绝热层长度对喉栓发动机径向传热影响研究

娄永春，赵 志，赵 瑜，马新建，温雄飞

(上海航天动力技术研究所，上海 201109)

0 引言

固体火箭发动机内各个结构都有相应的工作温度要求,结构温度过高会导致材料性能下降甚至发生失效,影响发动机工作性能。喉栓式发动机为了实现调节推力,提高飞行器机动能力[1]的目的,在喷管喉部添加可移动的喉栓来改变喉部面积[2]。根据喉栓运动方向与发动机轴线是否重合,又分为同轴喉栓发动机和非同轴喉栓发动机两种,二者均通过在喉栓外侧添加绝热层实现热防护。但在试验中发现,绝热层长度与其热防护效果并不是正相关关系,过长的绝热层反而会降低喉栓热防护效果。

国外对喉栓发动机喷管流动传热的研究起步较早,已形成较为成熟的理论和试验方法[3-4]。国内的相关研究尚在起步阶段,有多个科研单位和高校院所,借助数值仿真技术和样机试验,展开深入研究[5-6]。西北工业大学的李娟[7]、周战锋等[8]对同轴式喉栓发动机的推力、喉栓烧蚀特性进行了相关研究,唐金兰等[9]对非同轴式喉栓发动机建立了三维模型,模拟喷管内流场,北京理工大学的王佳兴等[10]重点分析了喉栓发动机压强响应问题。

针对喉栓式喷管的流动传热研究,关注于主流燃气与喉栓结构,对移动构件喉栓和固定构件绝热层之间的狭缝,多是将其简化甚至省略[11-12],不考虑其中的燃气流动。这种省略在结构对称的同轴喉栓发动机中影响较小,因为喉栓四周压强分布均匀,狭缝近似为流动滞止区。但在结构不对称的非同轴喉栓发动机中,喉栓四周压强分布不均匀,燃气流动更为复杂,不可简化忽略。为了得到非同轴喉栓发动机喉栓与绝热层之间狭缝内的燃气流动规律,文中建立不同绝热层长度的系列三维模型,通过数值仿真方法,分析绝热层长度对流场和喉栓结构温度的影响,帮助预测结构温度变化。

1 计算模型

非同轴喉栓发动机的物理模型如图1所示,图1(a)为二分之一的三维模型,图1(b)为对称面截面,其中绝热层为固定构件,初始长度l为20 mm,中间的喉栓可以沿轴线移动,改变喉部通气面积。为了实现喉栓的移动,喉栓和绝热层之间存在狭缝,如图1(c)所示,其宽度为0.3 mm,发动机正常工作时,燃气会进入狭缝,为结构带来热量。

图1 喉栓发动机简图Fig.1 Schematic diagram of throat plug engine

为了分析不同绝热层长度条件下,非同轴喉栓发动机喉栓与绝热层狭缝内的燃气流动规律,比较绝热层热防护效果,针对绝热层长度l设置了系列工况,具体长度如表1所示。考虑到喉栓发动机实际工作时长,选择发动机工作3 s后的结构温度分布进行对比分析。

表1 不同工况绝热层长度Table 1 Insulation layer length under different working conditions

计算使用商业软件Fluent,模型使用四边形网格,主体尺度为0.2 mm,狭缝及周边区域的网格进行了加密处理,网格尺度为0.01 mm。不考虑发动机的烧蚀,多相流动等次要因素[13],使用压力基Coupled算法,湍流模型采用标准k-ε模型。针对狭缝两侧边界距离较小的特点,同时考虑热辐射的影响,辐射模型使用S2S模型,以更好地模拟狭缝两边壁面的热量传递[14]。仿真过程先开展不考虑对流换热的准稳态流场计算,再开展考虑热辐射,非稳态的流动和传热耦合计算[15]。

为简化计算,发动机燃气设定为单一理想气体,主要燃气参数如表2所示。喉栓及其周边的绝热层均使用耐烧蚀的碳化硅材料,所选材料的定压比热容为800 J/(kg·K),导热系数为2.5 W/(m·K),密度为1 760 kg/m3。

表2 主要设计参数Table 2 Main design parameters

2 结果与讨论

2.1 喉栓附近流场影响分析

如图2所示,在喉栓长度未增长,即绝热层长度l为20 mm工况,喉栓与绝热层之间狭缝的上方入口处平均压强为8.937 MPa,下方入口处平均压强为8.821 MPa。随着喉栓外绝热层长度的增加,喉栓上方燃气主流的通道横截面积减小,亚音速燃气的压力随之减小[16],这种变化在喉栓上半部分较为明显,在喉栓下半部分,由于存在流动滞止区域,此处的压力下降幅度并不明显(小于2%)。当喉栓绝热层长度为24 mm时,狭缝的上方入口处平均压强为8.645 MPa,下方入口处平均压强为8.767 MPa。当喉栓绝热层长度为27 mm时,狭缝的上方入口处平均压强为8.193 MPa,下方入口处平均压强为8.673 MPa,压差约为0.5 MPa。综合数值计算结果分析可知,对于当前模型,随着喉栓绝热层的增加,狭缝上下方入口的压差经历了由正到负的反转过程。

图2 压力云图Fig.2 Pressure contour

图3是t=3 s时,典型工况条件下,狭缝内燃气的速度矢量图。从图中可以看到,虽然狭缝深处是密闭的,燃气无法流出,但狭缝内仍有明显的燃气流动现象,这种流动是以环绕喉栓流动的形式发生,并通过流动传热给喉栓带来了大量热量。在狭缝内,燃气从上方和下方入口同时进入狭缝,受到狭缝深处滞止区高压影响,各自向狭缝中间部分转向,并且二者在中间汇聚后再转向流出狭缝,形成上下双侧绕流。

图3 速度矢量Fig.3 Velocity vector diagram

上下方气流的汇聚位置与狭缝上下方的压强有关,对于绝热层长度为20 mm工况,上方入口压强大于下方入口,狭缝内上半部分的燃气流动强于下半部分,两股燃气汇聚的位置靠近狭缝下方。随着绝热层长度的增加,狭缝上方入口的压强比下方入口处下降更加明显,从而使得上下压强逐渐接近,在24 mm工况时,狭缝上下方入口处的压强已经基本相同(压差约为0.1 MPa),此时狭缝内气流流动速度降低,气流汇聚位置也在狭缝中间位置。之后上方压强继续降低,上下压差发生逆转,下方气体流动持续增强,燃气汇聚点的位置也在不断升高。特别的,在绝热层长度27 mm工况时,狭缝下方入口压强比上方入口高0.5 MPa,从而导致下方进入的气流强度增加到将汇聚点升高至上方入口,上方入口处不再有明显的燃气进入,完全变成了气流出口,形成单侧绕流,狭缝内的燃气流速达到最大。

2.2 喉栓结构温度影响分析

流动传热过程中,对流换热系数与燃气流速息息相关,而对流换热系数又与热流密度的大小有直接联系。典型工况条件下喉栓表面的热流密度云图如图4所示,可以看到,其中热流密度较高的区域与图3中燃气速度较大的区域基本重合。20 mm工况和24 mm工况在上下方气流汇聚点附近存在高热流密度区域,但该区域范围较小,且随着时间不断变化,并未在喉栓表面引起明显的高温区域。20 mm,24 mm,27 mm三个工况中,喉栓表面的平均热流密度分别为1.21×106W/m2,1.13×106W/m2和1.29×106W/m2。

图4 热通量云图Fig.4 Heat flux contour

上方和下方入口同时进入狭缝,受到狭缝深处滞止区高压影响,各自向狭缝中间部分转向,并且二者在中间汇聚后再转向流出狭缝。

图5给出了t=3 s时喉栓的对称面上的温度分布情况,温度取值范围是300～1 500 K。

图5 结构温度云图Fig.5 Temperature contour

在绝热层保持原始长度20 mm时,狭缝内上方燃气流速大于下方,喉栓上半部分温度较高,下半部分温度较低,随着绝热层长度的增加,喉栓上半部分的温度逐渐降低,下半部分的温度在逐渐升高,对于27 mm的工况,由于狭缝上下入口压差较大,内部燃气绕流现象明显,流动传热更强,导致上下两侧均有较高温度。

其中绝热层长度为22 mm的工况,和相关试验结果得到的喉栓温度分布情况保持一致,均是喉栓上半部分温度较高,下半部分温度较低,后续试验中将绝热层长度改为23 mm,喉栓温度降低,成功达到预期效果。

作为移动构件的喉栓,其内部结构复杂,部分靠近轴心位置的结构,所使用的材料可承受温度较低,因此需要对喉栓轴心处的温度重点关注。图6给出了t=3 s时喉栓的轴线上的温度分布情况,喉栓结构从原点开始,喉栓头在32 mm处,在不同绝热层条件下,当距离超过2 mm后,轴线上的温度保持一致,但在小于25 mm的部分,则呈现出随着绝热层长度的增加,温度先降低,后升高的趋势,其中23 mm工况的温度最低,27 mm工况的温度最高,最大温差接近100 K。仿真结果验证了绝热层长度与其热防护效果并不是正相关关系,过长的绝热层反而会降低热防护效果。

图6 t=3 s时喉栓轴线上的温度分布Fig.6 Throat plug axial temperature when t=3 s

3 结论

文中对非同轴喉栓发动机狭缝内燃气流动传热进行了研究,得到结论为:

1)绝热层与喉栓之间的狭缝内存在燃气环绕喉栓流动的现象,这种流动会持续将主流的高温燃气代入狭缝内部。

2)绝热层增长,主流燃气通道面积减小,压强降低,狭缝上方入口压强降低,而下方入口靠近流动滞止区,压强下降幅度低于上方入口。根据流场仿真结果,当绝热层增长7 mm时,上方入口压强降低0.74 MPa,下方入口压强仅降低0.15 MPa,二者存在明显差距。

3)绝热层与喉栓之间狭缝内燃气绕流有两种流动形式,当狭缝上下入口处压强差小于0.5 MPa时,为上下入口同时进气的双侧绕流形式,压差超过0.5 MPa时,为单侧进气单侧出气的单侧绕流形式。根据传热仿真结果,单侧绕流形式下,狭缝内流动传热更强,喉栓轴心温度比双侧绕流形式下高100 K。