固體火箭發(fā)動機長尾噴管傳熱數(shù)值模擬*

吳 川,邢國強,門 們

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 479000)

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固體火箭發(fā)動機長尾噴管傳熱數(shù)值模擬*

吳 川,邢國強,門 們

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 479000)

為準(zhǔn)確預(yù)示固體火箭發(fā)動機長尾噴管工作過程中的傳熱規(guī)律,文中采用流固耦合方法,對金屬及多種非金屬材料組成的長尾噴管建立了數(shù)值模型,基于Fluent計算軟件對長尾噴管工作過程進行了非穩(wěn)態(tài)傳熱數(shù)值計算。仿真結(jié)果表明,燃氣對長尾噴管由內(nèi)向外進行傳熱,但外壁面各區(qū)域溫度場因內(nèi)部材料不同差別較大。外壁面溫度計算值與試驗結(jié)果較吻合,可以為長尾噴管傳熱提供一種實用的計算方法。

固體火箭發(fā)動機;長尾噴管;傳熱;流固耦合

0 引言

固體火箭發(fā)動機作為固體導(dǎo)彈或航天飛行器的動力裝置,其安全性非常重要。隨著高能推進劑的廣泛使用,燃燒室及噴管的熱環(huán)境越來越惡劣,因此,對發(fā)動機結(jié)構(gòu)件溫度場和相應(yīng)熱應(yīng)力場的分析與計算也顯得非常重要[1-3]。對于采用長尾噴管的固體火箭發(fā)動機,熱結(jié)構(gòu)設(shè)計的優(yōu)劣將直接影響到其外部系統(tǒng)(舵機)是否能正常工作。

固體火箭發(fā)動機噴管熱結(jié)構(gòu)傳熱包含復(fù)雜的熱化學(xué)燒蝕、氣流剝蝕和顆粒侵蝕耦合的燒蝕過程。國內(nèi)在固體火箭發(fā)動機熱防護結(jié)構(gòu)的燒蝕傳熱研究還停留在理論和試驗研究階段,計算分析固體火箭發(fā)動機熱防護結(jié)構(gòu)的燒蝕傳熱問題目前還沒有相對成熟的工程計算方法和軟件[4-5]。對此方面進行研究的文獻主要針對具體的局部結(jié)構(gòu)件(如喉襯)[6-7],研究其在靜態(tài)或準(zhǔn)靜態(tài)條件下的溫度及應(yīng)力問題,而在應(yīng)用長尾噴管的發(fā)動機工程計算中更關(guān)心整個噴管在全部工作過程中的熱防護問題。

文中針對固體火箭發(fā)動機長尾噴管,運用流固耦合計算方法對整個工作過程中長尾噴管的溫度變化過程進行研究,揭示其傳熱規(guī)律,探索該方法在工程計算中應(yīng)用的可行性。

1 物理模型

考慮到長尾噴管軸對稱結(jié)構(gòu),采用二維軸對稱模型對其進行分析計算,結(jié)構(gòu)如圖1所示。為準(zhǔn)確了解發(fā)動機工作過程中噴管外壁面溫升對舵機的影響,在噴管外壁面上沿軸向布置6個溫度監(jiān)測點,位置如圖1。

圖1 計算模型及監(jiān)測點位置示意圖

2 計算方法及邊界條件

2.1 基本假設(shè)

各材料性能參數(shù)見表1。

表1 材料性能參數(shù)

作如下假設(shè):

a)不計內(nèi)壁面的燒蝕;

b)不考慮輻射傳熱和顆粒接觸傳熱;

c)發(fā)動機工作壓力隨時間變化;

d)不計各層材料之間的接觸熱阻。

2.2 計算方法

固體火箭發(fā)動機內(nèi)部高溫燃氣對固體的傳熱過程中,對流換熱起主要作用,其對流換熱系數(shù)通常由巴茲經(jīng)驗公式求得[8],但考慮到內(nèi)部高溫高壓燃氣流動的復(fù)雜性以及噴管內(nèi)型面的變化,燃氣與噴管內(nèi)壁面之間的局部對流換熱系數(shù)很難預(yù)測,因此文中采用流固耦合方法計算高溫燃氣與非金屬內(nèi)壁面之間的傳熱。此時流體與固體間的熱流率由下式計算:

采用商業(yè)軟件Fluent對物理模型進行耦合計算,前處理采用ICEM軟件劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,為了保證結(jié)果的精確性,在流固耦合交界面及各材料接觸區(qū)域進行局部加密。

整個計算模型以及局部區(qū)域的網(wǎng)格劃分情況如圖2、圖3所示。

圖2 計算模型網(wǎng)絡(luò)劃分

圖3 局部網(wǎng)絡(luò)劃分

根據(jù)基本假設(shè),對噴管內(nèi)部高溫高壓的燃氣,按理想可壓流動處理,湍流模型為k-ε兩方程模型,近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法進行修正,壓力-速度耦合采用Simple算法。

2.3 邊界條件

根據(jù)實際工作情況給定適當(dāng)邊界條件:

流體入口給定壓力入口邊界;出口為壓力出口邊界條件;噴管內(nèi)型面與燃氣接觸表面為耦合面,采用無滑移邊界條件;固體材料之間為內(nèi)部壁面;固體外輪廓設(shè)置對流換熱邊界條件。

考慮到導(dǎo)彈全部工作時間,對發(fā)動機點火后160 s內(nèi)噴管的傳熱情況進行了數(shù)值計算。由于發(fā)動機工作過程及工作結(jié)束后壓力的不同,在此利用Fluent軟件的自定義函數(shù)(UDF)功能對進口邊界的壓力-時間曲線進行了分段處理,其壓力變化如圖4所示。

圖4 壓力入口邊界

3 計算結(jié)果與分析

3.1 瞬時溫度分布

不同時刻的溫度分布如圖5所示,由仿真結(jié)果可以看出:發(fā)動機工作過程中(12 s內(nèi)),燃氣在收斂段中保持在3 200 K左右,經(jīng)過長尾噴管中的膨脹加速過程,燃氣溫度逐漸降低;燃氣與固體、固體與固體之間通過對流換熱和熱傳導(dǎo)方式進行熱量傳遞,由于各材料的熱力學(xué)性能差異,導(dǎo)致各材料對應(yīng)的溫度分布不同,石墨喉襯導(dǎo)熱性能好,溫度上升迅速,而燒蝕層和絕熱層由于導(dǎo)熱系數(shù)相對較低,溫度上升緩慢。

圖5 不同時刻溫度分布

發(fā)動機工作結(jié)束后(12 s后),長尾噴管內(nèi)流場溫度急劇下降,喉襯溫度達到最高。由于喉襯所用石墨材料的熱容量較大,且溫度最高,與周圍環(huán)境形成較大溫差,因此發(fā)動機燃燒結(jié)束之后,石墨喉襯成為新的熱源,以熱傳導(dǎo)和對流換熱的方式向周圍傳遞熱量。石墨喉襯冷卻的同時噴管外壁面溫度隨時間逐漸升高,點火后100 s時達到500 K左右。

3.2 監(jiān)測點溫度分析

長尾噴管外壁面測試點溫度隨時間變化的仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 監(jiān)測點溫度變化仿真結(jié)果

從圖6中可以看出,由于非穩(wěn)態(tài)傳熱至壁面需要一定時間,6個監(jiān)測點溫度在發(fā)動機點火后約12 s內(nèi)保持原溫度不變。之后熱量傳至壁面,監(jiān)測點溫度隨時間增加逐漸上升。120 s左右時由于內(nèi)部燃燒放熱作用基本消失,失去了內(nèi)部熱源,而主要由溫度較高的石墨喉襯作為新熱源向外傳熱。故監(jiān)測點溫度上升趨勢趨于平緩,這與非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱理論結(jié)果相一致[9]。

100 s時刻最高溫度約為300 ℃,位置為靠近喉襯的收斂段外壁面(監(jiān)測點4);140 s時外壁面最高溫度約為350 ℃,位置為監(jiān)測點5,分析認為此處金屬材料與燒蝕層直接接觸,中間沒有絕熱層,雖然此位置為噴管擴張段,內(nèi)壁面溫度有所降低,但溫度升高更快。

長尾噴管外壁面測試點溫度隨時間變化試驗結(jié)果如圖7所示。根據(jù)試驗結(jié)果可見,長尾噴管在發(fā)動機工作開始后15 s左右內(nèi)部高溫傳至外壁面,喉襯對應(yīng)外壁面處溫升最明顯。100 s左右時外壁面最高溫度增加值在200 ℃以上。

圖7 監(jiān)測點溫度變化試驗結(jié)果

仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)相比,壁面溫度變化曲線整體趨勢相同,各監(jiān)測點溫度變化接近,表明計算所選用模型與實際試驗時的模型相近,該方法對分析長尾噴管外壁面?zhèn)鳠岱治鲇嬎憔哂锌尚行?。區(qū)別是同樣時刻,仿真結(jié)果中3個監(jiān)測點相對于試驗結(jié)果的溫度變化更高,分析認為由于仿真模型中未考慮材料的燒蝕、分解,導(dǎo)致仿真結(jié)果比試驗結(jié)果的溫度變化數(shù)值偏高。

4 結(jié)論及建議

文中以求得長尾噴管工作過程中的外壁面溫度變化情況為目的,針對復(fù)雜的內(nèi)型面,以流固耦合計算方法來計算噴管內(nèi)表面各區(qū)域與高溫燃氣之間的傳熱,結(jié)果表明:

1)固體火箭發(fā)動機長尾噴管從發(fā)動機點火開始由高溫燃氣向外壁面?zhèn)鳠?由于非金屬材料傳熱延遲,20 s之后噴管外壁面溫度開始明顯升溫,到100 s時溫度升值在200 ℃以上。

2)由于噴管內(nèi)部各材料性能參數(shù)的差異,導(dǎo)致外壁面溫度隨區(qū)域變化。而石墨材料的導(dǎo)熱系數(shù)相對較高,喉襯對應(yīng)的外壁面溫度升高最大,尾部表面溫度最低。

3)仿真結(jié)果與試驗結(jié)果趨勢基本一致,3個監(jiān)測點曲線也一致,表明采用流固耦合來計算高溫燃氣與噴管壁面的傳熱計算方法可行。

4)相較于試驗結(jié)果,同時刻的仿真結(jié)果中噴管外壁面溫度偏高,分析認為仿真中忽略了材料的熱解效應(yīng),在后續(xù)的研究中可以考慮材料高溫分解對溫度的影響。

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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

吳川(1985-),男,河南周口人,工程師,碩士,研究方向:固體火箭發(fā)動機設(shè)計。

V435

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