低溫貯箱大熱流下兩相流態可視化試驗

瞿淼,王磊,孫培杰,嚴立,王其曉,厲彥忠

(1. 西安交通大學制冷與低溫工程系,710049,西安; 2. 上海宇航系統工程研究所,201109,上海)

低溫推進劑具有比沖高、推力大、無毒無污染等優點,將在未來的空間探測中扮演重要角色。然而,低溫推進劑也存在沸點低、受熱易蒸發等特性。為減少低溫推進劑的蒸發損失、降低氣液兩相流管理挑戰,絕大部分低溫火箭推進劑貯箱采用發泡絕熱包裹。近年來,國外部分火箭的低溫貯箱取消了發泡層,例如,美國聯合發射聯盟的“Atlas V”、SpaceX公司的“獵鷹9號”、俄羅斯“聯盟ST-B”及韓國“羅老號”火箭等[1]。不采用發泡絕熱的裸壁貯箱可降低發射質量,提升火箭有效載荷能力,但是在火箭升空中,氣動加熱進入貯箱可能在近壁區導致推進劑明顯溫升,甚至發生沸騰,影響推進劑品質與可用量。氣動加熱的熱流密度隨火箭飛行高度發生變化。分析指出,火箭貯箱外表面所承受的氣動熱流最高可達20 kW·m-2。因此,低溫推進劑貯箱取消絕熱層方案中必須對大漏熱下流體相態規律開展綜合評估。

低溫推進劑在整個任務周期內的熱管理是火箭研制中必須突破的關鍵技術。當前,學者們主要借助試驗與仿真手段研究推進劑熱分層、貯箱壓力及蒸發損失。在試驗方面,基于安全考慮,主要采用液氮作為低溫推進劑的替代工質開展熱分層與增壓測試。Barsi等[2]指出,貯箱近壁區及氣液相界面下方存在較薄的熱邊界層。Ludwig等[3]采用氮氣和氦氣對低溫貯箱進行增壓測試發現,推進劑熱分層主要受氣枕壓力影響,且相變模式取決于加壓氣體類型。Konopka等[4]提到主動加熱會導致熱分層區域擴大。劉展等[5]指出熱分層建立過程中氣液界面處將形成較大的溫度梯度。周振君等[6]發現溫度分層受氣枕壓力影響較大。汪彬等[7]發現氦氣增壓所需氣體量遠小于氮氣增壓氣體量。需要說明的是,目前所開展的絕大多數低溫貯箱熱分層與增壓試驗均針對發泡絕熱貯箱,其壁面漏熱較小。

在仿真方面,學者們借助各種數值軟件對低溫推進劑在不同重力下的熱分層、增壓、蒸發損失及氣液相態分布與重定位開展預示。在熱分層仿真中,學者們重點關注了各類因素對熱分層的影響,包括貯箱尺寸[8]、重力水平[9]、液體充注率[10]、貯箱防晃板[11]等。此外,學者們也在數值方法上開展了有益探索。針對氣液兩相界面捕捉,液體體積(VOF)模型獲得了廣泛應用。Kartuzova等[12]采用VOF模型預測了微重力下液氫箱內氣液界面變化。然而,VOF模型也存在計算效率低的局限。Ciccotosto等[13]推薦采用SI模型提高兩相流仿真效率。Bandyopadhyay等[14]采用GFSSP軟件對低溫貯箱自增壓開展了仿真預示。該軟件是美國航天局(NASA)開發的低溫推進劑流體管理專用軟件,支撐了大量低溫推進劑流體管理技術開發。姜志杰等[15]采用Surface Evolver軟件對箱內氣液界面分布進行了預示。Wang等[16]采用CFD方法對比研究了氦氣、氫氣增壓液氫貯箱的增壓規律,并建立了考慮不凝性氦氣影響的低溫貯箱預測模型,實現了多組分影響下氣液相變的預示[17]。

無論是試驗研究還是仿真預示,所關注的低溫貯箱均采用發泡絕熱,漏熱通常在100～300 W·m-2。目前涉及低溫貯箱在大熱流下的流體相態與熱分層研究鮮有報道,部分學者[18-23]關注了低溫流體在大熱流下的沸騰換熱特性。Marto等[24]測試了不同加熱表面上液氮池沸騰換熱強度。Shirai等[25]測量了不同壓力、過冷度下液氫池沸騰臨界熱流。Steiner等[26]、Bar-Cohen等[27]、孫淑鳳等[28]、陳二峰等[29]對不同結構沸騰表面在低溫流體中的傳熱特性開展了試驗研究。Jin等[30]、張世一等[31-32]開展了液氮池沸騰可視化試驗。這些試驗有助于了解低溫液體相態與加載熱流間的關系,但對預測實際貯箱內流體相態分布仍面臨局限性。

如上所述,運載火箭取消貯箱發泡后,低溫推進劑在大熱流下的相態規律未見研究報道。為此,本文以液氮為測試流體,搭建了低溫貯箱變熱流下流體相態觀測的可視化試驗平臺,通過調節加熱區的熱流邊界,觀測壁面出現沸騰氣泡的臨界條件,確定沸騰氣泡的存在模式,并評估其對裸壁貯箱方案的影響。通過本文研究,可為低溫推進劑貯箱的結構設計提供數據支撐。

1 試驗系統與方法

1.1 試驗系統

圖1展示了本文所設計低溫貯箱變熱流下流體相態觀測的試驗平臺。整個系統由低溫測試貯箱、控制與數據采集、液氮充注與排放、可視化拍攝等部分組成。本試驗系統的特色在于兼顧了低溫貯箱整體絕熱與變熱流調節的需求。若整個容器均采用裸壁結構,則調節熱流會造成箱內液氮劇烈沸騰,且液氮過冷維持時間較短,不易于試驗工況維持與測量。為此,本試驗對低溫測試容器頂部法蘭、底部封頭及柱段采用絕熱包裹的基礎上,在柱段設置直徑100 mm的圓形裸壁區域。該區域位于可視化窗口的視界范圍,如圖1(c)所示。通過調節風機轉速與氣體加熱器功率,改變熱流調節區的加載熱流。

(a)系統示意圖

為實現低溫測試貯箱內壓力穩定,試驗系統采用了兩個電磁閥分別控制增壓氣體注入與主動排氣,組成壓力開關,實現±0.01 MPa的控壓精度;流體的相態觀測通過高速相機實現;采用壓力傳感器、電容式液位計實時獲得貯箱內壓力及液位變化。上述儀器均連接到數據采集儀,記錄數據用于后續分析。

1.2 低溫測試貯箱

低溫測試貯箱由柱段、上部法蘭蓋、下部橢球封頭、可視化視窗組成。柱段直徑為310 mm,高度為400 mm,下封頭高度為100 mm。貯箱采用304不銹鋼制造,壁厚為5 mm。上部法蘭端蓋設5個開孔,分別用于進液口、壓力開關與壓力計、安全閥及壓力計、排氣閥、箱內傳感器引線孔。位于柱段中間高度的光源視窗與觀測視窗用于觀測熱流調節區的流體相態,同一視窗采用雙層玻璃組成真空夾層,以避免結霜對觀察的干擾。觀察視窗直徑為100 mm,光源視窗直徑為65 mm,兩者法向夾角約為50°,以避免視窗對向布置方案中光源光斑對可視化觀測的影響,獲得清晰的拍攝效果。

圖2展示了低溫測試貯箱的溫度測點布置情況。選用銅-康銅熱電偶進行溫度測量。其中,t1～t9為熱流調節區內、外壁溫度測點。t10～t12為流體中心區域溫度測點,相鄰熱電偶間隔2 cm布置。為避免吹風對外壁溫測量干擾,外壁測點采用保溫棉包裹。

圖2 低溫測試貯箱溫度測點分布Fig.2 Temperature measuring point of test tank

1.3 熱流邊界確定及不確定度分析

本次試驗中,熱流邊界調節是通過改變吹風溫度與速度實現,具體熱流可根據穩定時熱流調節區內外壁溫差來確定。根據傅里葉定律,進入貯箱熱流密度q計算如下

(1)

式中:λ為304不銹鋼導熱系數,定性溫度取內、外壁平均溫度;ΔT為金屬壁內外溫差,內、外壁溫分別由測點t7～t9、t1～t6所測溫度的平均值確定;r1、r2分別為低溫測試貯箱柱段內徑與外徑。

試驗系統中,測量元器件包括T型熱電偶、壓力傳感器、熱式氣體流量計,對應的量程、精度和誤差等參數的不確定度見表1。

表1 直接測量參數不確定度

導出參數的不確定度采用誤差傳遞進行計算[33]。假設導出參數N由若干直接測量參數X組成,其不確定度計算如下

(2)

式中:n為直接測量參數個數;Δxi為直接測量參數不確定度。

貯箱金屬壁導熱系數是溫度的參數[28],變化關系如下

lg(λ)=a+blgT+c(lgT)2+d(lgT)3+

e(lgT)4+f(lgT)5+g(lgT)6+h(lgT)7+i(lgT)8

(3)

式中:T為金屬壁定性溫度;a、b、c、d、e、f、g、h、i分別為導熱系數的求解系數,304不銹鋼導熱系數的求解系數取值見表2。

表2 304不銹鋼導熱系數的求解系數取值[34]

根據式(2)、(3),針對本次試驗溫度區間,q的不確定度小于15%。

2 試驗結果與分析

2.1 典型工況

本次試驗環境溫度為286 K,相對濕度為22%,吹風速度為5 m·s-1,吹風溫度為313 K。圖3展示了該工況所監測貯箱壓力、液氮飽和溫度、液體溫度、內壁溫度等隨時間的變化。其中,液體溫度根據液相區t10、t11、t12這3個測點的平均溫度確定,內壁溫度取t7、t8、t9測點平均溫度。根據主要參數的變化規律,可將增壓過程分為氮氣增壓與穩壓兩個階段。氮氣增壓中,常溫氮氣注入低溫貯箱提供增壓效果。由于進入氮氣溫度高于液氮溫度,造成箱內氣液相間換熱劇烈,貯箱壓力在氣體注入與氣液間熱質傳遞作用下劇烈波動,變化范圍約為0.06 MPa;而在穩壓階段,氮氣注入結束,貯箱壓力在漏熱增壓與排氣泄壓作用下維持穩定,壓力波動范圍為0.03 MPa。此外,在氮氣增壓階段,各測點溫度均明顯升高。隨著增壓持續,熱流調節區的內壁溫升明顯快于液相主體區,且內壁溫度可在較短時間內達到貯箱增壓后的液氮飽和溫度,而液相主體區溫度近似線性升高。在氮氣增壓階段,液氮始終處于過冷態,過冷度維持時間約為700 s。直到穩壓階段,液相主體溫度達到飽和,該試驗結果表明,本次試驗中主體區液氮可在較長時間內維持過冷狀態。

圖3 貯箱壓力和測點溫度隨時間的變化Fig.3 Tank pressure and measuring point temperature

由圖3可知,氮氣增壓開始時刻(t=0 s),貯箱壓力、流體溫度均經歷了先降低后升高的變化過程。分析原因如下:開口停放階段,貯箱內液氮在大氣壓下達到飽和且持續沸騰,所生成氮氣通過排氣管路排放,泄壓不及時造成貯箱輕微憋壓,液氮溫度同步上升至相應飽和溫度。當開啟電磁閥進行氮氣增壓時,增壓氣體管路與貯箱接通,箱內氣體向該管路部分泄流,造成貯箱壓力、溫度降低。

圖4展示了氮氣增壓開始階段、液氮整體達到飽和溫度階段的各參數隨時間的變化。由圖4(a)可以看出,氮氣增壓啟動后97 s,貯箱壓力達到所設定控壓范圍0.36 MPa(絕壓),并在該壓力下通過氮氣增壓與排氣泄壓維持壓力穩定,壓力波動范圍為0.30～0.36 MPa。伴隨著貯箱壓力及對應飽和溫度升高,熱流調節區內壁溫度、液體溫度均逐漸升高。當t=248 s時,內壁溫度達到當前壓力對應飽和溫度,之后隨壓力變化而周期波動。此時,主體區仍維持8 K過冷度。當t=867 s時,液氮主體也達到飽和溫度,如圖4(b)所示。由此可知,對于本次試驗工況,增壓啟動后的前4 min,箱內液氮維持過冷狀態;4～15 min時,熱流調節區的近壁區液體達到飽和,而液相主體維持過冷態;15 min后整場液相達到飽和態。

(a)氮氣增壓、內壁達到飽和態階段

圖5展示了該工況下,內外壁平均溫度及熱流調節區的計算熱流變化。由圖5可知,隨著熱流持續進入,在貯箱熱流調節區內壁溫度基本維持穩定,外壁溫度存在一定波動,波動范圍約為2 K。風機提供風速為定值,波動主要由加熱器自保護功能,溫升達上限時停止工作而周期性啟停導致。內、外壁間形成溫差約為7.7 K。根據傅里葉定律,確定本工況下熱流波動范圍為12.2～16.7 kW·m-2,平均熱流約為14.5 kW·m-2。

圖5 內外壁平均溫度及熱流調節區的計算熱流變化Fig.5 Inner/outer wall temperature and heat flux

圖6展示了不同時刻可視化視窗內觀測到的流體相態分布現象。由圖6(a)、(b)可知,增壓啟動前3 min,壁面處無明顯氣泡產生,直至圖6(b)所示時刻,熱流調節區上方首先出現局部小氣泡,這是由于液氮熱分層導致上方液氮溫度更高,因此上方的液氮先達到飽和并開始沸騰,氣泡直徑約為0.1 mm。由圖6(c)～圖6(e)可以看出,隨著時間推移,氣泡生成區域開始向下發展,但氣泡尺寸無明顯變化。由圖6(f)可以看出,壁面氣泡生成區域基本保持與熱流調節區大小一致。此時,觀測視窗氣泡生成區域達到最大,氣泡生成速率加快,氣泡尺寸增加。此外,氣泡僅出現在近壁區,液相主體區未見明顯氣泡。由此可知,對于實際液氧貯箱,增壓后整場處于過冷狀態,大熱流進入貯箱僅在近壁區產生過冷沸騰,并不會出現整場沸騰的情況,大熱流漏熱對箱內液氧不可用量變化影響較小。

(a)t=100 s, ΔT=8.3 K

2.2 變熱流影響

本文對5組熱流工況進行了分析,具體熱流邊界見表3。

表3 5組工況對應具體熱流邊界

不同熱流工況下內壁溫度、液體主體溫度變化如圖7所示。可以看出,隨著熱流增大,各測點升溫速率加快,達到相應飽和溫度所需時間減少。最小熱流時,內壁達到液氮飽和溫度所需時間約為880 s,而當最大熱流時,達到相同的溫升耗時縮短至250 s。液體主體區在最小熱流和最大熱流下的升溫至飽和溫度耗時約為1 230 s和610 s。

(a)內壁區域

由圖7(a)可知,對于任一熱流工況,內壁溫升存在速率突變。進一步分析可知,溫升速率突變時刻約為貯箱壓力首次達到設定壓力值時刻,可據此將內壁升溫過程分為兩個階段:在Ⅰ階段,伴隨著壓力的快速升高,內壁溫度也迅速升高,不同熱流工況下該階段的耗時相近,約為80 s;在Ⅱ階段,內壁溫度在壓力波動變化下繼續升高,直至達到飽和態。圖8展示了不同工況下兩階段內壁溫升占比。可以看出,在Ⅰ階段,最小熱流工況下對應溫升約為 3 K,僅占總溫升的27%;大熱流下,對應溫升增加至7～8 K,溫升占比也增加到73%左右。因此,隨著熱流增大,Ⅰ階段對應的溫升占比增加。可以推測,當壁面熱流一定時,可通過縮短首次增壓時間,使得內壁溫升顯著減小,以延緩近壁區沸騰現象發生。

圖9展示了最小熱流與最大熱流工況下,液氮主體過冷度為1.4 K時視窗內觀測到的氣泡現象。對比可知,兩者氣泡生成區域存在明顯差異,最大熱流下,視窗范圍內幾乎均有氣泡產生;而在小熱流下,氣泡生成區域減小,氣泡尺寸更小,生成頻率減慢。這是因為小漏熱時,液體過冷度更易維持,近壁區液體達到飽和所需時間更長,產生氣泡的時間推后。進一步分析可知,液氮整場過冷時,即使在大熱流下,也僅在近壁區出現沸騰氣泡現象。氣泡脫離壁面后,部分氣泡會被過冷液體重新凝結而湮滅,僅有部分氣泡運動至氣液界面逸出。

近壁區是否出現沸騰氣泡是火箭低溫貯箱設計必須考慮的重點因素。對于本文研究對象,氣泡發生邊界條件的確定可看作池沸騰工況下的沸騰起始點問題,在該領域,已有部分學者基于小尺寸的低溫沸騰實驗,研究了沸騰起始點對應壁面過熱度的變化規律,并建立了相應的預測模型。參考Petrovic[35]在過冷池沸騰研究中所建立的預測模型,本文提出了如下經驗公式,以揭示不同熱流下壁面出現沸騰氣泡與否和液體過冷度的關系

(4)

式中:ΔTsub為液體過冷度;C為經驗系數,可根據試驗數據對比確定,根據本文的試驗數據,經對比分析后取C=0.28;q為熱流調節區熱流;λl為液體導熱率;vl為液體運動黏度;g為重力加速度;β為液體體積熱膨脹系數;Pr為普朗特數。

圖10展示了式(4)預測值與本文試驗結果的對比。可以看出,二者吻合程度較好。由圖10可知,最小熱流下,直至液體主體過冷度為1 K時,近壁區才有氣泡產生;當壁面熱流達到16 kW·m-2以上、在液體過冷度較大時,壁面即可出現氣泡。本次試驗中,貯箱壓力控制在0.36 MPa。此時,貯箱內液氮的最大過冷度為11 K。因此,任意熱流下出現氣泡的過冷度不會超過該值。當大熱流作用于熱流調節區時,近壁區液氮迅速達到飽和,而后產生沸騰氣泡。與此同時,熱流沿徑向影響區域尚未達到主體區,因此,液氮整體過冷度仍維持在較高水平。

圖10 氣泡出現邊界條件預測模型與試驗結果對比Fig.10 Comparison of prediction model and test results

相較于實際的運載火箭低溫貯箱,本文所搭建試驗貯箱系統的尺寸較小。為確保所獲試驗結果能夠為火箭結構設計提供可靠支撐,在試驗系統設計時,本文主要考慮裸壁貯箱壁面熱流與液體過冷度邊界和真實工況的一致性。熱流調節區熱流變化范圍與實際貯箱經歷的漏熱邊界基本一致;試驗貯箱直徑為310 mm,壁面漏熱引起的熱邊界層不會對液相主體區形成直接的擾動,在較長時間內液體主體區可維持過冷狀態,也與真實工況相似。通過拉曉夫數Gr判定,火箭低溫貯箱與本文試驗貯箱的尺寸差異會造成近壁區自然對流效應差異,從而對氣泡的尺寸、分布等產生影響,但這種作用并不會對壁面發生氣泡及氣泡出現區域等產生明顯干擾。因此,本文研究能夠揭示壁面漏熱熱流、液體過冷度對氣泡特征的影響,可為裸壁貯箱結構方案設計提供參考。

3 結 論

本文以液氮為工質,搭建了低溫變熱流可視化試驗平臺,測試了不同熱流下低溫貯箱內部液相溫度分布與沸騰氣泡特征,所得結論如下。

(1)在小尺寸低溫貯箱結構約束下,對貯箱大部分外壁進行絕熱包裹,同時設置熱流調節區域,通過改變作用于熱流調節區域的吹風溫度與吹風速度,實現了1～16 kW·m-2寬范圍變熱流調節,滿足了研究變熱流、大過冷度條件下沸騰氣泡特征的目的。

(2)低溫貯箱壁面大熱流并不一定產生沸騰氣泡,液體大過冷度會抑制氣泡的出現,并影響氣泡尺寸與分布。當壁面熱流小于2 kW·m-2時,直至液體主體過冷度降至1 K時,近壁區才有氣泡產生;而當壁面熱流達到16 kW·m-2以上時,即使液體主體區過冷度超過10 K,近壁區也可能產生沸騰氣泡。此外,在所研究的熱流范圍內,沸騰氣泡主要位于近壁區,液體主體區未見沸騰發生。

(3)在大熱流下,低溫液體沿徑向的熱分層更加明顯,近壁區液氮與主體區液氮最大溫差超過6 K,當近壁區出現沸騰氣泡時,液體主體區仍維持較大過冷度。當對低溫貯箱增壓時,提高增壓氣體注入速率,加快增壓進程有利于延緩近壁區液體溫升與沸騰發生。

(4)建立了一種可預測低溫貯箱內沸騰氣泡發生邊界、液體主體區過冷度、壁面漏熱熱流間的經驗公式(4),基于該公式,可對裸壁貯箱在大熱流下是否發生推進劑沸騰提供初步的預測,有利于指導火箭貯箱絕熱方案設計。