環(huán)形引射器兩相流動數(shù)值模擬

吳薇梵，王占林，孔凡超，劉瑞敏，李 茂

(1.北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，北京 100074； 2.北京市航天試驗(yàn)技術(shù)與裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100074)

0 引言

引射器是一種利用高速射流來抽吸低壓流體的設(shè)備，它沒有運(yùn)動部件，結(jié)構(gòu)簡單，工作可靠，且對被抽氣體無嚴(yán)格要求，應(yīng)用于制冷、冶金、石油化工以及航空航天等多個領(lǐng)域。在上面級火箭發(fā)動機(jī)的研制過程中，需要通過高空模擬試驗(yàn)研究發(fā)動機(jī)的高空工作狀態(tài)，引射器作為一種抽真空設(shè)備，在高空模擬試驗(yàn)中得到廣泛使用。

國內(nèi)外研究人員對引射器進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬研究[1-11]和試驗(yàn)研究[12-18]，分別研究了進(jìn)出口工況及引射器結(jié)構(gòu)尺寸等對引射器性能的影響，但是對無負(fù)載(零二次流)引射器的研究較少。還有研究人員對引射過程中水蒸氣凝結(jié)相變現(xiàn)象進(jìn)行了數(shù)值模擬研究[19-21]，但是目前的數(shù)學(xué)模型與實(shí)際情況還存在較大差距。

引射器流場復(fù)雜，涉及超音速流動、激波等多種復(fù)雜現(xiàn)象，同時，由于超音速的影響，蒸汽引射器內(nèi)還可能存在氣液兩相流。一維引射器理論無法求解出流場內(nèi)的詳細(xì)結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)測量花費(fèi)高且難以捕捉流場細(xì)節(jié)，因此，CFD數(shù)值模擬成為一種研究引射器內(nèi)部流場的重要手段。在上面級火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)行高空模擬試驗(yàn)時，為較好地獲得發(fā)動機(jī)的高空模擬特性，創(chuàng)造較低的真空壓力是必要的。本文通過數(shù)值模擬，在兩相流動的基礎(chǔ)上分析零二次流環(huán)形蒸汽引射器入口工況及結(jié)構(gòu)尺寸對極限真空壓力的影響，旨在提高引射能力，降低真空壓力。

1 物理模型與數(shù)值方法

1.1 物理模型及網(wǎng)格

某型上面級氫氧發(fā)動機(jī)環(huán)形蒸汽引射器結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 環(huán)形蒸汽引射器結(jié)構(gòu)圖

其中引射器長為10.9 m，引射噴嘴環(huán)縫截面積為3.8×10-5m2，引射噴嘴出口壁厚為0.05 m，混合室直徑為1.104 m，擴(kuò)張段出口直徑為1.561 m。蒸汽由水/液氧/酒精蒸汽發(fā)生器提供。在進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性分析后，計(jì)算網(wǎng)格取20萬個，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格示意圖如圖2所示。

圖2 計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格

1.2 控制方程、湍流模型及計(jì)算方法

本文采用仿真軟件Fluent對在發(fā)動機(jī)啟動前的環(huán)型蒸汽引射器零二次流的流場進(jìn)行模擬，控制方程為穩(wěn)態(tài)二維軸對稱雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型選用Realizablek-ε模型。采用Coupled算法耦合求解，連續(xù)方程、動量方程和能量方程用二階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散。

1.3 物性參數(shù)及邊界條件

引射噴嘴入口邊界條件采用壓力入口，設(shè)定入口總溫為530 K，總壓為1.85 MPa，蒸汽化學(xué)成分及各成分占比見表1；二次流入口設(shè)為固壁；引射器出口采用壓力出口，給定出口壓力為大氣壓。在Fluent中開啟組分輸運(yùn)，混合氣體的密度采用真實(shí)氣體的Real-Gas-Soave-Redlich-Kwong三參數(shù)狀態(tài)方程進(jìn)行計(jì)算。

表1 環(huán)形引射器蒸汽化學(xué)成分

1.4 相變模型

蒸汽在引射器內(nèi)會發(fā)生超音速流動，水蒸氣加速膨脹降溫降壓，可能會有部分水蒸氣越過氣液飽和線變?yōu)橐合啵瑢?dǎo)致引射器內(nèi)氣液兩相流共存。不考慮液滴在超音速流動過程中的成核及生長過程，采用水蒸氣平衡凝結(jié)相變模型，假設(shè)水蒸氣狀態(tài)越過氣液飽和線后立即凝結(jié)為液相水。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 數(shù)值模擬與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

環(huán)形蒸汽引射器的10次典型試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示，極限真空壓力px即真空艙內(nèi)壓力，其平均值為12.60 kPa。

圖3 環(huán)形蒸汽引射器典型試驗(yàn)結(jié)果

不考慮水蒸氣相變，數(shù)值模擬所得真空壓力為8.65 kPa，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的誤差為31%；加入水蒸氣相變模型，數(shù)值仿真后真空壓力為12.15 kPa，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的誤差小于5%。因此認(rèn)為，在引射器內(nèi)部存在的跨音速流動中，蒸汽兩相流會對數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生一定的影響，下文的數(shù)值模擬過程中均引入水蒸氣平衡凝結(jié)相變模型，考慮蒸汽兩相流的存在。

2.2 入口工況的影響

引射蒸汽入口的溫度和流量是由上游蒸汽發(fā)生器決定，蒸汽入口壓力由入口溫度和流量決定，與溫度的開方及流量均成正比。本節(jié)將研究入口工況對極限真空壓力的影響，通過分析仿真結(jié)果，給出降低真空壓力的建議。

2.2.1 入口壓力的影響

保持引射蒸汽入口總溫不變，改變蒸汽入口流量，蒸汽入口總壓發(fā)生變化，數(shù)值模擬結(jié)果如表2所示。

表2 不同入口總壓下的計(jì)算結(jié)果

由表2可知，隨著引射蒸汽入口流量增大，入口總壓也增大，真空壓力隨之升高，但是真空壓力與入口總壓的比值及流場內(nèi)最大馬赫數(shù)基本無變化。結(jié)合圖4和圖5，對比不同入口總壓下的數(shù)值模擬結(jié)果可以看到，流場內(nèi)馬赫數(shù)的大小及液相水體積分?jǐn)?shù)的分布基本相同，只是下游激波的位置有細(xì)微差別，隨著入口總壓升高，激波串向下游推進(jìn)。從總壓曲線圖中可以看出，隨著入口總壓增大，要保證出口總壓一致，就要增大流動過程中的總壓損失，而經(jīng)過的激波道數(shù)越多，總壓損失越大，因此入口總壓越大，激波道數(shù)越多，激波串越靠近下游出口。可以認(rèn)為，對于無二次喉道引射器來說，若想得到較低的真空壓力，在保證引射器正常啟動及入口總溫不變的情況下，引射蒸汽入口總壓越低越好。降低引射蒸汽入口總壓，可以通過減少蒸汽流量來實(shí)現(xiàn)。

圖4 不同入口總壓下的馬赫數(shù)分布

圖5 各參數(shù)沿引射器軸線的變化

2.2.2 入口溫度的影響

保持引射蒸汽入口流量不變，改變?nèi)肟诳倻兀瑪?shù)值模擬結(jié)果如表3所示。

表3 不同入口總溫下的計(jì)算結(jié)果

結(jié)合表3、圖6和圖7可以看到，隨著入口總溫提高，入口總壓隨之增大，流場中溫度升高，溫升在擴(kuò)張段比較明顯；正激波位置更靠近出口，流場內(nèi)的馬赫數(shù)逐漸增大，真空壓力隨之降低，液相水體積分?jǐn)?shù)逐漸減少。水蒸氣流經(jīng)噴嘴時發(fā)展為超音速流動，氣流加速膨脹降溫降壓形成液相水，由于溫降有限，蒸汽溫度越高，產(chǎn)生冷凝的蒸汽量減少，流場中液相水減少，從而導(dǎo)致流場中氣流速度增大，引射器抽吸能力增強(qiáng)，真空壓力降低。可以認(rèn)為，若想得到較低的真空壓力，在保證引射器正常啟動及引射蒸汽流量不變的情況下，蒸汽入口總溫越高越好。

圖6 不同入口總溫下的液相水體積分?jǐn)?shù)分布

圖7 各參數(shù)沿引射器軸線上的變化

2.3 幾何參數(shù)的影響

下面將通過改變引射噴嘴出口壁厚和混合室直徑，分析引射器幾何參數(shù)對極限真空壓力的影響。

2.3.1 引射噴嘴出口壁厚的影響

噴嘴出口壁厚是指環(huán)形引射器引射蒸汽出口與被引射氣流入口之間的壁厚。圖8給出了環(huán)形引射器出口壁厚局部放大圖及其網(wǎng)格分布，在初始壁厚為0.05 m的基礎(chǔ)上，改變噴嘴出口內(nèi)徑，噴嘴出口截面積也會有細(xì)微變化，將壁厚減小為0.03、0.015、0 m，引射器的其余幾何參數(shù)及邊界條件均不變。

圖8 不同引射噴嘴出口壁厚的局部放大圖

表4給出了基于不同引射噴嘴出口壁厚下的計(jì)算結(jié)果。結(jié)果表明，隨引射噴嘴出口壁厚減小，真空壓力降低。根據(jù)圖9噴嘴出口速度分布，分析認(rèn)為，由于壁厚減小，在壁厚處氣流產(chǎn)生的回流區(qū)減小，蒸汽受到的擾動減弱，對艙內(nèi)氣體的引射能力增強(qiáng)，從而真空壓力降低。因此，盡管在實(shí)際制造中引射噴嘴出口壁厚不可能為零，但是盡可能地減小噴嘴出口壁厚，對降低真空壓力有一定幫助。

圖9 引射噴嘴出口處速度分布

表4 不同噴嘴出口壁厚下的計(jì)算結(jié)果

2.3.2 混合室直徑的影響

引射器極限真空理論計(jì)算公式為

(1)

(2)

式中：Am為混合室截面積；At為噴嘴環(huán)縫截面積；Mm為混合室馬赫數(shù)；k為比熱比；px為吸入室靜壓；p*為吸入室總壓。假設(shè)吸入室靜壓為極限真空壓力，吸入室總壓為引射蒸汽入口壓力。根據(jù)式(1)和式(2)即可求出極限真空壓力px。

混合室內(nèi)流體為超音速流動，根據(jù)式(1)、式(2)和圖10，馬赫數(shù)大于1時，At/Am及px/p*隨Mm的增大而減小，因此保持At和p*不變，增大Am，則Mm隨之增大，從而px下降。

圖10 不同比值隨馬赫數(shù)的變化曲線

如圖11所示，二次喉道直徑在原等截面引射器的基礎(chǔ)上保持不變，設(shè)混合室收縮角為5°，通過增加混合室直徑Dm，將原等截面引射器調(diào)整為二次喉道引射器，混合室直徑在1.104 m的基礎(chǔ)上依次增加0.05，0.1，0.2，0.3，0.4 m，引射器長度為Lm。

圖11 二次喉道引射器示意圖

表5為不同混合室直徑的計(jì)算結(jié)果，從表5中可以看出，隨著混合室直徑增大，真空壓力減小。當(dāng)直徑增加0.3 m時，真空壓力較變化前下降39.92%。從圖12的馬赫數(shù)分布中可以看出，隨著混合室直徑增大，在保持混合室收縮角不變的前提下，引射器長度增加，二次喉道內(nèi)的馬赫數(shù)越來越小，當(dāng)馬赫數(shù)接近于1時喉道會發(fā)生壅塞，導(dǎo)致引射器不啟動。

表5 不同混合室直徑下的數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果

圖12 不同混合室直徑下的馬赫數(shù)分布

3 結(jié)論

1) 建立了環(huán)形蒸汽引射器數(shù)值仿真模型，通過Fluent對引射器內(nèi)部流場進(jìn)行分析，并對比試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了考慮水蒸氣相變模型的仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。

2) 入口工況對引射器性能有影響。若保持蒸汽入口總溫不變，只改變?nèi)肟诳倝海婵諌毫﹄S入口總壓的升高而升高；若保持蒸汽入口流量不變，改變?nèi)肟诳倻兀婵諌毫﹄S入口總溫的升高而降低。因此，在保證引射器正常啟動的前提下，降低引射蒸汽入口總壓，升高入口總溫，可以降低真空壓力。

3) 環(huán)形引射器噴嘴出口壁厚和混合室直徑對真空壓力有影響。在入口工況不變的前提下，減小噴嘴出口壁厚或增大混合室直徑，真空壓力降低，但是混合室直徑過大時引射器可能不啟動。