液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室再生冷卻耦合傳熱數(shù)值研究

姬威信，孫紀(jì)國(guó)

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室再生冷卻耦合傳熱數(shù)值研究

姬威信，孫紀(jì)國(guó)

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

為了解液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室再生冷卻的換熱特點(diǎn)，采用數(shù)值模擬的方法，對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室身部燃?xì)馀c室壁間的對(duì)流、輻射換熱以及通過(guò)室壁的導(dǎo)熱、冷卻劑與冷卻通道間的對(duì)流換熱進(jìn)行了三維耦合數(shù)值計(jì)算。在計(jì)算中，假定推力室內(nèi)流動(dòng)為凍結(jié)流動(dòng)，考慮了跨臨界甲烷物性隨溫度和壓力的變化。針對(duì)某甲烷再生冷卻推力室進(jìn)行cFd計(jì)算，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；推力室；再生冷卻；耦合傳熱

0 引 言

甲烷資源豐富、價(jià)格便宜，與液氫同屬低溫推進(jìn)劑，沸點(diǎn)為-161 ℃，其維護(hù)使用條件與液氫基本相同；密度是液氫的6倍，液氧/甲烷組合具有較大的密度比沖；比熱高，是良好的冷卻劑，且無(wú)毒無(wú)污染，是航天動(dòng)力理想的燃料。與傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比，液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)兼有液氧/液氫發(fā)動(dòng)機(jī)和液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，綜合性能好，成本低、可靠性高、重復(fù)使用、維護(hù)方便，是極具發(fā)展?jié)摿Φ暮教靹?dòng)力[1]。因此，世界各主要航天大國(guó)均對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了研究[2～5]。

推力室設(shè)計(jì)和計(jì)算是液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。由于甲烷臨界溫度較高，達(dá)到190 K，而以甲烷作冷卻劑的發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻通道入口溫度較低，在冷卻通道內(nèi)甲烷處于跨臨界狀態(tài)工作，在臨界溫度附近甲烷物性變化劇烈，因而甲烷冷卻劑在發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻通道中的工作狀況十分復(fù)雜。在對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室再生冷卻身部進(jìn)行設(shè)計(jì)和熱分析時(shí)，考慮甲烷物性的變化十分必要。王亞洲[6]等研究了超臨界壓力下低溫甲烷在水平圓管中的湍流流動(dòng)和傳熱過(guò)程；康玉東[7]考慮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻通道的實(shí)際構(gòu)型研究了跨臨界甲烷的流動(dòng)換熱。

本文以Fluent作為求解器，結(jié)合用戶自定義函數(shù)和c語(yǔ)言將甲烷物性變化編譯進(jìn)計(jì)算模型，對(duì)某甲烷再生冷卻推力室進(jìn)行三維整場(chǎng)流動(dòng)與傳熱耦合數(shù)值模擬，獲得了推力室身部的流場(chǎng)和溫度場(chǎng)分布，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。

1 計(jì)算模型和數(shù)值方法

本文研究的甲烷再生冷卻推力室，由低溫氣氫（～120 K）、液氧組織燃燒，身部由甲烷進(jìn)行逆流冷卻。

由于推力室結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，計(jì)算區(qū)域取半條冷卻通道、半條肋條以及其相對(duì)應(yīng)的燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)域和冷卻劑流動(dòng)區(qū)域，如圖1所示。假定推力室內(nèi)流動(dòng)為凍結(jié)流動(dòng)，流動(dòng)工質(zhì)認(rèn)為是液氫/液氧在燃燒室中的燃燒產(chǎn)物。由于液氫/液氧燃燒產(chǎn)物的成分主要為水蒸汽，所以在推力室身部熱分析中熱輻射的成分不能忽略。故在流動(dòng)過(guò)程中，推力室身部換熱主要由燃?xì)馀c室壁間的對(duì)流、輻射換熱以及通過(guò)室壁的導(dǎo)熱，冷卻劑與冷卻通道間的對(duì)流換熱4部分組成。在計(jì)算中，燃燒產(chǎn)物假定為理想氣體混合物，熱輻射計(jì)算采用dO模型，控制方程采用N-S方程，湍流模型采用雷諾應(yīng)力模型。

圖1 計(jì)算模型

1.1 流動(dòng)換熱模型

本文采用整場(chǎng)耦合求解的方法，即把燃?xì)馀c內(nèi)壁的對(duì)流換熱、通過(guò)室壁的導(dǎo)熱以及冷卻劑與冷卻通道間的對(duì)流換熱耦合起來(lái)作為一個(gè)統(tǒng)一的傳熱過(guò)程進(jìn)行求解，各個(gè)求解域采用如下通用控制方程，即：

式中 V為速度；φ為不同求解域待求通用變量；φΓ為廣義擴(kuò)散系數(shù)；Sφ為廣義源項(xiàng)。

1.2 輻射換熱模型

本文采用dO模型求解輻射換熱方程，dO模型把沿某個(gè)方向→S上的輻射換熱方程視為一個(gè)場(chǎng)方程，這樣在能夠同時(shí)發(fā)生吸收、發(fā)射和散射的灰體介質(zhì)中，某一微元體在指定方向上的輻射換熱方程為

由于氣體輻射對(duì)波長(zhǎng)有強(qiáng)烈的選擇性，只在某些波長(zhǎng)區(qū)段內(nèi)具有輻射能力，相應(yīng)地也只在同樣的波長(zhǎng)區(qū)段內(nèi)才具有吸收能力[9]。因此，在求解輻射換熱方程時(shí)，為了考慮水蒸汽選擇性的影響，本文采用平均吸收系數(shù)法[10]，使輻射換熱方程中的參數(shù)變成全光譜的總參數(shù)。

1.3 物性計(jì)算

燃?xì)馕镄杂蓺溲跞紵裏崃τ?jì)算獲取。采用自定義函數(shù)處理冷卻劑甲烷物性變化與溫度和壓力的關(guān)系，甲烷物性由ReFpROp軟件計(jì)算獲得，圖2為計(jì)算得到的甲烷各物性參數(shù)隨溫度和壓強(qiáng)變化曲線。

圖2 甲烷物性變化

推力室內(nèi)外壁及肋片的材料物性隨溫度的變化采用分段線性插值的方法進(jìn)行處理。

1.4 數(shù)值方法及邊界條件

計(jì)算模型網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相結(jié)合的方式，由GaMBIT軟件劃分；求解器為Fluent14.5，直接對(duì)燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)、推力室內(nèi)外壁以及肋片、冷卻劑流動(dòng)區(qū)進(jìn)行整場(chǎng)耦合求解。采用SIMpLe算法處理壓力和速度的耦合關(guān)系，采用有限體積法離散控制方程，對(duì)流項(xiàng)的離散采用一階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)的離散采用二階迎風(fēng)格式。

入口邊界條件：燃?xì)饧袄鋮s劑入口均為流量入口，燃?xì)馊肟跍囟燃案鹘M分質(zhì)量分?jǐn)?shù)均由熱力計(jì)算獲得。

出口邊界條件：燃?xì)饧袄鋮s劑出口均為壓力出口邊界條件。

壁面邊界條件：用在有固體壁面的地方，分為耦合壁面和非耦合壁面。耦合壁面是指固/液、固/氣和固/固接觸的壁面，取無(wú)滑移條件，壁面粗糙度按設(shè)計(jì)要求給出；非耦合壁面是指與外界環(huán)境接觸的壁面，取絕熱邊界條件。

對(duì)稱邊界條件：包括燃?xì)獾膬蓚?cè)、冷卻通道對(duì)稱面以及推力室內(nèi)外壁的兩側(cè)壁面。

燃?xì)馊肟诩袄鋮s劑入口參數(shù)見表1、表2。

表1 燃燒室入口參數(shù)

表2 冷卻劑入口參數(shù)

2 計(jì)算結(jié)果分析

在推力室傳熱試驗(yàn)中，壁溫測(cè)點(diǎn)布置位置如圖3所示。

圖3 壁溫測(cè)點(diǎn)布置示意

作為驗(yàn)證，將cFd計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較，其中試驗(yàn)測(cè)得冷卻通道壓降為1.48 Mpa，甲烷溫升為86.7 K，計(jì)算所得冷卻通道壓降為1.52 Mpa，甲烷溫升為97.5 K。相對(duì)于實(shí)驗(yàn)值，甲烷冷卻通道壓降實(shí)驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果偏差在2.7%，甲烷溫升偏差為12.4%。圖4為氣壁溫的計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比結(jié)果。

圖4 氣壁溫計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

由圖4可知，推力室身部?jī)?nèi)壁氣壁溫度分布在圓柱段，頭部較高、尾部較低，喉部溫度可達(dá)到720 K，這主要是由于在喉部附近熱流密度大（見圖5）、換熱效果強(qiáng)導(dǎo)致。

圖5 氣壁面熱流密度變化

由于本文計(jì)算模型未考慮推力室正常工作時(shí)燃料及氧化劑從噴注器噴出后的化學(xué)反應(yīng)過(guò)程以及它們?cè)诖诉^(guò)程中還起到一定的冷卻作用，所以沿燃?xì)忭樍鞣较?，熱流密度先有微幅下降，然后在推力室圓柱段基本平穩(wěn)維持在18 MW/m2左右，在喉部附近發(fā)生突變并出現(xiàn)峰值，最大熱流密度約為71 MW/m2；相對(duì)于實(shí)驗(yàn)結(jié)果，cFd計(jì)算所得氣壁溫略低于試驗(yàn)測(cè)得值，原因是推力室身部氣壁附近溫度梯度較大，且內(nèi)壁較薄，準(zhǔn)確測(cè)量難度較大。圖6為液壁溫計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比。

圖6 液壁溫計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

由圖6可以看出，推力室身部?jī)?nèi)壁液壁溫度計(jì)算值略大于實(shí)驗(yàn)測(cè)得結(jié)果，這主要是由于液壁溫的測(cè)點(diǎn)深度在加工時(shí)難以準(zhǔn)確定位。為了防止把盲孔打穿，在加工時(shí)均偏保守，即距內(nèi)壁燃?xì)獗诿娴木嚯x比要求值偏大，而在身部銅內(nèi)壁薄層內(nèi)存在較大的溫度梯度，導(dǎo)致大部分液壁溫的試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果比計(jì)算結(jié)果偏低。從圖6中還可以看出，推力室身部?jī)?nèi)壁液壁溫的分布規(guī)律與氣壁溫相似，沿冷卻劑順流方向，壁溫逐漸升高，喉部附近最高溫約為600 K，其后隨著冷卻劑溫度的升高，甲烷換熱能力減弱，壁溫在推力室圓柱段又逐漸上升。圖7為冷卻劑溫度計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比。從圖7可知，由于在冷卻通道中甲烷冷卻劑溫度分層現(xiàn)象較為突出且未考慮燃燒室頭部面板冷卻，導(dǎo)致冷卻劑中心處測(cè)點(diǎn)所測(cè)得結(jié)果偏大于計(jì)算值，而出口處冷卻劑溫度計(jì)算值比試驗(yàn)測(cè)得結(jié)果偏高，數(shù)值計(jì)算溫升比試驗(yàn)溫升偏大約12%。圖8為甲烷冷卻劑喉部溫度分層現(xiàn)象。

圖7 冷卻劑溫度計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

由圖8可知，冷卻通道中心與靠近壁面處冷卻劑溫度分布并不均勻，靠近內(nèi)壁及肋壁區(qū)域冷卻劑溫度高于冷卻通道中心區(qū)域的冷卻劑溫度；在喉部，甲烷冷卻劑徑向溫差達(dá)到90 K，周向溫差約20 K。

由冷卻通道壓力分布cFd計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖9所示。由圖9可知，甲烷冷卻劑沿程壓力分布的數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果非常接近，冷卻通道壓降計(jì)算值與測(cè)得結(jié)果偏差不到3%，吻合較好。

圖9 冷卻通道壓力計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

3 結(jié) 論

本文對(duì)甲烷再生冷卻推力室身部進(jìn)行了三維整場(chǎng)流動(dòng)及傳熱耦合數(shù)值模擬，結(jié)論如下：

a）采用雷諾應(yīng)力湍流模型、dO輻射模型并考慮冷卻劑甲烷物性隨壓力和溫度的變化，通過(guò)三維流固耦合數(shù)值模擬的方法，研究了甲烷再生冷卻推力室身部的換熱規(guī)律，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好；

b）由于甲烷在臨界溫度附近物性變化劇烈，推力室圓柱段換熱效果較差，壁溫較高，在對(duì)甲烷冷卻通道進(jìn)行流動(dòng)換熱研究時(shí)，必須考慮甲烷物性的變化；

c）甲烷冷卻劑在冷卻通道中存在明顯的溫度分層現(xiàn)象，在進(jìn)行甲烷冷卻劑溫度的相關(guān)試驗(yàn)測(cè)量及模擬計(jì)算時(shí)應(yīng)充分考慮溫度分層的影響。

[1] 喬桂玉, 王維彬. 可重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[c]. 中國(guó)航空學(xué)會(huì)動(dòng)力分會(huì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)委員會(huì)2008年會(huì)議論文集, 2008.

[2] Sedano N M. LOX/Methane rocket engine research and development[R]. aIaa 2006-4312, 2006.

[3] Francesco B, et al. Supercritical methane heat transfer modeling in rocket engine cooling channels[R]. aIaa 2013-3995, 2013.

[4] Takao M, et al. Hot-firing test of methane-fueled rocket engine under high altitude condition[R]. aIaa 2013-4056, 2013.

[5] Melcher J c, Morehead R L. combustion stability characteristics of the project morpheus liquid Oxygen /liquid methane main engine[R]. aIaa 2014-3681, 2014.

[6] 王亞洲, 華益新等. 超臨界壓力下低溫甲烷的湍流傳熱數(shù)值研究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2010, 31(4): 606-611.

[7] 康玉東, 孫冰. 再生冷卻通道跨臨界甲烷流動(dòng)傳熱研究[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 5(11): 2493-2497.

[8] 余其錚. 輻射換熱基礎(chǔ)[M]. 北京: 高等教育出版社, 1990.

[9] 楊世銘, 陶文銓. 傳熱學(xué)（第四版）[M]. 北京: 高等教育出版社, 2006. [10] 李軍偉, 劉宇. 三維數(shù)值模擬再生冷卻噴管的換熱[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2005, 26(2):111-115.

Numerical Simulation of Regenerative Cooling Conjugate Heat Transfer of LOX/Methane Rocket Engine Thrust Chamber

Ji Wei-xin, Sun Ji-guo
(Beijing aerospace propulsion Institute, Beijing, 100076)

study the characteristic of regenerative cooling heat transfer of the LOX/Methane rocket engine thrust chamber, three-dimensional convection, radiation heat transfer between the hot gas and the wall, heat conduction through the wall, convection between coolant and cooling channel of liquid rocket engine thrust chamber were numerically investigated. during the calculation, suppose the fluid of the thrust chamber is frozen flow and consider the changes of thermophysical properties of the trans-critical cH4with both temperature and pressure. This paper calculates a methane regenerative cooled thrust chamber by cFd, the simulation results were matched well with experimental data.

Liquid rocket engine; Thrust chamber; Regenerative cooling; conjugate heat transfer

V434

a

1004-7182(2016)01-0057-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160113

2015-01-19；

2015-09-19

姬威信（1989-），男，助理工程師，主要從事液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室熱分析方向的研究