固体火箭发动机长尾喷管传热数值模拟*

吴 川,邢国强,门 们

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 479000)



固体火箭发动机长尾喷管传热数值模拟*

吴 川,邢国强,门 们

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 479000)

为准确预示固体火箭发动机长尾喷管工作过程中的传热规律,文中采用流固耦合方法,对金属及多种非金属材料组成的长尾喷管建立了数值模型,基于Fluent计算软件对长尾喷管工作过程进行了非稳态传热数值计算。仿真结果表明,燃气对长尾喷管由内向外进行传热,但外壁面各区域温度场因内部材料不同差别较大。外壁面温度计算值与试验结果较吻合,可以为长尾喷管传热提供一种实用的计算方法。

固体火箭发动机;长尾喷管;传热;流固耦合

0 引言

固体火箭发动机作为固体导弹或航天飞行器的动力装置,其安全性非常重要。随着高能推进剂的广泛使用,燃烧室及喷管的热环境越来越恶劣,因此,对发动机结构件温度场和相应热应力场的分析与计算也显得非常重要[1-3]。对于采用长尾喷管的固体火箭发动机,热结构设计的优劣将直接影响到其外部系统(舵机)是否能正常工作。

固体火箭发动机喷管热结构传热包含复杂的热化学烧蚀、气流剥蚀和颗粒侵蚀耦合的烧蚀过程。国内在固体火箭发动机热防护结构的烧蚀传热研究还停留在理论和试验研究阶段,计算分析固体火箭发动机热防护结构的烧蚀传热问题目前还没有相对成熟的工程计算方法和软件[4-5]。对此方面进行研究的文献主要针对具体的局部结构件(如喉衬)[6-7],研究其在静态或准静态条件下的温度及应力问题,而在应用长尾喷管的发动机工程计算中更关心整个喷管在全部工作过程中的热防护问题。

文中针对固体火箭发动机长尾喷管,运用流固耦合计算方法对整个工作过程中长尾喷管的温度变化过程进行研究,揭示其传热规律,探索该方法在工程计算中应用的可行性。

1 物理模型

考虑到长尾喷管轴对称结构,采用二维轴对称模型对其进行分析计算,结构如图1所示。为准确了解发动机工作过程中喷管外壁面温升对舵机的影响,在喷管外壁面上沿轴向布置6个温度监测点,位置如图1。

图1 计算模型及监测点位置示意图

2 计算方法及边界条件

2.1 基本假设

各材料性能参数见表1。

表1 材料性能参数

作如下假设:

a)不计内壁面的烧蚀;

b)不考虑辐射传热和颗粒接触传热;

c)发动机工作压力随时间变化;

d)不计各层材料之间的接触热阻。

2.2 计算方法

固体火箭发动机内部高温燃气对固体的传热过程中,对流换热起主要作用,其对流换热系数通常由巴兹经验公式求得[8],但考虑到内部高温高压燃气流动的复杂性以及喷管内型面的变化,燃气与喷管内壁面之间的局部对流换热系数很难预测,因此文中采用流固耦合方法计算高温燃气与非金属内壁面之间的传热。此时流体与固体间的热流率由下式计算:

采用商业软件Fluent对物理模型进行耦合计算,前处理采用ICEM软件划分结构化网格,为了保证结果的精确性,在流固耦合交界面及各材料接触区域进行局部加密。

整个计算模型以及局部区域的网格划分情况如图2、图3所示。

图2 计算模型网络划分

图3 局部网络划分

根据基本假设,对喷管内部高温高压的燃气,按理想可压流动处理,湍流模型为k-ε两方程模型,近壁区采用标准壁面函数法进行修正,压力-速度耦合采用Simple算法。

2.3 边界条件

根据实际工作情况给定适当边界条件:

流体入口给定压力入口边界;出口为压力出口边界条件;喷管内型面与燃气接触表面为耦合面,采用无滑移边界条件;固体材料之间为内部壁面;固体外轮廓设置对流换热边界条件。

考虑到导弹全部工作时间,对发动机点火后160 s内喷管的传热情况进行了数值计算。由于发动机工作过程及工作结束后压力的不同,在此利用Fluent软件的自定义函数(UDF)功能对进口边界的压力-时间曲线进行了分段处理,其压力变化如图4所示。

图4 压力入口边界

3 计算结果与分析

3.1 瞬时温度分布

不同时刻的温度分布如图5所示,由仿真结果可以看出:发动机工作过程中(12 s内),燃气在收敛段中保持在3 200 K左右,经过长尾喷管中的膨胀加速过程,燃气温度逐渐降低;燃气与固体、固体与固体之间通过对流换热和热传导方式进行热量传递,由于各材料的热力学性能差异,导致各材料对应的温度分布不同,石墨喉衬导热性能好,温度上升迅速,而烧蚀层和绝热层由于导热系数相对较低,温度上升缓慢。

图5 不同时刻温度分布

发动机工作结束后(12 s后),长尾喷管内流场温度急剧下降,喉衬温度达到最高。由于喉衬所用石墨材料的热容量较大,且温度最高,与周围环境形成较大温差,因此发动机燃烧结束之后,石墨喉衬成为新的热源,以热传导和对流换热的方式向周围传递热量。石墨喉衬冷却的同时喷管外壁面温度随时间逐渐升高,点火后100 s时达到500 K左右。

3.2 监测点温度分析

长尾喷管外壁面测试点温度随时间变化的仿真结果如图6所示。

图6 监测点温度变化仿真结果

从图6中可以看出,由于非稳态传热至壁面需要一定时间,6个监测点温度在发动机点火后约12 s内保持原温度不变。之后热量传至壁面,监测点温度随时间增加逐渐上升。120 s左右时由于内部燃烧放热作用基本消失,失去了内部热源,而主要由温度较高的石墨喉衬作为新热源向外传热。故监测点温度上升趋势趋于平缓,这与非稳态导热理论结果相一致[9]。

100 s时刻最高温度约为300 ℃,位置为靠近喉衬的收敛段外壁面(监测点4);140 s时外壁面最高温度约为350 ℃,位置为监测点5,分析认为此处金属材料与烧蚀层直接接触,中间没有绝热层,虽然此位置为喷管扩张段,内壁面温度有所降低,但温度升高更快。

长尾喷管外壁面测试点温度随时间变化试验结果如图7所示。根据试验结果可见,长尾喷管在发动机工作开始后15 s左右内部高温传至外壁面,喉衬对应外壁面处温升最明显。100 s左右时外壁面最高温度增加值在200 ℃以上。

图7 监测点温度变化试验结果

仿真结果与试验数据相比,壁面温度变化曲线整体趋势相同,各监测点温度变化接近,表明计算所选用模型与实际试验时的模型相近,该方法对分析长尾喷管外壁面传热分析计算具有可行性。区别是同样时刻,仿真结果中3个监测点相对于试验结果的温度变化更高,分析认为由于仿真模型中未考虑材料的烧蚀、分解,导致仿真结果比试验结果的温度变化数值偏高。

4 结论及建议

文中以求得长尾喷管工作过程中的外壁面温度变化情况为目的,针对复杂的内型面,以流固耦合计算方法来计算喷管内表面各区域与高温燃气之间的传热,结果表明:

1)固体火箭发动机长尾喷管从发动机点火开始由高温燃气向外壁面传热,由于非金属材料传热延迟,20 s之后喷管外壁面温度开始明显升温,到100 s时温度升值在200 ℃以上。

2)由于喷管内部各材料性能参数的差异,导致外壁面温度随区域变化。而石墨材料的导热系数相对较高,喉衬对应的外壁面温度升高最大,尾部表面温度最低。

3)仿真结果与试验结果趋势基本一致,3个监测点曲线也一致,表明采用流固耦合来计算高温燃气与喷管壁面的传热计算方法可行。

4)相较于试验结果,同时刻的仿真结果中喷管外壁面温度偏高,分析认为仿真中忽略了材料的热解效应,在后续的研究中可以考虑材料高温分解对温度的影响。

[1] 陈汝训. 固体火箭发动机设计与研究 [M]. 北京: 宇航出版社, 1991: 198-200.

[2] 田四朋, 唐国金, 李道奎, 等. 固体火箭发动机喷管结构完整性分析 [J]. 固体火箭技术, 2005, 28(3): 180-183.

[3] LEMOINE L. Solid rocket nozzle thermostructural behavior: AIAA 75-1339 [R]. 1975.

[4] 张研, 齐歆, 郭建忠, 等. 基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟 [J]. 机械制造, 2013, 51(7): 27-31.

[5] KEIZERS H L J, VERAAR R G. Analysis of heat transfer in nozzles: AIAA 96-3290 [R]. 1996.

[6] 张晓光, 王长辉, 刘宇, 等. 固体火箭发动机喉衬流场及热结构耦合分析 [J]. 固体火箭技术, 2011, 34(5): 579-583.

[7] 张斌兴. 某固体火箭发动机热结构的ANSYS有限元分析 [J]. 上海航天, 2007(5): 62-64.

[8] 郑亚, 陈军, 鞠玉涛, 等. 固体火箭发动机传热学 [M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2006: 155.

[9] 杨世铭, 陶文铨. 传热学 [M]. 北京: 高等教育出版社, 2006: 123-131.

Numerical Simulation on Heat Transfer in Long-tail Nozzle of SRM

WU Chuan,XING Guoqiang,MEN Men

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

In order to accurately predict heat transfer characteristic of long-tail nozzle in solid rocket motor(SRM), a numerical model was established for the long-tail nozzle composed of metal and several non-metallic materials using fluid-solid coupling method, unsteady heat transfer was calculated for the model based on CFD code FLUENT in this paper. Numerical results show that the heat of gas transfers from inside to outside in long-tail nozzle, but regional temperature field is different in external surface because of inner materials. The analysis results show that the computation values are basically identical with testing results in external surface. The method can provide a useful and convenient method for long-tail nozzle heat transfer analysis.

solid rocket motor; long-tail nozzle; heat transfer; fluid-solid coupling

2015-06-16

吴川(1985-),男,河南周口人,工程师,硕士,研究方向:固体火箭发动机设计。

V435

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