液體火箭發(fā)動機液膜冷卻研究綜述

唐 亮,李 平,周立新

(西安航天動力研究所 液體火箭發(fā)動機技術重點實驗室,陜西 西安 710100)

0 引言

液體火箭發(fā)動機內部為高溫高壓環(huán)境,溫度可達3 500 K以上,一般推力室結構難以承受如此高的溫度,因此火箭發(fā)動機推力室需要引入熱防護措施。比較常用的有再生冷卻、液膜冷卻、輻射冷卻等。對于大推力液體火箭發(fā)動機,液膜冷卻一般與再生冷卻同時使用;而對于高空軌姿控發(fā)動機,液膜冷卻是主要的冷卻方式。國外的RD-170液氧煤油發(fā)動機[1]、R-4D軌姿控發(fā)動機以及國內的YF-100液氧煤油發(fā)動機、490 N軌控發(fā)動機[2]等均用到液膜冷卻技術。

通過向推力室內壁面注入推進劑,形成的冷卻液膜能夠隔絕高溫燃氣與壁面的直接接觸,有效減少燃氣向壁面的傳熱。另外,液膜蒸發(fā)后形成的氣膜繼續(xù)沿著推力室壁面流動,保護推力室不受高溫燃氣侵蝕。但是,冷卻劑的注入會使推力室近壁區(qū)域的混合比嚴重偏離最佳混合比,部分推進劑不能有效地參與燃燒,導致推力室性能損失,這也是推力室液膜冷卻的代價。

對液膜冷卻的研究主要從上世紀50年代開展,研究人員進行了廣泛的液膜冷卻實驗[3-5]及理論分析研究。在液膜冷卻中關注的基礎問題包括不同的液膜組織形式對冷卻效果的影響、實現發(fā)動機可靠的熱防護所需要的冷卻液膜流量、液膜冷卻過程對發(fā)動機性能的影響這幾大方面。經過對液膜冷卻多年的研究,研究人員發(fā)現液膜分多次注入、旋轉注入等液膜組織方式有利于發(fā)動機熱防護,并已應用于液體火箭發(fā)動機設計之中;在液膜冷卻分析模型中納入了更多影響因素,模型不斷發(fā)展完善;建立了關于液膜冷卻對發(fā)動機性能影響的分析模型,提出并驗證了通過壁面擾流結構提高發(fā)動機燃燒效率的方法。雖然液體火箭發(fā)動機液膜冷卻已經經過多年的研究,但由于液膜冷卻過程十分復雜,且在推力室工作條件下難于直接觀測,對于液膜在推力室中的發(fā)展、燃氣對液膜的夾帶作用等方面還缺乏更深入的認識;未來可重復使用發(fā)動機及高室壓的軌姿控發(fā)動機設計也對液膜冷卻提出更高的要求,需要發(fā)掘液膜冷卻潛力?？紤]到液膜冷卻在液體火箭發(fā)動機中的重要作用,本文通過追蹤國內外液膜冷卻研究現狀,從液膜的形成、中心氣流對液膜的夾帶作用、推力室液膜冷卻分析模型、液膜冷卻對發(fā)動機性能的影響這幾個方面綜述液體火箭發(fā)動機推力室液膜冷卻方面的研究現狀及進展。

1 液膜的形成

1.1 冷卻劑注入方式

為了在推力室內形成液膜,可將推進劑以多種方式注入推力室內壁面。推進劑既可以從推力室頭部也可以從身部壁面注入,形成液膜[6],一般注入形式是經由孔、槽縫沿壁面切向注入或者冷卻射流撞擊壁面形成液膜;推進劑也可以通過多孔介質壁面滲透形成液膜[7]。對于某些小型發(fā)動機,不會專門設置冷卻劑注入通道,而是通過液滴沉降實現液膜冷卻[8]。圖 1展示了通過壁面開孔導入冷卻劑形成液膜及液滴沉降形成液膜這兩種液膜注入方式。

圖1 冷卻劑注入方式Fig.1 Coolant injection methods

液膜注入也可以分為一次注入和多次注入,對于大型的液體火箭發(fā)動機,一般都將冷卻劑從推力室多個位置分別注入,形成多條冷卻環(huán)帶實現推力室液膜冷卻。工程中很多發(fā)動機冷卻劑注入過程中會給一個沿室壁周向的分速度,形成旋轉液膜,但文獻中關于旋轉液膜的研究目前仍較少[9]。

1.2 射流撞擊壁面液膜厚度及流量分布

液體火箭發(fā)動機液膜冷卻的設計希望液膜沿著推力室周向均勻分布,以實現良好的推力室熱防護。但是對于軌姿控發(fā)動機一類的小推力液體火箭發(fā)動機,冷卻劑一般通過距離相隔較遠的離散孔流出形成射流,射流撞擊壁面鋪展形成液膜,液膜在壁面分布相對不均勻。對于射流撞壁鋪展形成液膜這種液膜形成方式,液膜的厚度和流量依方位角變化。最早在1964年,Hasson[10]針對兩股自由射流撞擊形成的液膜,根據圓柱射流與液膜相同方位角流量相等這一假設,提出互擊射流形成的液膜的厚度分布計算方法。2004年,日本研究人員Inamura[11]在Hasson研究的基礎上,將壁面上液膜流動狀態(tài)假設為層流,給定邊界層速度分布,考慮了壁面作用,建立了平板上的液膜厚度分布模型。2007年,Inamura又在平板液膜厚度分布模型的基礎上,假設在曲壁上液膜運動軌跡為橢圓,建立了曲壁液膜厚度分布的理論計算模型[12]。圖 2為Inamura建立平板液膜厚度分布模型所用的符號及坐標系。

圖2 液膜流動分析中采用的符號及坐標系Fig.2 Symbols and coordinate system employed in theoretical analysis of liquid-film flow

圖2中a為射流半徑；θ為射流與壁面之間的夾角；φ為液膜在壁面上的方位角；P1點為射流擊壁后形成的滯止點,在此處,冷卻劑流速為0,處于滯止狀態(tài),然后液流以此點為中心向四周流動，w為滯止點所在流線與中心線之間的距離；hφ為液膜厚度。Inamura建立的平板上流動的液膜厚度分布模型為

當rφ≤rφ0時

(1)

當rφ>rφ0時

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

Re=Q/(a·νl)

(7)

李平[13]則基于對圓柱射流的基本理論分析,推導了液膜流量分布的理論表達式

(8)

式中：φ和θ的定義可參考圖 2;dqm,φ為dφ角內的流量。從式(8)可以看出：相對流量dqm,φ只與方位角φ和射流撞擊角度θ有關,與其他射流參數無關。

在試驗研究方面,李平[13]采用與偏二甲肼表面張力系數相近的無水酒精作為實驗介質,通過收集液流的方式研究了單股射流擊壁后的流動分布與射流參數之間的關系,包括了射流擊壁角度、射流直徑和射流速度對壁面液膜相對流量分布的影響。為了研究射流的間距對壁面上液膜相對流量分布的影響,測量了三孔平行射流撞壁的流動分布。單孔和多孔射流實驗表明：射流直徑和射流速度對平板壁面上液膜的流量分布沒有影響。林慶國[14]進行了單股射流撞擊平板/曲壁實驗研究,以水作為實驗介質,觀測了不同撞壁角度、噴嘴壓降、孔徑、壁面曲率及壁面溫度下的液膜形態(tài),并對不同截面處的液膜厚度分布進行了測量,得到了液膜流動形態(tài)及厚度分布,總結了射流條件及壁面曲率、壁面溫度等因素對射流撞壁鋪展過程的影響規(guī)律,發(fā)現射流撞擊角是最主要的影響因素。圖 3為其在試驗中拍攝的不同入射角度下液膜的形態(tài),此時壁面材質為有機玻璃。從圖3可見,隨著攻角增大,液膜由附壁鋪展逐漸變?yōu)樵谙掠纹屏?繼而出現逆流現象。

圖3 不同入射角度下液膜形態(tài)Fig.3 Liquid film pattern at different incident angles

圖 4為在鈮合金壁面上測得的液膜厚度分布,其液膜形態(tài)與有機玻璃上的液膜形態(tài)有所不同,測量位置距離撞擊點的距離分別是3 mm和10 mm。從圖4中可見液膜厚度在截面上的基本變化規(guī)律。這兩幅圖顯示,隨著射流撞壁角度增大,液膜的基本形態(tài)發(fā)生了顯著變化。隨著入射角的增大,液膜的擴張角和鋪展區(qū)域增大,水躍峰(水躍局部液面的最高點)的高度也逐漸增高,水躍峰在橫向向外擴展,在軸向向內收縮,從而導致液膜向兩側破裂。撞擊點附近液膜厚度變薄,液膜的切向速度增大,容易在中心軸位置破裂。

圖4 不同入射角度下各截面液膜厚度分布Fig.4 Distribution of liquid film thickness at different incident angles

以上冷態(tài)條件下射流撞壁的研究初步揭示了各個參數對液膜鋪展的影響規(guī)律,然而發(fā)動機工作條件下的液膜上方有高溫氣流通過,氣流的沖刷作用和對液膜的傳熱都將對液膜的鋪展產生影響,這就需要對有氣流/燃氣通過時液膜鋪展情況進行實驗觀測研究,這也是深入認識液膜在推力室內流動發(fā)展過程需要進一步展開的工作。

在數值仿真方面,符鵬飛[15]對小推力甲基肼/四氧化二氮雙組元液體火箭推力室內液膜的形成和發(fā)展進行了數值研究,得到了推力室工作過程中液膜厚度的變化規(guī)律。韓兆鵬[16]為了研究小推力液體火箭發(fā)動機邊區(qū)冷卻液膜的冷卻效果,構建了基于Lagrange方法的液膜計算模型,采用該耦合傳熱方法對490 N液體火箭發(fā)動機進行了數值仿真研究,結果表明,液膜最大厚度60 μm,最長30 mm。以上通過數值仿真得到的液膜厚度尚缺乏可靠的數據驗證。

1.3 冷卻劑注入方式對液膜冷卻效果的影響

不同的冷卻劑注入方式影響液膜冷卻效果,為實現較好的液膜冷卻效果,研究人員設計出了多種冷卻劑注入方式[17],最簡單的方式是通過在噴注面貼壁處通過一排冷卻孔注入液膜,但由于燃氣對液膜的夾帶作用以及燃氣與氣膜的互相摻混,冷卻膜到達喉部之前已經大量消散,導致對喉部的冷卻效果不佳;通過發(fā)汗方式形成液膜是一種高效的冷卻方式,但這種方式在液體火箭發(fā)動機內并未得到廣泛應用。早在上世紀50年代,Kinney[7]在實驗中通過多孔介質滲透方式與壁面切向射流方式形成液膜,對比了多組冷卻劑流量下液膜的長度,結果顯示兩種不同注入方式產生的液膜長度沒有顯著區(qū)別。Shine[18]實驗定性研究了冷卻劑的兩種注入結構對冷卻效率的影響,實驗中冷卻劑分別由切向孔和復合角孔注入高溫內壁,實驗測量結果表明,與切向孔注入冷卻劑相比,由復合角孔(見圖 5)注入冷卻劑在x/D<0.75范圍內(x為距離注入點的距離,D為實驗管路直徑)冷卻效率較高,而在之后,由切向孔注入冷卻劑冷卻效率更高,并反映出由切向孔注入的液膜長度更長。

圖5 冷卻劑注入結構Fig.5 Coolant injector configuration

冷卻劑注入時往往會給一個沿室壁周向的分速度,這樣可使液膜在離心力作用下壓貼于壁面,向外飛濺的比較少,而且破裂得比較晚,可在較大的長度范圍內保護內壁,冷卻效果好[19]。Yen[9]對旋轉液膜中的各個影響因素的量級進行分析,結果表明：離心力是旋轉液膜受到的幾個重要的作用力之一,液膜旋轉產生的離心力能夠減弱中心氣流的夾帶作用。另外,液膜旋轉也能擴展液膜冷卻區(qū)域,從而更有效地冷卻推力室。

液膜注入的位置以及將液膜分多次注入也會影響冷卻效果。Warner[20]在高溫室壁軸向兩處位置通過環(huán)縫引入液膜,發(fā)現在相同的冷卻劑流量下,冷卻劑分兩段注入的冷卻長度比一次注入的更長,因此可以通過在壁面形成多道液膜從而減小冷卻液膜流量。Volkmann等[6]對比了將液膜引入位置從噴注器下游移至喉部上游收縮段面積比為2.53∶1處,發(fā)現喉部熱流密度由76 MW/m2減小至31 MW/m2,喉部的最大熱流密度明顯減小。

對于軌姿控發(fā)動機液膜冷卻,林慶國[14]通過數值仿真研究了490 N軌姿控發(fā)動機推力室頭部冷卻孔角度對冷卻效果的影響。在第一種頭部結構中,12個冷卻孔角度都是35°,第二種頭部冷卻孔有45°和25°兩種,兩種角度的冷卻孔交錯排列。仿真結果顯示,第二種冷卻孔排列形式有能力在保證燃燒效率的前提下,較大幅度地降低喉部外壁溫度。分析可知 25°噴孔噴出的冷卻液在較靠近下游處接觸燃燒室壁面形成液膜,因此貼壁距離較長、側重于保護下游及喉部。對于液滴沉降形成液膜這種液膜形成方式,Knab等[8]仿真研究了400 N遠地點發(fā)動機液膜冷卻過程,結果顯示,霧化平均粒徑對液膜沉積過程的仿真結果影響較大。

上述研究中的研究結論對液膜冷卻的組織具有指導意義,像旋轉液膜、液膜分多次注入等技術已在大型液體火箭發(fā)動機中廣泛采用,而頭部冷卻孔采用兩種不同角度的冷卻孔交錯排列,也在熱試實驗中證明其可以在燃燒效率損失不大的前提下,大幅降低了燃燒室溫度[14]。

2 主流的夾帶作用

火箭發(fā)動機推力室內中心氣流與液膜之間存在相互作用,會造成液膜表面結構變形、破裂、液滴脫落并被中心氣流帶走[21],這一過程就是主流對液膜的夾帶作用(見圖 6)。Kinney等人[7]在上世紀50年代進行了液膜冷卻傳熱和冷流可視化實驗研究。在傳熱實驗中,應用加熱的空氣用來模擬燃氣,用水作為冷卻劑。在可視化觀測實驗中,通過往水中加入洗滌劑改變液膜張力、加入乙烯乙二醇用來改變黏性。在傳熱實驗中,當無量綱的液膜流量超過一定值時,液膜冷卻的效率開始下降,Kinney認為液膜表面有擾動波形成造成了這種非線性變化。文中認為當液膜足夠厚時,氣相中的湍流應力超過液相中的黏性應力,導致液膜表面開始不穩(wěn)定并且擾動波開始出現,擾動波的出現導致部分貼壁流動的冷卻劑被氣流帶走,出現質量損失并降低了冷卻效率。另外,隨著冷卻劑流量增大,液膜表面擾動首次出現時的液膜流量隨著液膜黏性的增大而增大,隨著表面張力的減小而稍微增大,而與氣流的速度無關。Knuth[22]進行了與Kinney相似的冷流可視化實驗研究和傳熱研究,得到相同的研究結論,認為穩(wěn)定的液膜流量與氣體的動量通量無關,并且Knuth也給出了冷卻液膜在壁面穩(wěn)定流動的最大流量表達式

(9)

式中μg和μl分別為氣流和液膜的動力黏度。

圖6 氣流對液膜的夾帶作用示意圖Fig.6 Schematic diagram of entrainment effect of gas flow on liquid film

Gater[23]開展了平面液膜的穩(wěn)定性實驗研究,實驗得到的結論與Kinney及Knuth的結論相反,Gater觀察到液膜表面波結構及其不穩(wěn)定特性與液膜表面張力、氣流的動壓有關,與液膜的黏性無關。實驗中觀測到夾帶進氣流中的冷卻液膜分數也僅是氣流動壓和液膜表面張力的函數。Gater提出的夾帶分數計算式為

EF=1.0-exp(-5×10-5(Xe-1000))

(10)

其中

(11)

(12)

式中：ρg為氣流密度；vg為氣流速度；D為管路直徑。氣流韋伯數相對較小，而下文中的Sawant模型[24]表明：當Weg較小時,夾帶率主要與Weg呈正相關;隨著韋伯數增大,夾帶率與Weg的相關性減小直至無關,而主要與液膜雷諾數Ref相關。Gater認為液膜不穩(wěn)定與液膜表面張力、氣流的動壓有關,與液膜的黏性無關,顯然與Sawant模型在Weg較小時的結論基本相似,而Kinney的結論則與Sawant模型在Weg較大時的結論相似。

Shine[25]通過數值仿真研究了液膜冷卻過程中的擾動波發(fā)展,仿真結果表明：液膜流量超過臨界值以后,氣液界面的擾動會出現,擾動波持續(xù)發(fā)展直至波峰被中心氣流剪切走,也似乎表明這是液膜冷卻過程中占主導地位的夾帶機制。Coy等人[26]進行了液膜冷卻液滴夾帶實驗研究,實驗中液膜從平面狹縫中流出,液膜流量范圍在6.1～10.5 g/s,測量段氣流速度為0.6Ma。Coy在實驗研究發(fā)現,能夠在壁面穩(wěn)定流動的液膜質量分數受到無量綱液膜厚度δ+的影響,當液膜流量超過某個臨界值時,液膜中多余的液體將被夾帶進入氣流中,使δ+保持在20附近，其中

(13)

式中：δ為液膜厚度；τg為氣流對液膜的剪切力；vf為液膜運動黏度；ρf為液膜密度。

2011年,Miller[27]通過冷流實驗測量了不同氣流動量通量下的夾帶分數,并將實驗結果與Gater、Sawant[24]和Ebner[28]提出的夾帶計算模型進行對比。其中Sawant模型和Ebner模型是在兩相流研究中提出來的模型。實驗裝置示意圖及實驗結果如圖 7所示,從圖7可以看出，實驗結果與幾個關聯式預測值之間均有差別。Miller指出實驗結果與關聯式之間的差別主要是由于兩點原因：一是實驗方案存在瑕疵會導致系統(tǒng)性的誤差,另一方面,關聯式的適用范圍與文中的實驗條件有差異。

圖7 液膜夾帶實驗研究及與現有關聯式的對比Fig.7 Experimental study of liquid film entrainment and comparison with existing correlations

在兩相流環(huán)形流的液滴夾帶研究方面也有大量的研究,雖然此類研究中環(huán)形液膜的形成方式與推力室液膜形成方式有所不同,并且環(huán)狀流一般中心氣流動量通量小于火箭發(fā)動機推力室中心氣流動量通量,但其結論可以為推力室液膜夾帶研究提供重要的參考。環(huán)狀流夾帶預測模型比較典型的有Ishii模型[29],Sawant模型,Cioncolini[30]模型等。以Sawant模型為例,夾帶分數

(14)

(15)

(16)

式中:Ref為液膜雷諾數;Em為最大夾帶分數;Nμf為黏性數;μf為液膜黏性;g為重力加速度;ρf為液膜密度。Sawant模型中,液滴夾帶率主要由氣流韋伯數Weg和液膜雷諾數Ref決定,當Weg較小時,夾帶率主要與Weg呈正相關,而隨著韋伯數增大,這種相關性逐漸減小直至無關。另外,也有基于液滴夾帶機制建立的液滴夾帶率模型,比如Liu等[31]基于擾動波波峰剪切機制,建立了環(huán)狀流液滴夾帶率計算模型,環(huán)形流中的夾帶分數/夾帶率計算模型在建立液膜冷卻分析模型中也有應用,但這些模型是否適用于液體火箭發(fā)動機液膜冷卻過程中的夾帶分數的計算,并未經過充分的驗證。

3 推力室液膜冷卻理論分析方法

推力室液膜冷卻過程十分復雜,涉及到液膜相變蒸發(fā)、燃氣輻射、對流傳熱等過程,如圖 8所示。一般將液膜冷卻各個過程的子模型聯合起來建立液膜冷卻分析模型,從而研究液膜冷卻過程。

圖8 液膜冷卻過程示意圖Fig.8 Schematic diagram of liquid film cooling process

Stechman[32]采用了修正的Bartz[33]法計算燃氣與液膜之間的對流換熱系數,液膜與壁面之間的對流換熱系數通過對平板上湍流邊界層進行改進的雷諾比擬獲得,并給出了液膜長度計算公式。Stechman方法是一種應用較為廣泛的液膜冷卻計算方法。Grisson[34]嘗試建立一個全面考慮各種因素,通用性比較強的傳熱計算模型：在對流傳熱計算中,應用了Churchill的“有效前緣”[35]來實現更準確的對流傳熱計算,并將液膜蒸發(fā)類比成發(fā)汗冷卻修正了主流氣流與液膜間對流換熱系數,此外Grisson還考慮了燃氣的輻射傳熱、燃氣湍流度、燒干等因素的影響,在氣膜段,采用了微分卷吸公式計算絕熱壁溫。Purohit[36]在研究中將推力室分為兩部分,有液膜覆蓋區(qū)域(浸濕區(qū))和無液膜覆蓋區(qū)域(干區(qū))。在有液膜覆蓋區(qū)域,將壁面溫度分為幾個區(qū)間,在不同的溫度區(qū)間內,液膜分別處于強制對流換熱、核態(tài)沸騰、膜態(tài)沸騰,給出了相應的換熱系數;在無液膜區(qū)域,給出了強制對流換熱系數。Purohit在模型中也考慮到了燃氣的輻射傳熱,模型預測壁面溫度結果與實驗溫度結果符合良好。Yen等[9]對前人的液膜冷卻計算模型進行了文獻綜述,并在文中提出了液膜段的兩種新模型：第一種模型認為氣液界面溫度始終等于液膜的飽和溫度；第二種模型認為液體的導熱系數無窮大,液膜內部溫度始終等于與之接觸的壁面溫度。Yen計算發(fā)現,這兩種模型得到的液膜長度非常接近,但模型一的壁面溫度曲線可以反映出液膜厚度及其減小的過程。對于同一問題,與以上兩種方法相比,Stechman方法得到的液膜長度略小,而Grisson模型沒有得到合理的液膜長度。

國內張鋒[37]建立了一套液膜冷卻推力室的傳熱計算方法,燃氣與液膜、液膜與壁面間的對流換熱系數采用Stechman方法計算,氣膜冷卻段對流換熱采用Bartz法,方法中也考慮了燃氣輻射、外壁向環(huán)境的輻射,采用飛濺系數(冷卻效率因子)來表示液膜冷卻中的液膜不穩(wěn)定性造成的質量損失,作者采用此方法對某型號發(fā)動機進行了傳熱計算,所得壁溫沿軸向分布及液膜長度與地面熱試車紅外測量結果基本一致。楊薇[38]對液體火箭發(fā)動機液膜再生復合冷卻的計算模型進行了研究,綜合考慮了發(fā)動機內部化學反應、蒸發(fā)、卷吸、對流、導熱、輻射等因素,將冷卻液膜分為顯熱區(qū)、潛熱區(qū)及氣膜區(qū)三個區(qū)域進行了計算。推導了液膜長度和厚度的計算方法,分析了液膜再生復合冷卻效率及各因素對液膜傳熱特性的影響,結果顯示：液膜入口質量流量越大,液膜區(qū)長度越長,冷卻效率越高,在液膜存在區(qū)內壁面溫度很低,冷卻效率高達0.9以上,在液膜消失后冷卻效率依然維持在0.57以上;液膜吸收的顯熱和液膜蒸發(fā)吸收的熱量及高溫燃氣與膜間的對流在液膜區(qū)內起了主要作用,而卷吸造成的質量損失及傳熱不可忽略。張宏偉[39]對燃氣和液膜分別采用標準k-ε模型和修正的Van Driest模型描述其湍流流動,對液體火箭發(fā)動機燃燒室中的液膜冷卻進行了數值模擬。方法中假設氣液界面處于熱力學平衡狀態(tài),并通過計算界面處的蒸汽擴散速度來計算界面處的徑向速度,詳細研究了氣液界面上質量、動量和熱量的傳輸特性。與實驗數據相比,液膜長度計算結果偏小,其相對誤差為0.5%～18%。計算結果表明，燃氣對流傳熱和液膜蒸發(fā)所吸收的汽化潛熱在界面熱量傳遞中起主導作用,但燃氣的輻射傳熱和液膜顯熱不能忽略。

近年來也有應用兩相流中的夾帶模型計算燃氣對液膜的夾帶量,進而建立液膜長度計算模型的研究。Shine[40]建立了亞臨界條件下推力室液膜冷卻一維理論分析模型,模型中應用比擬理論獲得氣液界面間的對流換熱系數,應用Sawant提出的夾帶關聯式來計算燃氣對液滴的夾帶作用,模型中假設液膜與壁面間為絕熱狀態(tài)。最終計算得到的液膜長度與實驗結果吻合較好,研究中發(fā)現燃氣輻射及燃氣對液膜的夾帶都很重要,對流傳熱在氣液界面?zhèn)鳠嶂衅鹬鲗ё饔?液膜長度隨著燃氣雷諾數增大、液膜入口溫度和自由流湍流度的增大而減小。楊海洋[41]發(fā)展了一種新的液膜冷卻分析模型,模型中采用Whalley和Hewitt給出的公式[42]對氣相單獨流經管道的范寧摩擦系數進行修正,獲得氣液兩相界面間的摩擦系數,進而通過雷諾比擬得到氣液界面間的對流換熱系數。文中也考慮了發(fā)汗效應、自由湍流度效應、熱輻射、液膜夾帶效應,液膜的速度分布采用光滑表面零壓力梯度下湍流邊界層的通用速度分布率進行描述。最終計算的液膜長度與Morrell實驗結果[43]的誤差在14.6%以內。

總結而言,早期的分析模型只考慮界面間的傳熱,后來逐步加入液膜發(fā)汗效應模型、燃氣輻射模型、主流夾帶模型等變得更加復雜。然而,對于同一問題,各種模型計算的液膜長度往往也有不小差別[9],表明液膜冷卻模型還需進一步發(fā)展。

4 液膜冷卻對發(fā)動機性能的影響

液膜冷卻會造成發(fā)動機性能降低,這一點在眾多的實驗研究中都有證實。Morrell[43]以液氧/液氨作為推進劑進行了液膜冷卻實驗,當液氧/液氨混合比在1.1到1.6之間時,以水作為冷卻液膜,占總流量5%的液膜會導致比沖減小4%;以酒精作為冷卻液膜,占總流量15%的液膜會導致比沖減小4%;氨液膜流量直至達到總流量的11%,比沖都沒有減少,當流量占總流量15%時,比沖僅僅減小了2%。Coulbert[44]的研究表明,液膜冷卻導致的性能損失與液膜的流量成正比。Stechman[32]在計算液膜冷卻發(fā)動機比沖時認為液膜冷卻劑與主流燃氣并無相互混合,將主流的比沖和冷卻劑的比沖加權平均得到發(fā)動機比沖。發(fā)現多種推進劑組合的發(fā)動機,發(fā)動機比沖隨著冷卻液膜百分比增加而降低。Rosenberg等[45]對推力為445 N的發(fā)動機進行液膜冷卻研究,發(fā)現當液膜分數為15%～30%時,由推力室無效燃燒導致的性能損失高達5%～10%。

計算有液膜冷卻情況下發(fā)動機的比沖性能,主要有兩種理論模型：一種是由Stechman[3]建立的模型，在計算發(fā)動機性能時,不考慮液膜與中心氣流的混合,但計入冷卻劑產生的推力,計算中對兩個區(qū)域分別計算理論比沖性能,然后根據流量分數進行比沖加權平均,這種方法計算比較簡便。另一種是由李平[46]發(fā)展的模型,李平考慮到液膜在推力室中的非均勻分布,將燃燒室流場分為中心區(qū)和兩個邊區(qū)估算液膜冷卻對性能的影響。假設中心流均勻,沿圓周相鄰兩邊區(qū)流管在整個過程中都不發(fā)生混合,最終根據中心管流和各邊區(qū)管流比沖質量加權平均得到發(fā)動機的比沖性能。計算結果表明,在實際可能工況范圍內,在較低的液膜冷卻分數下,混合比對比沖性能的損失影響較大,而液膜冷卻分數對比沖性能的影響則相對較小。當液膜冷卻分數增大到一定程度時,影響推力室性能的主要是液膜冷卻分數。

液膜冷卻帶來的推力室比沖性能的降低應該盡可能減到最小。為了減小由液膜冷卻造成的推力室性能損失,提高推力室燃燒效率,從強化液膜反應,提高發(fā)動機性能角度,在推力室中采用擾流結構[47]是一種可行的方案。周軍等[48]對三種擾流結構方案進行了仿真研究。在有擾流塊的燃燒室中,燃燒效率的增益高達20%～30%,各種形狀擾流塊的燃燒室效率隨擾流塊高度增加而增加。擾流塊高度相同時,三角形和矩形的效率幾乎相同,而半圓形的效率最低。銀仁亮[49]對裝有矩形、圓弧三角形及其混合結構的擾流環(huán)的某雙組元液體遠地點發(fā)動機流場進行了數值仿真計算,結果表明,擾流環(huán)對提高燃燒效率作用明顯。林慶國[14]對直圓柱燃燒室、突擴燃燒室[50]和使用二次燃燒裝置(即三角形擾流塊)的燃燒室在額定工況下的燃燒與傳熱仿真計算,幾種燃燒室結構的性能計算結果如表1所示。仿真結果表明，對比不同構型燃燒室的內流場和性能參數,從提高發(fā)動機的燃燒效率、比沖等性能指標看,二次燃燒裝置的效果最好,直圓柱構型燃燒室其次,而擴張型燃燒室效果不佳。原因是二次燃燒裝置可以有效地引導液膜離開壁面、進入主流并與燃氣劇烈混合(圖9)，而擴張型燃燒室雖然可以使液膜離開壁面并且蒸發(fā),卻無法有效地增強邊區(qū)燃料與中心區(qū)氧化劑的混合(圖10)。

表1 不同燃燒室結構性能對比
Tab.1Performance comparison of different combustion chamber configurations

燃燒室結構燃燒效率/%比沖/s直圓柱燃燒室96.89291.6突擴燃燒室(H=2mm)96.87291.7帶二次燃燒裝置(H=2.6mm)98.00292.9

圖9 突擴燃燒室H值不同的燃燒室速度矢量對比Fig.9 Velocity vector comparison of sudden expansion combustion chamber with different H values

圖10 二次燃燒結構高度不同的燃燒室速度場矢量對比Fig.10 Velocity vector comparison of combustion chamber with different secondary combustion structure heights

5 研究展望

液膜冷卻是液體火箭發(fā)動機熱防護的重要方式,對于軌姿控發(fā)動機,則是最主要的熱防護手段,過去對液膜冷卻持續(xù)幾十年的研究,總結了一些液膜冷卻注入方式的特點,比如合理設置液膜的引入位置、將冷卻劑分多次注入等可以提高熱防護效果等;認識到中心氣流對液膜的夾帶作用不可忽略,建立了估算液膜夾帶量的關系式;建立了液膜冷卻分析模型,能夠大致預測液膜長度并計算液膜冷卻效率;發(fā)現了液膜冷卻造成推力室性能損失,并提出利用二次燃燒裝置提高推力室性能的方法?？v觀國內外對液膜冷卻的研究,還有眾多問題需要深入細致的研究：

1)不同冷卻劑注入結構的研究。以液體火箭發(fā)動機為背景的液膜注入結構對液膜冷卻效果影響的研究較少。注射孔的孔型、排布方式、注入角度、注入速度等因素對液膜冷卻效果影響的研究不夠深入,對液膜冷卻效果的影響未能得到系統(tǒng)的研究總結,這方面的研究工作大多停留在定性層面上,不能對工程上液膜冷卻的組織形成明確的指導。這部分研究工作的繼續(xù)深入必須依靠于必要的冷態(tài)及熱態(tài)實驗。

2)中心氣流對液膜夾帶特性的影響研究。液體火箭發(fā)動機中心氣流對液膜的夾帶作用在液膜冷卻過程中很重要,然而當前在這一方面的研究比較零散不成體系,且大多都是初步研究。未來需進行液體火箭發(fā)動機工作條件為背景的液膜冷卻的液滴夾帶實驗,通過實驗驗證兩相流中大量存在的液滴夾帶的模型是否可用于液膜冷卻過程中的夾帶計算,同時也可應用先進的光學觀測手段研究中心氣流對液膜的夾帶機制,利用實驗數據建立新的液膜冷卻液滴夾帶計算模型。

3)發(fā)展火箭發(fā)動機液膜冷卻的計算方法。當前對液膜冷卻過程的計算分析主要依靠理論分析方法,這種方法的準確性依賴于對液膜冷卻過程的深刻認識及更加準確的子模型,需要研究人員完善液膜冷卻模型中應該考慮的各種因素,并應用更準確的子模型。另外,當前應用CFD技術在火箭發(fā)動機液膜冷卻方面的研究較少,隨著兩相流數值仿真能力的提高,未來數值仿真方法在液膜冷卻研究中的應用將有助于研究人員了解液膜在發(fā)動機內的流動發(fā)展的細節(jié)。

4)新的推力室冷卻結構/技術方案研究。液膜冷卻會造成發(fā)動機性能損失,尤其是軌姿控發(fā)動機,用于冷卻的推進劑可占燃料的30%,未來發(fā)動機更高的室壓帶來更高的熱流密度,如何用有限的燃料實現推力室的可靠冷卻,又能保證燃燒效率,從強化液膜反應,提高發(fā)動機性能角度,研究新的推力室冷卻結構/方案可能是一種有效解決辦法。

6 結語

液膜冷卻作為液體火箭發(fā)動機工作過程中的重要環(huán)節(jié),影響發(fā)動機熱防護的可靠性和發(fā)動機性能。隨著未來對液體火箭發(fā)動機潛力的繼續(xù)發(fā)掘及更高熱防護要求的提出,需要對液膜冷卻機制更深入的認識,對液膜冷卻效果更準確的預測,以及對液膜冷卻更精細地組織,實現液體火箭發(fā)動機的高效、可靠冷卻。