固體藥燃?xì)饽嫦驀娏鳠岱雷o(hù)有效性分析*

沈斌賢，劉偉強(qiáng)，尹 亮

(國防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 湖南 長沙 410073)

隨著超燃沖壓等動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展，長時(shí)間、可持續(xù)飛行的飛行器的研制受到了各國的青睞，由于馬赫數(shù)的提高、飛行時(shí)間的延長，飛行器頭部的熱環(huán)境將會(huì)越來越惡劣。研究人員提出了一系列新型的熱防護(hù)概念并進(jìn)行了大量可行性研究，如充氣式防熱罩[1]、逆向噴流[2]、疏導(dǎo)式防熱[3]、磁控?zé)岱雷o(hù)[4]等。

其中，逆向噴流技術(shù)由于其優(yōu)異的主動(dòng)熱防護(hù)性能得到了大量關(guān)注，其原理是通過逆向噴出低溫流體，將球頭的弓形激波推離壁面，低溫流體在噴流兩側(cè)形成回流區(qū)，因此氣動(dòng)加熱明顯的區(qū)域被噴流冷卻劑覆蓋，利用噴流的隔熱和吸熱作用，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的熱防護(hù)[5]。逆向噴流在高超聲速飛行器頭部優(yōu)良的防熱性能已經(jīng)得到了研究者的認(rèn)可[6]，逆向噴流的噴流性質(zhì)、幾何結(jié)構(gòu)等也得到了研究者的關(guān)注。研究者通過實(shí)驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算的方式分析了噴流的流體性質(zhì)[7]，攻角特性[8]、噴口的幾何形狀及尺寸[9]等對(duì)高速飛行器防熱特性的影響。逆向噴流能夠在再入體外形、鈍頭體外形以及升力體外形上得到應(yīng)用[10]，實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)功能。

然而，在實(shí)際的飛行器設(shè)計(jì)過程中，受限于飛行器的推力與空間結(jié)構(gòu)，噴流的介質(zhì)供應(yīng)成為了逆向噴流應(yīng)用的一大難點(diǎn)。課題組借鑒汽車的安全氣囊氣體供應(yīng)方式，采用固體藥燃?xì)庾鳛槟嫦驀娏鞯慕橘|(zhì)[11]。與傳統(tǒng)的貯藏式高壓儲(chǔ)氣供應(yīng)方式相比，采用燃?xì)夤?yīng)可以節(jié)約空間，減輕系統(tǒng)質(zhì)量，并且具備更快的響應(yīng)速度，但是燃?xì)獾臏囟葧?huì)遠(yuǎn)高于貯存的介質(zhì)，高溫燃?xì)獾淖⑷霑?huì)帶來流場(chǎng)能量的增加，并且改變近壁面的溫度分布，為逆向噴流熱防護(hù)系統(tǒng)帶來負(fù)面影響。

本文針對(duì)燃?xì)獾母邷匦再|(zhì)帶來的不利影響，通過數(shù)值計(jì)算的方法，論證固體藥燃?xì)庠诰唧w飛行條件下熱防護(hù)的有效性；并在保證流量相同的情況下，與常溫冷卻劑的熱防護(hù)效果進(jìn)行對(duì)比。

1 物理模型和數(shù)值計(jì)算方法

1.1 結(jié)構(gòu)模型

固體藥燃?xì)夤?yīng)系統(tǒng)的核心結(jié)構(gòu)為類似于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)形式的氣體發(fā)生器，為了節(jié)省空間，氣體發(fā)生器直接內(nèi)嵌在頭錐頭部。系統(tǒng)工作時(shí)，點(diǎn)燃?xì)怏w發(fā)生器內(nèi)部的固體藥，固體藥燃燒產(chǎn)生的大量燃?xì)馔ㄟ^漸擴(kuò)噴口噴出形成逆向噴流，詳細(xì)結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。鈍體頭錐的直徑為50 mm，逆噴口的直徑為2 mm。

圖1 固體藥燃?xì)饽鎳姛岱雷o(hù)系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic of fuel gas opposing jet thermal protection system

1.2 邊界條件

邊界條件按照不同的飛行條件設(shè)置，飛行條件按照25 km的高度參數(shù)設(shè)置，飛行馬赫數(shù)分別設(shè)置為6Ma與8Ma，來流壓力為2549 Pa，來流溫度為221 K。逆噴條件則根據(jù)算例的不同有所變化，逆噴馬赫數(shù)設(shè)置為1Ma，逆噴壓力與逆噴溫度根據(jù)探究的問題而有所變化。壁面設(shè)置為非滑移壁面，壁面溫度為295 K。出口為超聲速出口，出口條件通過線性外推得到，邊界分布見圖2，逆噴氣體為固體藥燃燒產(chǎn)生的燃?xì)猓細(xì)獬煞衷O(shè)置為二氧化碳、水蒸氣和氮?dú)獾幕旌蠚猓N氣體的摩爾分?jǐn)?shù)分別為0.050 2， 0.635 6， 0.314 2[11]。在逆向噴流特性的分析中，逆噴總壓比是一個(gè)重要的參數(shù)，逆噴總壓比定義為：

(1)

其中，P0j為逆向噴流總壓，P0∞為來流總壓。

圖2 網(wǎng)格與邊界條件Fig.2 Geometry and boundary conditions

1.3 數(shù)值方法

采用數(shù)值模擬方法對(duì)高溫燃?xì)饽嫦驀娏髟诟叱曀偾蝾^外形的應(yīng)用進(jìn)行了概念驗(yàn)證。控制方程采用二維穩(wěn)態(tài)Navier-Stokes方程，基于雙精度密度求解器進(jìn)行求解，湍流模型采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)(Shear-Stress Transport, SST)k-ω模型，空間離散采用二階迎風(fēng)格式，對(duì)流通量項(xiàng)采用ASUM(advection upwind spliting method)格式進(jìn)行離散。初始Courant數(shù)設(shè)為0.25以保證計(jì)算的穩(wěn)定，并逐步增加到4來加速收斂。由文獻(xiàn)[12]可知，當(dāng)流動(dòng)穩(wěn)定且攻角為零時(shí)，采用軸對(duì)稱假設(shè)是合理的，本文對(duì)總壓比進(jìn)行了選擇，確保了流動(dòng)的穩(wěn)定性，從而合理地應(yīng)用軸對(duì)稱假設(shè)。

2 網(wǎng)格無關(guān)性分析與數(shù)值驗(yàn)證

2.1 網(wǎng)格無關(guān)性分析

采用ANSYS ICEM 16.0對(duì)計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。采用三套不同的網(wǎng)格對(duì)網(wǎng)格的無關(guān)性進(jìn)行驗(yàn)證，網(wǎng)格數(shù)量分別為160×180(沿球頭周向分布160個(gè)點(diǎn)，沿球頭徑向分布180個(gè)點(diǎn))，300×240，450×360。第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為0.001 mm，保證壁面的y+小于1，從而滿足SSTk-ω模型對(duì)近壁面網(wǎng)格的要求。邊界條件如圖2所示，其中噴流溫度與噴流總壓比分別設(shè)置為300 K與0.1。圖3和圖4為不同網(wǎng)格時(shí)馬赫數(shù)與壁面斯坦頓數(shù)分布(St)；其中，θ的位置如圖2所示，表示球面任意一點(diǎn)和駐點(diǎn)相對(duì)球心的夾角；St是用于評(píng)估熱流的一個(gè)無量綱參數(shù)，定義如下：

(2)

(3)

其中，qw為熱流密度，Taw為絕熱壁溫，Tw為壁面溫度，ρ∞為自由來流密度，cp∞為自由來流定壓比熱，u∞為自由來流速度，prw為普朗特?cái)?shù)，γ為比熱比，Ma∞為自由來流馬赫數(shù)。

圖3 不同網(wǎng)格軸線馬赫數(shù)對(duì)比Fig.3 Comparisons of Ma for the centerline of opposing jet with different grids

圖4 不同網(wǎng)格壁面St對(duì)比Fig.4 Comparisons of wall St with different grids

由圖3可知，采用三套不同密度的網(wǎng)格時(shí)，沿軸向的馬赫數(shù)分布基本一致，此時(shí)網(wǎng)格對(duì)流場(chǎng)計(jì)算的影響很小。由圖4可以看出，當(dāng)采用密度較小的160×180網(wǎng)格時(shí)，壁面St與密度較大的300×240、450×360網(wǎng)格相差較大，而后兩者的壁面St分布基本一致。因此，采用160×180網(wǎng)格時(shí)，壁面熱流受網(wǎng)格因素影響而導(dǎo)致誤差的可能性較大，而采用300×240、450×360網(wǎng)格時(shí)，網(wǎng)格因素對(duì)壁面熱流的影響較小。因此，在保證計(jì)算可靠性的條件下，本文采用300×240進(jìn)行計(jì)算。

2.2 數(shù)值驗(yàn)證

采用Hayashi[7]的試驗(yàn)?zāi)Ｐ图敖Y(jié)果對(duì)本文的數(shù)值方法進(jìn)行驗(yàn)證，邊界條件及幾何模型均與試驗(yàn)一致，總壓比設(shè)置為0.4，此時(shí)能夠獲得穩(wěn)定的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。圖5為本文計(jì)算得到的密度云圖與試驗(yàn)的對(duì)比。從圖中可以清晰地看到弓形激波、馬赫盤、回流區(qū)、再附激波等逆向噴流流場(chǎng)的特殊結(jié)構(gòu)，且特殊流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的位置、大小與試驗(yàn)所得基本一致。圖6為數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)所得的壁面St分布圖，由圖可知，從定性上分析，數(shù)值計(jì)算得到的壁面St變化趨勢(shì)與試驗(yàn)結(jié)果相符，數(shù)值計(jì)算結(jié)果能夠準(zhǔn)確描述壁面熱流的分布特征及變化趨勢(shì)。為了定量地分析數(shù)值方法的可靠性，分析了數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)所得的壁面St的誤差值。計(jì)算式如下：

(4)

其中，StCFD表示數(shù)值計(jì)算所得的斯坦頓數(shù)，Stexp表示試驗(yàn)所得的斯坦頓數(shù)。對(duì)比圖6所示的St分布，當(dāng)θ小于50°時(shí)，計(jì)算值相比試驗(yàn)值偏小，當(dāng)θ大于50°時(shí)，計(jì)算值與試驗(yàn)值基本符合，兩者的最大誤差為18%，并且最大熱流的位置也存在2°的偏差。計(jì)算過程中采用的軸對(duì)稱假設(shè)、湍流模型等都可能帶來數(shù)值誤差。由于熱流的精確測(cè)量與計(jì)算較為復(fù)雜，存在一定的誤差是可以接受的，因此本文采用的方法可以用于逆向噴流的計(jì)算。

圖5 試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算密度云圖對(duì)比Fig.5 Comparison of density between predicted results and experimental data

圖6 試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算壁面St對(duì)比Fig.6 Comparison of wall St between predicted results and experimental data

3 熱防護(hù)效果分析

3.1 熱防護(hù)有效性分析

圖7 25 km，6Ma壁面St分布Fig.7 Wall St distributions on the 25 km, 6Ma condition

圖7和圖8分別給出了25 km、6Ma與25 km、8Ma飛行工況不同噴流參數(shù)時(shí)壁面的St分布。隨著噴流溫度的升高，壁面熱流會(huì)顯著增強(qiáng)。雖然噴流溫度的增加不會(huì)改變噴流的強(qiáng)度，但是隨著噴流溫度的升高，回流區(qū)的溫度也會(huì)升高，冷卻作用減弱，從而回流區(qū)壁面熱流也會(huì)相應(yīng)地增加；在再附區(qū)域，隨著噴流溫度的增加，噴流的隔離作用減弱，再附激波對(duì)壁面的撞擊加強(qiáng)，因此再附點(diǎn)區(qū)域的壁面熱流顯著增加，甚至?xí)^無逆向噴流時(shí)的熱流。增加噴流總壓比，激波脫體距離增加，會(huì)進(jìn)一步改善流場(chǎng)溫度分布梯度，降低壁面熱流。因此，噴流溫度與噴流總壓比同時(shí)對(duì)壁面熱流產(chǎn)生影響。提高噴流總壓比會(huì)增強(qiáng)逆向噴流的強(qiáng)度，增加噴流的隔離作用，增加溫度則會(huì)降低噴流的冷卻作用，兩者共同影響噴流的熱防護(hù)效果。對(duì)比無逆向噴流時(shí)駐點(diǎn)的熱流，采用高溫燃?xì)鈺r(shí)壁面的熱流仍然有很大程度的降低，且隨著來流馬赫數(shù)的提高及駐點(diǎn)溫度的升高，對(duì)燃?xì)鉁囟鹊倪m應(yīng)性也會(huì)相應(yīng)地提高，當(dāng)馬赫數(shù)提高到8時(shí)，即使高達(dá)2700 K的燃?xì)庖材苁沟脽崃魅〉么蠓鹊南陆怠Ｒ虼耍捎酶邷厝細(xì)饽嫦驀娏髂軌蛴行У貙?shí)現(xiàn)球頭的熱防護(hù)。

圖8 25 km，8Ma壁面St分布Fig.8 Wall St distributions on the 25 km, 8Ma condition

3.2 等質(zhì)量燃?xì)饽嫦驀娏鳠岱雷o(hù)效果對(duì)比

隨著燃?xì)鉁囟鹊脑黾樱瑹岱雷o(hù)效果會(huì)明顯降低，通過增加噴流總壓比，可以提升噴流的熱防護(hù)效果，但是會(huì)導(dǎo)致噴流質(zhì)量增加。由于飛行器對(duì)噴流介質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)空間與重量的敏感性，采用高溫燃?xì)庾鳛閲娏鹘橘|(zhì)時(shí)，在獲得與常溫冷卻介質(zhì)相同的熱防護(hù)效果時(shí)應(yīng)避免噴流質(zhì)量的顯著提升。本節(jié)對(duì)相同質(zhì)量流率時(shí)高溫燃?xì)馀c常溫介質(zhì)逆向噴流熱防護(hù)效果進(jìn)行對(duì)比。

為了確保質(zhì)量流率相同，由理想氣體狀態(tài)方程可以得到

(5)

表1列出了25 km、6Ma飛行工況時(shí)相同質(zhì)量流率，不同噴流參數(shù)時(shí)的熱防護(hù)效果，此時(shí)來流的滯止溫度為1812 K，其中qj,max表示逆向噴流時(shí)壁面的最大熱流，qo表示無逆向噴流時(shí)壁面的最大熱流；表2列出了25 km、8Ma飛行工況時(shí)相同質(zhì)量流率，不同噴流參數(shù)時(shí)的熱防護(hù)效果，此時(shí)來流的滯止溫度為3049 K。

表1 25 km、6Ma飛行工況等質(zhì)量燃?xì)鉄岱雷o(hù)效果

表2 25 km、8Ma飛行工況等質(zhì)量燃?xì)鉄岱雷o(hù)效果

6Ma時(shí)，與算例1采用常溫介質(zhì)相比，在噴流質(zhì)量流率相同的情況下，算例2采用675 K的燃?xì)饽軌蛉〉门c算例1一致的熱防護(hù)效果，算例3采用1200 K的燃?xì)鈺r(shí)，熱防護(hù)效果則有所降低。當(dāng)馬赫數(shù)增至8時(shí)，與算例4采用常溫介質(zhì)相比，算例5采用1200 K燃?xì)饽苋〉帽人憷?常溫介質(zhì)更優(yōu)的熱防護(hù)效果，算例6中當(dāng)燃?xì)鉁囟冗M(jìn)一步增加到1728 K時(shí)，熱防護(hù)效果有所降低，但效果仍與算例4中常溫介質(zhì)熱防護(hù)效果相當(dāng)。在燃?xì)獾臏囟扰c來流的滯止溫度相差較大時(shí)，提高燃?xì)鉁囟群蛧娏骺倝罕龋诒ＷC與常溫介質(zhì)逆向噴流質(zhì)量相同的條件時(shí)，可以取得與常溫介質(zhì)一致的熱防護(hù)效果。這是由于逆向噴流的熱防護(hù)主要體現(xiàn)在對(duì)高溫區(qū)域的隔絕作用，增強(qiáng)噴流總壓比，可以增強(qiáng)噴流的隔絕作用，且這種隔絕作用超過了噴流溫度升高帶來的負(fù)面影響。隨著噴流溫度的進(jìn)一步升高，與滯止溫度的差距進(jìn)一步縮小時(shí)，噴流本身作為熱源對(duì)壁面進(jìn)行加熱，這種加熱作用強(qiáng)度已超過了噴流本身的隔熱作用，因此會(huì)導(dǎo)致壁面熱流的增加。上述計(jì)算表明，通過合理地選擇噴流參數(shù)，在不增加噴流質(zhì)量的情況下，采用高溫燃?xì)饪梢匀〉门c常溫介質(zhì)相同的熱防護(hù)效果。

4 固體藥分析

在固體藥逆向噴流熱防護(hù)系統(tǒng)中，固體藥應(yīng)該具備高產(chǎn)氣量、低燃溫、適宜的燃速、少殘?jiān)o毒無害等特點(diǎn)，但是上述各性能特點(diǎn)通常存在著制約關(guān)系。在這里，優(yōu)先考慮固體藥的燃溫特性。表3列出了3種不同固體藥成分的燃燒溫度。

表3 固體藥氣體發(fā)生劑燃燒溫度

由表3可知，目前已知的固體藥燃燒可以實(shí)現(xiàn)1500 K以下的燃燒溫度，能夠在本文所述的工況下實(shí)現(xiàn)有效的熱防護(hù)，通過添加適量的降溫劑，可以實(shí)現(xiàn)更低的燃燒溫度、獲得更低溫度的燃?xì)猓瑵M足更高的熱防護(hù)要求。在安全氣囊的設(shè)計(jì)過程中，通過合理的物理與化學(xué)冷卻，固體藥燃?xì)鈱?shí)現(xiàn)了900 K以下的溫度[16]。因此，通過合理地添加燃速調(diào)節(jié)劑、催化劑等輔助劑，調(diào)節(jié)固體藥的燃燒特性，可以獲得滿足逆向噴流熱防護(hù)要求的固體藥。

5 結(jié)論

本文采用高溫燃?xì)庾鳛槟嫦驀娏鞯慕橘|(zhì)，對(duì)高速飛行器球頭模型進(jìn)行熱防護(hù)。

1)采用高溫燃?xì)鈺?huì)降低逆向噴流熱防護(hù)的效果，但是與無逆向噴流時(shí)的駐點(diǎn)熱流相比，最大熱流仍然存在較大幅度的降低。當(dāng)飛行馬赫數(shù)為6時(shí)，1500 K的燃?xì)饽苡行Ы档捅诿娴淖畲鬅崃鳎欢?dāng)馬赫數(shù)增至8時(shí)，2700 K的高溫燃?xì)馊匀荒苡行У亟档捅诿娴淖畲鬅崃鳌?/p>

2)提升噴流的總壓比可以增強(qiáng)高溫燃?xì)獾臒岱雷o(hù)效果。通過調(diào)節(jié)噴流的總壓比和溫度，可以使燃?xì)獾馁|(zhì)量流量與常溫介質(zhì)一樣，此時(shí)兩者的熱防護(hù)效果基本一致。當(dāng)飛行馬赫數(shù)為8，且噴流質(zhì)量一致時(shí)，1875 K的燃?xì)馊〉昧吮?00 K燃?xì)飧玫臒岱雷o(hù)效果。