度的各個分量；ρ為密度；T為溫度；v為速度；qr為流體輻射熱；ωs為流體相中s組分反應率；ωsQs為流體相單位體積中的反應放熱；Qrk為顆粒輻射熱；Qk為顆粒與流體間的對流傳熱；Qh為顆粒表面熱效應；cpTS，cpTSk分別為單位體積中流體相與顆粒相因變質量所造成的能量源，其中，cp為比熱容；nk，mk分別為k種顆粒的數密度和每個顆粒的質量；FMi為Magnus力；τrk為顆粒相的擴散弛豫時間；Ys為組分質量分數；αs為系數；σY為應力張量。

2 計算過程

為獲得顆粒相與氣相的耦合作用，先計算氣相初場，根據氣相結果計算氣相對粒子的作用力和積分粒子的運動軌跡，然后計算粒子對氣相的作用源項，再重新計算粒子作用的氣相流場和積分粒子軌跡，如此反復，直到兩相流場達到穩定。在燃氣射流氣固兩相流場模擬中，采用的輸入條件為：a）噴管進口給定氣體的總壓、總溫；b）初始顆粒的粒徑、顆粒初始速度、顆粒溫度和顆粒質量載荷。選取顆粒粒徑分別為1 μm、5 μm、10 μm、20 μm和50 μm，初始速度和溫度與氣相一致。出口邊界條件為：燃氣流外邊界設為壓力出口，因其區域遠大于燃氣流的影響區域，壓力為0.101 MPa、溫度為300 K；c）固壁處氣相為絕熱，無滑移固壁邊界條件，顆粒為彈性碰撞邊界條件。

3 計算結果

3.1 計算域的限定

點火發動機兩相流計算域高溫區覆蓋范圍如圖1所示。

由圖1可知，計算區域為經過點火發動機軸線的矩形截面，點火發動機噴管軸線出口為x軸，長度為7 m。圓形截面平行于zoy平面，其x軸方向上的坐標為x=2.2 m，正好經過導流槽截面的中線；在噴管出口至少5 m范圍內燃氣射流保持較高溫度，即燃氣射流的高溫區能夠覆蓋到泄漏氫氣的范圍。

圖1 點火發動機兩相流計算域高溫區覆蓋范圍

3.2 燃氣自由射流單相模擬

經過仿真計算，發動機噴管出口平均壓強為0.08 MPa，為過膨脹射流，其噴管附近的溫度及馬赫數的分布如圖2、圖3所示。

圖2 噴管出口附近溫度云圖

從圖2中可以看出，存在從噴管出口邊緣向后延伸而后相交于軸線的波系結構，此時射流波節的形狀呈“X”狀，發動機噴管出口平均溫度為931.7 K，平均馬赫數為3.506，為超聲速流動。

圖3 噴管出口附近馬赫數云圖

從圖3中可以看出，射流的近場核心區存在無粘波系結構，核心區的外面存在沿射流方向的燃氣-空氣混合邊界層。當燃氣在噴管出口處經膨脹后壓力降至低于周圍環境壓力的值時，在自由邊界上產生截斷起始膨脹波的攔截激波，在攔截激波后，燃氣被壓縮至欠膨脹狀態，并重復上述膨脹壓縮過程。

燃氣溫度沿軸線變化情況過程如圖4所示。

圖4 燃氣溫度沿軸線變化

從圖4中可以看出，發動機正常工作情況下，燃氣溫度沿軸線從噴管入口到噴管出口外一定距離呈下降趨勢，而后由于經歷一系列的激波、膨脹波波系，因此溫度會隨之產生波動，激波所控制的核心區消失，溫度開始下降，直至與周圍環境溫度匹配。

燃氣速度沿軸線變化過程如圖5所示。

圖5 燃氣速度沿軸線變化

從圖5中可以看出，燃氣速度沿軸線從噴管入口到噴管出口外一定距離呈迅速上升階段，經歷波系后出現波動，同樣在激波核心區消失，速度開始下降，直至與周圍環境氣流速度一致。

3.3 燃氣射流氣固兩相流場模擬

燃氣射流氣固兩相流場模擬，發動機噴管出口平均壓強為0.101 MPa，高于單相時出口平均壓強，此時射流波節的形狀仍呈現“X”狀。發動機噴管出口平均馬赫數為3.04時為超聲速流動，出口平均溫度為1 204.3 K，明顯高于單相時的出口平均溫度。在燃氣和顆粒的多相流動中，顆粒的溫度衰減慢于燃氣的溫度衰減，因此可把顆粒作為低溫氫氣的點火源。為此尋求顆粒相的運動軌跡覆蓋范圍及其運動過程中的溫度分布。

圖6為考慮顆粒脈動的不同粒徑的顆粒軌跡。受顆粒脈動的影響，從流場上游到流場下游顆粒軌跡出現隨機擴散。

從圖6中可以看出，不同粒徑的固體顆粒在流場中的軌跡差別較大。小尺寸的顆粒，由于其質量小，受燃氣相的速度變化影響較大，其顆粒軌跡與流線符合較好，隨流性較好；隨著粒徑尺寸的增加，固體顆粒與流線的吻合程度降低，顆粒經噴管加速后的軌跡彎曲程度不明顯，出口后的軌跡成錐形分布。

圖6 不同粒徑的顆粒軌跡

不同粒徑顆粒溫度沿x軸方向的變化如圖7所示。

從圖7中可以看出，不同粒徑顆粒溫度沿x軸方向的變化不同，直徑越小，隨流性越好，溫度變化就越劇烈。

圖7 不同粒徑顆粒溫度沿x軸分布

從圖7中還可以看到，直徑為50 μm噴出到4.4 m時，溫度高于1 200 K；直徑為20 μm噴出到2.6 m時，溫度在1 200 K左右；直徑為10 μm噴出到1.8 m時，溫度約為1 200 K；直徑為5 μm噴出到1.3 m時，溫度保持在1 200 K。多組粒徑的情況下，溫度大于1 200 K的顆粒其射程范圍在1.3～4.4 m之間，滿足覆蓋點火裝置與氫氧發動機的水平方向距離。中等粒徑的顆粒占顆粒總數的70%左右，從顆粒溫度和顆粒含量來看，射流場中存在滿足點燃氫氣的溫度區域，兩相射流場可作為燃氫的媒介，能夠覆蓋導流槽上方附近的區域，滿足點燃低溫氫氣的要求。

不同粒徑顆粒的溫度空間分布情況如圖8所示。

從圖8a中可以看出，溫度范圍在3 200～943 K之間的顆粒，1 μm的高溫顆粒在空間中沿y軸和z軸方向上，分布在半徑為0.35 m的散射圓里。由于顆粒的直徑較小，但與周圍空氣整體的接觸面積較大，因此導致該粒徑下的顆粒在隨燃氣噴出噴管不遠的距離內溫度便很快下降。

圖8 不同粒徑顆粒的溫度空間分布

續圖8

從圖8中可以看出，中等粒徑及較大粒徑的顆粒，其中的高溫顆粒在沿著x軸正向、平行于YOZ平面的平面里，在y軸和z軸方向大都分布在半徑為0.3 m的圓內。由此可見，多組粒徑組合的情況下，溫度大于943 K的粒子沿燃氣出口軸向散射圓直徑可以達到0.3 m以上。

4 結 論

通過對發動機排氫燃燒系統點火粒子兩相流動特性研究，得出結論：

a）溫度大于1 200 K的顆粒其射程范圍在1.3～4.4 m之間，可以覆蓋氫氧發動機與點火裝置安裝位置的水平方向距離；

b）溫度大于943 K的顆粒沿出口軸向粒子散射圓半徑在0.3 m以上，可以覆蓋氫氧發動機與點火裝置安裝位置的豎直方向上的距離；

c）燃氣射流場中存在滿足點燃氫氣的溫度區域，高溫粒子射流可作為點燃氫氣的媒介。

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Study on Two-phase Flow Characteristics of Ignition Particles of Hydrogen Combustion System

Zhao Zhong-ming1, Zhao Li-qiao1, Xu Xue-lei1, Wang Jue2, Shen Fu-dong1
(1. Beijing Ιnstitute of Space Launch Technology, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

Hydrogen combustion system is the key equipment for new generation launch vehicle.The cryogenic hydrogen emitted by the LOX/LH2engine needs to be effectively handled, otherwise deflagration or detonation will occur, which will affect the success of the rocket launch. The hydrogen combustion system adopts the method of ignition by high temperature metal particles. The flow characteristics of high temperature particles determine the effect of hydrogen combustion. Particle trajectory model is used to simulate the particle and gas two-phase flow in order to obtain the motion characteristics of the particles. The results obtained the temperature and spatial distribution characteristics of particles with different diameters, which has important guiding significance for engineering design and experiment of hydrogen combustion system.

Launch vehicle; Particle trajectory model; Hydrogen combustion system; Simulation research

V475.1

A

1004-7182(2017)04-0043-05 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170411

2017-01-06；

2017-05-17

趙忠明（1985-），男，工程師，主要研究方向為運載火箭推進劑加注及處理技術