固體火箭燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱過(guò)程的CFD分析*

王 健,阮文俊,王 浩,張 磊

(南京理工大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院,江蘇南京210094)

固體火箭燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱過(guò)程的CFD分析*

王 健,阮文俊,王 浩,張 磊

(南京理工大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院,江蘇南京210094)

固體火箭燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱過(guò)程會(huì)產(chǎn)生一個(gè)復(fù)雜的非穩(wěn)態(tài)多相流場(chǎng),為了研究液柱對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中射流流場(chǎng)的降溫效果,并揭示燃?xì)鉀_擊液柱的流動(dòng)演化和氣水之間的相互作用,利用FLUENT軟件中耦合了液態(tài)水汽化方程的VOF多相流計(jì)算模型對(duì)燃?xì)馀c液柱之間的耦合流動(dòng)及相變過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬,并與無(wú)液柱情況下射流流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。計(jì)算結(jié)果表明,當(dāng)有液柱平衡體時(shí)射流流場(chǎng)中的壓力、溫度、速度波動(dòng)幅度均減小,減弱了射流流場(chǎng)中的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度;液柱與燃?xì)庵g的汽化以及液柱的阻礙作用減小了射流流場(chǎng)的軸向發(fā)展位移,尾管后的完全發(fā)展射流流場(chǎng)核心區(qū)域內(nèi)的壓力峰值降低了0.9 MPa,溫度峰值降低了503 K,速度峰值降低了291 m/s,驗(yàn)證了實(shí)驗(yàn)中液柱對(duì)燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng)的降溫效果。

多相流體力學(xué);燃?xì)鉀_擊液柱;VOF模型;降溫

在火箭、導(dǎo)彈的發(fā)射過(guò)程中,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)產(chǎn)生高溫、高速的燃?xì)馍淞?存在著聲、光、焰、煙等明顯的發(fā)射特征,不僅對(duì)周圍環(huán)境及工作人員產(chǎn)生影響,而且容易暴露發(fā)射位置,威脅發(fā)射平臺(tái)的安全性。為了克服固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中的固有缺陷,研究一種有效的方式來(lái)減弱發(fā)射特征具有重要意義。而通過(guò)注水方式來(lái)降低發(fā)射特征已經(jīng)在歐洲、美國(guó)的大型發(fā)射場(chǎng)得到應(yīng)用,M.M.Molnar[1]就噴水對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)排氣羽流流場(chǎng)參數(shù)的影響進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算。P.Giordan等[2]采用FLUENT5對(duì)火箭發(fā)射時(shí)燃?xì)馀c水的相互作用進(jìn)行了數(shù)值模擬。周帆等[3]采用FLUENT軟件中耦合了水的汽化方程的Mixture模型對(duì)超聲速高溫燃?xì)馍淞鞯淖⑺禍貦C(jī)理進(jìn)行了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究。馬艷麗等[4]采用FLUENT中的Mixture多相流模型求解氣液兩相流流場(chǎng),使用離散坐標(biāo)法求解輻射傳輸方程,就噴水對(duì)羽流紅外輻射的降低效果進(jìn)行了研究。張磊等[5]以單兵火箭為背景,提出了液體水柱放置在尾管中的設(shè)計(jì),研究了注水對(duì)火箭燃?xì)馍淞髟肼暤囊种谱饔谩榱嗽诖嘶A(chǔ)上更精確地計(jì)算單兵固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞髋c液體水柱之間的相互作用,本文中采用FLUENT軟件中耦合了水的汽化方程的VOF模型對(duì)超聲速燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。

為了對(duì)該模型的有效性進(jìn)行驗(yàn)證,本文中將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象進(jìn)行對(duì)比,同時(shí)將燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與無(wú)液柱平衡體的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析,對(duì)液柱平衡體的降溫效果進(jìn)行初步分析和研究。

1 數(shù)學(xué)模型

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱平衡體涉及復(fù)雜的多相流問(wèn)題,為了實(shí)現(xiàn)有效地計(jì)算,采用簡(jiǎn)化的物理模型,并提出以下假設(shè):(1)將實(shí)際三維流動(dòng)問(wèn)題簡(jiǎn)化為二維湍流流動(dòng),視為非穩(wěn)態(tài)膨脹過(guò)程;(2)假設(shè)火藥燃燒產(chǎn)物為單一組分的CO2氣體,采用凍結(jié)等熵流動(dòng)模型,即氣相燃燒產(chǎn)物的成分不隨溫度和壓強(qiáng)的變化而變化,始終保持與噴管入口條件相一致的氣體成分不變;(3)由于燃?xì)庾試姽苌涑鲈谖补軆?nèi)高速流動(dòng),故不考慮燃?xì)馀c尾管壁面之間的熱量交換,即尾管壁面視為絕熱壁面;(4)視尾管壁面為無(wú)滑移壁面;(5)采用帶旋流修正的k-ε模型(Realizable模型)來(lái)描述燃?xì)馍淞髋c液體工質(zhì)相互作用的過(guò)程。

1.1 控制方程

根據(jù)非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場(chǎng)的物理過(guò)程描述,本文氣液兩相流動(dòng)的控制方程采用分相流動(dòng)模型(Separated Flow Model),在此基礎(chǔ)上結(jié)合改進(jìn)的帶旋流修正k-ε模型(Realizable模型)兩方程湍流控制方程,建立非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場(chǎng)的數(shù)學(xué)模型。

(1)連續(xù)性方程:

式中:vm為平均流速分別代表氣相和液相,αk為第k相的體積分?jǐn)?shù);ρm為混合密度為第k相的密度。

(2)動(dòng)量守恒方程:

式中:F為體積力;μm為混合粘度為氣、液相的漂移速度,vdr,k=vk-vm;g為重力加速度。

(3)能量守恒方程:

式中:T為熱力學(xué)溫度;keff有效熱傳導(dǎo)率,keff=k+kt,kt為湍流熱傳導(dǎo)率;對(duì)可壓縮相,Ek=hk-p/ρk+對(duì)不可壓縮相,Ek=hk,hk為第k相的顯焓;Sk為粘性耗散項(xiàng),包含流體內(nèi)熱源及粘性耗散熱。

(4)氣體狀態(tài)方程:

式中:p為壓強(qiáng);ρ為燃?xì)饷芏?ρ=1.977×10-3g/m3;R為理想氣體常數(shù),R=8.134 J/(mol·K)。

(5)輔助項(xiàng)體積含率方程:

液體工質(zhì)為輔助項(xiàng),體積含率方程為

氣體體積含率為α1=1-α2。

2 計(jì)算模型

2.1 計(jì)算方法

本文中采用有限體積法來(lái)離散控制方程,湍流模型選用Realizablek-ε模型,壁面附近采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。氣液兩相流模型采用耦合了液態(tài)水汽化方程的VOF多相流計(jì)算模型。利用PRESTO方法對(duì)壓力項(xiàng)離散,擴(kuò)散項(xiàng)和對(duì)流項(xiàng)的離散采用二階迎風(fēng)格式,體積分?jǐn)?shù)離散采用QUICK格式,壓力與速度耦合采用PISO算法。

2.2 計(jì)算幾何模型及邊界條件

單兵固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱平衡體的實(shí)驗(yàn)中在噴管的喉部處會(huì)放置一壓力膜片,當(dāng)燃燒室內(nèi)的壓力達(dá)到破膜壓力后,燃?xì)鈴膰姽艿臄U(kuò)張段噴出,所以計(jì)算中僅選取噴管的擴(kuò)張段結(jié)構(gòu)。為了消除重力對(duì)射流擴(kuò)展形態(tài)的影響,將實(shí)驗(yàn)裝置豎直放置,噴管向上噴射。本文中采用與實(shí)驗(yàn)結(jié)構(gòu)1∶1比例的計(jì)算模型,包含噴管擴(kuò)張段、尾管以及外部大氣環(huán)境空間,計(jì)算區(qū)域具體尺寸如圖1所示,噴管擴(kuò)張段結(jié)構(gòu)尺寸如圖2中所示,圖中所示尺寸單位均為毫米。

本文中模擬計(jì)算了2種情況下的燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng):(1)無(wú)液柱平衡體——入口采用壓力入口邊界條件,根據(jù)實(shí)驗(yàn)過(guò)程中所測(cè)燃燒室內(nèi)最大壓力10 MPa,設(shè)置入口初始?jí)毫?0 MPa,總溫為3000 K,出口為外部大氣環(huán)境,所以將出口選取為壓力出口,壓力設(shè)置為環(huán)境壓力101 325 Pa,溫度設(shè)置為300 K。壁面采用絕熱壁面條件;(2)有液柱平衡體——入口、出口及壁面初始條件與無(wú)液柱平衡體時(shí)的初始條件相同,在尾管內(nèi)選取長(zhǎng)度為150 mm,寬為93 mm的長(zhǎng)方形區(qū)域,將其設(shè)置為液體區(qū)域,液柱平衡體距噴管擴(kuò)張段出口50 mm,距尾管末端20 mm,如圖1中所示。

圖1 計(jì)算區(qū)域(單位:mm)Fig.1 Computational domain(unit:mm)

圖2 噴管擴(kuò)張段尺寸(單位:mm)Fig.2 Expanding zone size of the nozzle(unit:mm)

3 實(shí)驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果分析

3.1 實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

圖3所示為實(shí)驗(yàn)所采用的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu),數(shù)值計(jì)算中采用的噴管擴(kuò)張段尺寸與實(shí)驗(yàn)結(jié)構(gòu)相同。為了分析燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱的降溫、消煙、消焰效果,選取了實(shí)驗(yàn)中部分比較有代表性的照片,如圖4～5所示。圖4和5分別代表單兵固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在有無(wú)液柱作為平衡體2種狀態(tài)下的射流流場(chǎng)分布?？梢钥闯?在無(wú)液柱的情況下,燃?xì)馍淞髟谳S向的擴(kuò)展速度明顯比徑向的擴(kuò)展速度更快,由于燃?xì)獾臏囟容^高,所以射流流場(chǎng)的內(nèi)部呈現(xiàn)出高亮特性。在t=35.00 ms時(shí),在尾管出口出現(xiàn)大量白煙,這是由推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)物中的凝相微粒形成的。當(dāng)尾管中放置液體水柱平衡體時(shí),燃?xì)馍淞鲿?huì)對(duì)液體水柱產(chǎn)生沖擊,燃?xì)馍淞髋c液體柱在強(qiáng)烈摻混的過(guò)程中共同從尾管中噴出。由于液體水柱的阻礙作用,氣液混合射流在t=34.00 ms時(shí)才開(kāi)始從尾管中噴出,射流流場(chǎng)的軸向發(fā)展速度也變得緩慢。如圖5所示,在t=36.00 ms時(shí),射流流場(chǎng)外輪廓逐漸開(kāi)始呈現(xiàn)鋸齒狀,在氣液交界面處出現(xiàn)強(qiáng)烈的Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定性,這種流動(dòng)不穩(wěn)定使液體發(fā)生破碎,增加了液體汽化表面,有助于液體水汽化吸收更多的燃?xì)饽芰?降低了射流流場(chǎng)的溫度,與無(wú)液體水柱的射流流場(chǎng)相比高亮區(qū)域不再可見(jiàn)。由于液體水柱的霧化,整個(gè)流場(chǎng)區(qū)域被大量水霧所覆蓋,使得微粒對(duì)光的散射和吸收作用不足以被察覺(jué),在無(wú)液體水柱狀態(tài)下尾管出口出現(xiàn)的白煙也不再出現(xiàn)。

圖3 實(shí)驗(yàn)噴管結(jié)構(gòu)(單位:mm)Fig.3 Structure of the experiment nozzle(unit:mm)

圖4 燃?xì)馍淞髟诖髿猸h(huán)境中的擴(kuò)展過(guò)程Fig.4 Expansion process of combustion-gas jet in the atmospheric environment

圖5 氣液射流在大氣環(huán)境中的擴(kuò)展過(guò)程Fig.5 Expansion process of water-gas jet in the atmospheric environment

通過(guò)對(duì)有無(wú)液體水柱狀態(tài)下的射流流場(chǎng)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn),在尾管后端放置液體水柱平衡體,在一定程度上改變了射流流場(chǎng)的機(jī)構(gòu),對(duì)射流流場(chǎng)有明顯的降溫、消焰、消煙效果,驗(yàn)證了該方案的可行性。

3.2 計(jì)算結(jié)果與分析

3.2.1 氣液兩相射流流場(chǎng)結(jié)果分析

為了更好的反映燃?xì)馍淞髋c液體水柱摻混共同噴射到大氣環(huán)境中的過(guò)程,對(duì)此進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。圖6所示為非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場(chǎng)在不同時(shí)刻的液相體積分?jǐn)?shù)分布云圖。從圖6中可以看出,在射流流場(chǎng)發(fā)展的初始階段,燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱向前發(fā)展,在尾管內(nèi)形成空腔,液體在燃?xì)馔苿?dòng)下沿著兩側(cè)壁面運(yùn)動(dòng),汽化作用即在空腔的氣液交界面上進(jìn)行。在t=3 ms時(shí),燃?xì)馍淞饕淹苿?dòng)液柱從尾管中噴出,尾管內(nèi)有部分液體出現(xiàn)回流現(xiàn)象,粘附在兩側(cè)壁面上。隨著射流流場(chǎng)的發(fā)展,燃?xì)怛?qū)動(dòng)大部分液體從尾管中噴出,在這個(gè)過(guò)程中氣液交界面呈現(xiàn)出了不規(guī)則的輪廓形狀,表現(xiàn)出了Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定。這是由于射流流場(chǎng)在激波的作用下,氣液界面兩側(cè)的氣體與液體之間存在較大的壓力梯度和密度梯度,導(dǎo)致了Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定,使得兩相流體間界面不光滑,具有隨機(jī)脈動(dòng)性,存在較強(qiáng)的湍流摻混,有助于液相吸收燃?xì)庵械哪芰空舭l(fā)霧化。在混合介質(zhì)內(nèi)部,燃?xì)馐潜痪砦倪B續(xù)相介質(zhì),而水滴是被燃?xì)鈩?dòng)力“撕破”的離散相介質(zhì)。由于湍流脈動(dòng)、燃?xì)鈩?dòng)力與水的表面張力復(fù)合作用,被燃?xì)怛?qū)動(dòng)的高速水射流內(nèi)出現(xiàn)波紋式擾動(dòng),并由此破碎成水滴。這些水滴是不穩(wěn)定的,在燃?xì)鈩?dòng)力作用下會(huì)變形、二次破碎,進(jìn)一步霧化成很小的霧滴。當(dāng)進(jìn)行到9 ms時(shí),射流流場(chǎng)中已無(wú)液相,全為氣相和介于液態(tài)與氣態(tài)之間的高溫水蒸氣。根據(jù)尾噴管的結(jié)構(gòu),認(rèn)為在尾噴管內(nèi)液體首次破碎,這個(gè)過(guò)程是液體整個(gè)霧化過(guò)程的開(kāi)始。隨著氣液混合射流逐漸噴射到大氣環(huán)境中,液滴發(fā)生二次破碎,與高溫燃?xì)庀嗷プ饔闷諢崃俊?/p>

圖7所示為實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬2種條件下得到的射流流場(chǎng)沿軸向發(fā)展速度曲線。從圖7可以看出數(shù)值模擬所得速度發(fā)展趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)所得結(jié)果吻合較好。在射流流場(chǎng)發(fā)展初始階段沿軸向的發(fā)展速度較慢,隨著尾管內(nèi)燃?xì)獠粩嗟耐苿?dòng)液體與其共同噴出尾管,射流流場(chǎng)軸向發(fā)展速度逐漸增加,在t=6 ms時(shí)速度達(dá)到最大值,實(shí)驗(yàn)所得最大速度為265 m/s,數(shù)值計(jì)算所得最大速度為220 m/s,這時(shí)液體已全部從尾管中噴出。由于在數(shù)值計(jì)算時(shí)將燃?xì)饧僭O(shè)為單一組分的CO2氣體,但實(shí)際燃?xì)庵邪喾N組分,燃?xì)庠诹鲃?dòng)的過(guò)程中各組分間會(huì)進(jìn)行一定的化學(xué)反應(yīng),釋放出一定的能量,加快了射流流場(chǎng)的發(fā)展速度,這可能是導(dǎo)致數(shù)值計(jì)算所得射流流場(chǎng)沿軸向發(fā)展速度略小于實(shí)驗(yàn)所得發(fā)展速度的原因。隨著射流流場(chǎng)在大氣環(huán)境中發(fā)展,燃?xì)鈱?duì)液體的推動(dòng)作用逐漸減弱,同時(shí)液體與燃?xì)庀嗷プ饔闷樟舜蟛糠帜芰?降低了氣液混合物的動(dòng)能,導(dǎo)致射流流場(chǎng)沿軸向的發(fā)展速度在達(dá)到最大速度之后逐漸減小。

圖6 不同時(shí)刻液相體積分?jǐn)?shù)分布云圖Fig.6 Cloud image of volume fraction of liquid at different times

圖7 實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬條件下射流流場(chǎng)軸線速度曲線Fig.7 Axial velocity of the jet flow field from experiment and numerical simulation

3.2.2 氣液射流流場(chǎng)與燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng)對(duì)比分析

燃?xì)怛?qū)動(dòng)液柱摻混噴射過(guò)程是一個(gè)非穩(wěn)態(tài)過(guò)程,射流流場(chǎng)中各項(xiàng)參數(shù)隨時(shí)間和空間的變化而改變,圖8所示為有、無(wú)液柱平衡體2種狀態(tài)下以噴管喉部為起點(diǎn)的完全發(fā)展流場(chǎng)沿軸線上壓力(p)、溫度(T)、速度(v)分布曲線。從圖8可以看出,激波的存在造成波前、波后流動(dòng)參數(shù)突躍,并隨著位置外移,射流流場(chǎng)的壓強(qiáng)和溫度在下游逐漸趨于周圍大氣環(huán)境的壓強(qiáng)和溫度。有液體水柱為平衡體的流場(chǎng)參數(shù)波動(dòng)幅度小于無(wú)液柱平衡體的流場(chǎng)參數(shù)波動(dòng)幅度,液柱減弱了流場(chǎng)的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度。從圖中可以看出2種狀態(tài)下在起始段射流流場(chǎng)均有明顯的加速過(guò)程,燃?xì)鉄崮艽蟛糠洲D(zhuǎn)化為燃?xì)獾膭?dòng)能,所以射流流場(chǎng)的壓力和溫度在起始段均有所降低。經(jīng)過(guò)噴管擴(kuò)張段后,射流流場(chǎng)速度有一個(gè)跌落過(guò)程,而壓力和溫度有一個(gè)回升過(guò)程,有液柱平衡體的波動(dòng)位置要比無(wú)液柱平衡體的波動(dòng)位置靠前。兩種狀態(tài)下射流流場(chǎng)完全發(fā)展時(shí),有液柱為平衡體的射流流場(chǎng)軸向發(fā)展位移小于無(wú)液柱平衡體的射流流場(chǎng)軸向發(fā)展位移,這是由于液柱對(duì)燃?xì)獾膰娚溥^(guò)程有阻礙作用,液柱在汽化吸收燃?xì)饽芰康耐瑫r(shí)降低了流場(chǎng)的特征參數(shù)。通過(guò)對(duì)比2種狀態(tài)下射流流場(chǎng)各參數(shù)所達(dá)到的峰值可知,在有液柱情況下壓力峰值減小了0.9 MPa,溫度峰值減小了503 K,速度峰值減小了291 m/s。

圖9所示為在有、無(wú)液體水柱平衡體兩種條件下射流流場(chǎng)發(fā)展相同位移時(shí)溫度場(chǎng)的等值線圖,從圖9可以看出,2種射流流場(chǎng)的溫度分布明顯不同,無(wú)液柱平衡體條件下溫度場(chǎng)與周圍環(huán)境發(fā)生的擾動(dòng)更劇烈,射流流場(chǎng)頭部的溫度更高。在尾管出口之后的射流流場(chǎng)軸向核心區(qū)域內(nèi),有液柱為平衡體的射流流場(chǎng)溫度有所降低,相對(duì)于無(wú)液柱平衡體的射流溫度場(chǎng)降低了8.8%～23.5%,驗(yàn)證了實(shí)驗(yàn)中液體水柱對(duì)單兵固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中射流流場(chǎng)的降溫效果。

圖8 有、無(wú)液體水柱的射流流場(chǎng)參數(shù)沿軸線變化Fig.8 Parameters of flow field on the axis with and without water column

圖9 有無(wú)液體水柱的射流流場(chǎng)溫度等值線Fig.9 Contour map of flow field temperature with and without water column

4 結(jié) 論

本文中對(duì)單兵固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞黩?qū)動(dòng)液柱的過(guò)程進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究并利用FLUENT軟件對(duì)該過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬,得到如下結(jié)論:

(1)利用Realizablek-ε模型以及耦合了液態(tài)水汽化方程的VOF多相流計(jì)算模型可以對(duì)燃?xì)怛?qū)動(dòng)液柱過(guò)程的氣液兩相射流進(jìn)行較好的描述,數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好;

(2)通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究,有液柱平衡體的射流流場(chǎng)沿軸向發(fā)展速度減慢,氣液摻混噴射過(guò)程中在氣液交界面上產(chǎn)生了Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定,液體水柱的汽化作用減弱了流場(chǎng)的特征參數(shù),起到了消煙、消焰、降溫的作用;

(3)通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn),有液柱平衡體的完全發(fā)展射流流場(chǎng)中的壓力、溫度、速度波動(dòng)幅度要小于無(wú)液柱平衡體的完全發(fā)展射流流場(chǎng)波動(dòng)幅度,減弱了射流流場(chǎng)的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度,射流流場(chǎng)中的壓力峰值降低了0.9 MPa,溫度峰值降低了503 K,速度峰值降低了291 m/s;

(4)當(dāng)有液柱為平衡體的射流流場(chǎng)與無(wú)液柱平衡體的射流流場(chǎng)發(fā)展到相同位置時(shí),射流核心區(qū)域內(nèi)的溫度降低了8.8%～23.5%,驗(yàn)證了實(shí)驗(yàn)中液體水柱對(duì)射流流場(chǎng)的降溫效果。

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CFD analysis on the process of solid rocket gas jet driving liquid column

Wang Jian,Ruan Wenjun,Wang Hao,Zhang Lei
(School of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing210094,Jiangsu,China)

A complex unsteady multiphase flow field is produced in the process of solid rocket gas jet driven liquid column.In this work,to study the temperature-reducing effect of the liquid column on the jet flow field of the solid rocket motor and reveal the flow evolution and the interaction between gas and water,the coupling flow and phase transition process of the gas and liquid column are simulated using the VOF multiphase flow model coupled with the FLUENT software.The results are compared with the calculation results of the jet flow field where no liquid column exists.The calculation results show that the pressure,temperature and velocity fluctuation in the jet flow field decreased when the liquid column is taken as an equilibrium body.The turbulence in tensity in the jet flow field is reduced.The development of the axial displacement of the jet flow field is reduced by the vaporization of the gas and the liquid column as well as the blocking action of the liquid column.The peak pressure is reduced by 0.9 MPa,the peak temperature by 503 K and the peak velocity by 291 m/s in the core area of the jet flow field,thus verifying the temperature-reducing effect of the liquid column on the gas jet flow field.

multiphase fluid mechanics;gas jet driven liquid column;volume of fluid model;temperature reduction

O381國(guó)標(biāo)學(xué)科代碼:13035

:A

10.11883/1001-1455(2017)02-0186-08

(責(zé)任編輯 王小飛)

2016-06-03;

:2016-09-08

王 健(1990- ),男,博士研究生;

:阮文俊,ruanwj@njust.edu.cn