高低燃温组合推进剂下喷管壁面温度边界层影响规律*

张　明,杨绪印,吴　秋

(中国航天科技集团第四研究院第41研究所,西安　710025)



高低燃温组合推进剂下喷管壁面温度边界层影响规律*

张明,杨绪印,吴秋

(中国航天科技集团第四研究院第41研究所,西安710025)

摘要:为了获得高低燃温组合推进剂下喷管温度边界层的影响规律,建立了四个物理模型,通过使用不同的低燃温推进剂、不同的质量分数来分析低燃温燃气对喷管温度边界层的影响。结果显示,在靠近喷管喉衬位置喷入低燃温燃气时,仅需少量低燃温推进剂就能很好的降低喷管表面边界层的温度;而在远离喷管喉衬部位时,即使使用较大的质量分数,喷管边界层的降温效果也不明显。喷管温度边界层的降低受低燃温燃气温度、质量分数、低燃温燃气进口位置以及进口直径影响。

关键词:高低燃温组合推进剂;温度边界层;喷管喉衬

0引言

固体火箭发动机喷管工作环境极其恶劣,其中一个重要的原因就是高温燃气的侵蚀,目前还没有一种材料能完全抵抗如此高温条件,由于高温燃气冲刷速度快,导致了喷管壁面材料的大量消耗。高温燃气中含有一定量的氧化组分,如H2O,CO2,OH等,它们在高温条件下与喷管壁面材料发生化学反应,加快了壁面材料的烧蚀,减小了发动机的推力与燃烧室的压强,最终大大降低了长时间工作的发动机性能[1-4]。

在喷管烧蚀分析中,主要分为热化学烧蚀和机械烧蚀[5-6],多数人认为热化学烧蚀在喷管烧蚀过程中起主要作用[7-8],为了能有效地降低喉衬烧蚀,文中使用一个新的思路,通过高低燃温组合推进剂来降低喷管壁面附近的燃气温度[1],最终获得高低燃温组合推进剂降低喷管边界层温度的影响规律。Daniele Bianchi等人开展过喷管入口对烧蚀的影响,得到了喷管入口长度对烧蚀的影响不是线性关系[9]。国外对于高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的研究报道也很少,关于低温燃气降低喷管温度边界层的影响规律还未见报道,国内也还没有这方面相关报道。文中通过使用不同的计算模型、不同种类低燃温推进剂、不同的高低燃温质量分数以及不同喷管收敛半角来分析低燃温燃气对壁面边界层温度的降低规律。

1计算模型

文中的计算模型有4个,分别记为1#,2#,3#,4#,4个发动机喷管的收敛半角、喷管喉径以及扩张半角完全相同,收敛半角为45°,喷管喉径为Φ40 mm,喷管扩张半角为16°,喷管出口直径为Φ87.6 mm。1#、2#、3#和4#发动机的低燃温燃气进口直径分别为Φ50 mm、Φ60 mm、Φ100 mm和Φ140 mm,燃烧室压强均为5 MPa,高燃温推进剂燃气温度为3 600 K,三种低燃温推进剂燃气温度分别为1 000 K、1 400 K和1 800 K,燃气总流量均为0.5 kg,为了能详细分析喷管边界层温度降低的原因,每种低燃温推进剂的质量分数分别为0%,2%,5%,8%,10%。几何模型见图1～图4。

图1　1#发动机二维几何图

图2　2#发动机二维几何图

图3　3#发动机二维几何图

图4　4#发动机二维几何图

2流场计算结果

由于在文中需要探索的是壁面边界层温度随低燃温推进剂质量分数和低温燃气进气口与喷管喉部距离的变化规律,故在计算过程中,设置壁面为绝热壁面,流动过程中涉及高低燃温推进剂燃气的掺混,控制方法为有限体积法,湍流模型采用Realizablek-ε两方程模型。为了计算能较精确获得边界层温度变化,需要对几何边界层进行网格加密,如图5,2#、3#、4#发动机网格与1#类似,第一层边界层厚度为0.04 mm。为了在低燃温燃气进口添加边界层,将发动机切割成两个体进行装配,两个体之间的面采用交互面进行数据传递。

图5　1#发动机网格划分

图6列出了1#发动机含1 000 K低燃温推进剂、不同质量分数下的喷管沿壁面的温度分布,从图中可以看出,使用低燃温推进剂能大幅度降低喷管壁面温度,但加大低燃温推进剂质量分数时,壁面温度降低幅度却很小,在使用燃气温度为1 400 K和1 800 K的低燃温推进剂时计算结果也是如此。

图6　1#发动机含1 000 K低燃温推进剂下喷管壁面温度曲线

图7给出了使用不同低燃温推进剂下,2%的质量分数时喷管壁面的温度曲线,可以看出,低燃温推进剂的燃气温度越高,喷管的壁面温度越高。

图7　1#发动机含2%低燃温推进剂下喷管壁面温度曲线

表1～表4给出了在不同低燃温推进剂、不同质量分数下不同模型喷管喉部的温度。图8给出了在使用2%不同低燃温推进剂下,四个发动机喷管喉衬的温度。图中横坐标表示低燃温燃气进口距离喷管喉衬的水平距离,其中1#发动机为11.3 mm,2#发动机为16.3 mm,3#发动机为36.3 mm,4#发动机为56.3 mm。

表1　1#发动机喷管喉部温度　K

表2　2#发动机喷管喉部温度　K

表3　3#发动机喷管喉部温度　K

表4　4#发动机喷管喉部温度　K

图8　低燃温燃气进口与喉部水平距离和喉部温度曲线图(2%时)

从表和图中可以看出,当低燃温进气口距离喷管喉部越近时,低燃温推进剂对喷管喉部的降温效果就越好;当使用燃气温度越低的低燃温推进剂时,喷管喉衬温度降低就越大;当低燃温进气口距离喷管喉部越远时,低燃温燃气的温度对喷管喉部温度的影响越小。

3结论

1)高低燃温组合推进剂的使用,能有效降低喷管喉部壁面温度,低燃温推进剂燃气温度越低,壁面温度降幅越大;

2)在使用相同低燃温推进剂下,当低燃温燃气进口离喷管越近,所需要的低燃温推进剂含量越少,当距离近到一定程度时,增加低燃温推进剂含量,对降低喉部温度影响不大;当低燃温燃气进口离喉部越远,喉部的降温幅度越小,即使增加低燃温推进剂含量降温幅度也不明显。

参考文献:

[1]陈林泉, 毛根旺, 陈军涛. 采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究 [J]. 固体火箭技术, 2008, 31(6): 599-601.

[2]ACHARYA R, KUO K K. Graphite rocket nozzle erosion rate reduction by boundary layer control using ablative materials: AIAA 2007-782 [R]. 2007.

[3]THAKRE Piyush, YANG Vigor. Chemical erosion of carbon-carbon/graphite nozzles in solid-propellant rocket motors [J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(4): 822-833.

[4]EVANS Brian, KUO Kenneth K, BOYD Eric, et al. Comparison of nozzle throat erosion behavior in a solid-propellant rocket motor and a simulator: AIAA 2009-5421 [R]. 2009.

[5]黄海明, 杜善义, 吴林志, 等. C/C复合材料烧蚀性能分析 [J]. 复合材料学报, 2001, 18(3): 76-80.

[6]张红波, 尹健, 熊翔, 等. C/C复合材料烧蚀性能的研究进展 [J]. 材料导报, 2005, 19(7): 97-99.

[7]BIANCHI Daniele, NASUTI Francesco, MARTELLI Emanuele. Coupled analysis of flow and surface ablation in carbon-carbon rocket nozzles [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2009, 46(3): 492-500.

[8]BIANCHI Daniele, TURCHI Alessandro, NASUTI Francesco, et al. Coupled CFD analysis of thermochemical erosion and unsteady heat conduction in solid rocket nozzles: AIAA 2012-4318 [R]. 2012.

[9]BIANCHI Daniele, NASUTI Francesco. Navier-stokes simulation of graphite nozzle erosion under a wide range of pressure conditions: AIAA 2011-6134 [R]. 2011.

*收稿日期:2015-03-25

作者简介:张明(1983-),男,陕西延安人,硕士,研究方向:固体火箭发动机装药及总体技术。

中图分类号:TJ760.2

文献标志码:A

Temperature Boundary Layer in Nozzle Wall with High and Low Burning Temperature Combined Propellant

ZHANG Ming,YANG Xuyin,WU Qiu

(The 41st Institute of the Fourth Academy， CASC, Xi’an 710025, China)

Abstract:In order to obtain the law of temperature boundary layer in nozzle wall with high and low burning temperature combined propellant, four physical models were put forward in this paper. Different low burning temperature propellant and mass fraction were used to analyze the influence of low temperature gas on temperature boundary layer of nozzle wall. The calculation result shows that just a little mass of low burning temperature propellant can effectively reduce the temperature of nozzle wall when the low temperature gas is injected close to the nozzle throat. The effect is not obvious when the injecting position is far away form the nozzle throat. There is close relationship between reduction of temperature in nozzle wall and these factors which include temperature of low burning temperature propellant gas, mass fraction, the location of injecting inlet and injecting inlet diameter.

Keywords:high and low temperature combined propellant; temperature bounder layer; nozzle throat