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    環(huán)形引射器兩相流動數(shù)值模擬

    2020-08-18 06:40:14吳薇梵王占林孔凡超劉瑞敏
    火箭推進 2020年4期
    關(guān)鍵詞:總溫引射器總壓

    吳薇梵,王占林,孔凡超,劉瑞敏,李 茂

    (1.北京航天試驗技術(shù)研究所,北京 100074; 2.北京市航天試驗技術(shù)與裝備工程技術(shù)研究中心,北京 100074)

    0 引言

    引射器是一種利用高速射流來抽吸低壓流體的設(shè)備,它沒有運動部件,結(jié)構(gòu)簡單,工作可靠,且對被抽氣體無嚴格要求,應(yīng)用于制冷、冶金、石油化工以及航空航天等多個領(lǐng)域。在上面級火箭發(fā)動機的研制過程中,需要通過高空模擬試驗研究發(fā)動機的高空工作狀態(tài),引射器作為一種抽真空設(shè)備,在高空模擬試驗中得到廣泛使用。

    國內(nèi)外研究人員對引射器進行了大量的數(shù)值模擬研究[1-11]和試驗研究[12-18],分別研究了進出口工況及引射器結(jié)構(gòu)尺寸等對引射器性能的影響,但是對無負載(零二次流)引射器的研究較少。還有研究人員對引射過程中水蒸氣凝結(jié)相變現(xiàn)象進行了數(shù)值模擬研究[19-21],但是目前的數(shù)學(xué)模型與實際情況還存在較大差距。

    引射器流場復(fù)雜,涉及超音速流動、激波等多種復(fù)雜現(xiàn)象,同時,由于超音速的影響,蒸汽引射器內(nèi)還可能存在氣液兩相流。一維引射器理論無法求解出流場內(nèi)的詳細結(jié)構(gòu),試驗測量花費高且難以捕捉流場細節(jié),因此,CFD數(shù)值模擬成為一種研究引射器內(nèi)部流場的重要手段。在上面級火箭發(fā)動機進行高空模擬試驗時,為較好地獲得發(fā)動機的高空模擬特性,創(chuàng)造較低的真空壓力是必要的。本文通過數(shù)值模擬,在兩相流動的基礎(chǔ)上分析零二次流環(huán)形蒸汽引射器入口工況及結(jié)構(gòu)尺寸對極限真空壓力的影響,旨在提高引射能力,降低真空壓力。

    1 物理模型與數(shù)值方法

    1.1 物理模型及網(wǎng)格

    某型上面級氫氧發(fā)動機環(huán)形蒸汽引射器結(jié)構(gòu)如圖1所示。

    圖1 環(huán)形蒸汽引射器結(jié)構(gòu)圖

    其中引射器長為10.9 m,引射噴嘴環(huán)縫截面積為3.8×10-5m2,引射噴嘴出口壁厚為0.05 m,混合室直徑為1.104 m,擴張段出口直徑為1.561 m。蒸汽由水/液氧/酒精蒸汽發(fā)生器提供。在進行網(wǎng)格無關(guān)性分析后,計算網(wǎng)格取20萬個,采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格示意圖如圖2所示。

    圖2 計算區(qū)域網(wǎng)格

    1.2 控制方程、湍流模型及計算方法

    本文采用仿真軟件Fluent對在發(fā)動機啟動前的環(huán)型蒸汽引射器零二次流的流場進行模擬,控制方程為穩(wěn)態(tài)二維軸對稱雷諾平均Navier-Stokes方程,湍流模型選用Realizablek-ε模型。采用Coupled算法耦合求解,連續(xù)方程、動量方程和能量方程用二階迎風格式進行離散。

    1.3 物性參數(shù)及邊界條件

    引射噴嘴入口邊界條件采用壓力入口,設(shè)定入口總溫為530 K,總壓為1.85 MPa,蒸汽化學(xué)成分及各成分占比見表1;二次流入口設(shè)為固壁;引射器出口采用壓力出口,給定出口壓力為大氣壓。在Fluent中開啟組分輸運,混合氣體的密度采用真實氣體的Real-Gas-Soave-Redlich-Kwong三參數(shù)狀態(tài)方程進行計算。

    表1 環(huán)形引射器蒸汽化學(xué)成分

    1.4 相變模型

    蒸汽在引射器內(nèi)會發(fā)生超音速流動,水蒸氣加速膨脹降溫降壓,可能會有部分水蒸氣越過氣液飽和線變?yōu)橐合?,?dǎo)致引射器內(nèi)氣液兩相流共存。不考慮液滴在超音速流動過程中的成核及生長過程,采用水蒸氣平衡凝結(jié)相變模型,假設(shè)水蒸氣狀態(tài)越過氣液飽和線后立即凝結(jié)為液相水。

    2 計算結(jié)果及分析

    2.1 數(shù)值模擬與試驗數(shù)據(jù)對比

    環(huán)形蒸汽引射器的10次典型試驗結(jié)果如圖3所示,極限真空壓力px即真空艙內(nèi)壓力,其平均值為12.60 kPa。

    圖3 環(huán)形蒸汽引射器典型試驗結(jié)果

    不考慮水蒸氣相變,數(shù)值模擬所得真空壓力為8.65 kPa,與試驗數(shù)據(jù)的誤差為31%;加入水蒸氣相變模型,數(shù)值仿真后真空壓力為12.15 kPa,與試驗數(shù)據(jù)的誤差小于5%。因此認為,在引射器內(nèi)部存在的跨音速流動中,蒸汽兩相流會對數(shù)值模擬計算結(jié)果產(chǎn)生一定的影響,下文的數(shù)值模擬過程中均引入水蒸氣平衡凝結(jié)相變模型,考慮蒸汽兩相流的存在。

    2.2 入口工況的影響

    引射蒸汽入口的溫度和流量是由上游蒸汽發(fā)生器決定,蒸汽入口壓力由入口溫度和流量決定,與溫度的開方及流量均成正比。本節(jié)將研究入口工況對極限真空壓力的影響,通過分析仿真結(jié)果,給出降低真空壓力的建議。

    2.2.1 入口壓力的影響

    保持引射蒸汽入口總溫不變,改變蒸汽入口流量,蒸汽入口總壓發(fā)生變化,數(shù)值模擬結(jié)果如表2所示。

    表2 不同入口總壓下的計算結(jié)果

    由表2可知,隨著引射蒸汽入口流量增大,入口總壓也增大,真空壓力隨之升高,但是真空壓力與入口總壓的比值及流場內(nèi)最大馬赫數(shù)基本無變化。結(jié)合圖4和圖5,對比不同入口總壓下的數(shù)值模擬結(jié)果可以看到,流場內(nèi)馬赫數(shù)的大小及液相水體積分數(shù)的分布基本相同,只是下游激波的位置有細微差別,隨著入口總壓升高,激波串向下游推進。從總壓曲線圖中可以看出,隨著入口總壓增大,要保證出口總壓一致,就要增大流動過程中的總壓損失,而經(jīng)過的激波道數(shù)越多,總壓損失越大,因此入口總壓越大,激波道數(shù)越多,激波串越靠近下游出口。可以認為,對于無二次喉道引射器來說,若想得到較低的真空壓力,在保證引射器正常啟動及入口總溫不變的情況下,引射蒸汽入口總壓越低越好。降低引射蒸汽入口總壓,可以通過減少蒸汽流量來實現(xiàn)。

    圖4 不同入口總壓下的馬赫數(shù)分布

    圖5 各參數(shù)沿引射器軸線的變化

    2.2.2 入口溫度的影響

    保持引射蒸汽入口流量不變,改變?nèi)肟诳倻?,?shù)值模擬結(jié)果如表3所示。

    表3 不同入口總溫下的計算結(jié)果

    結(jié)合表3、圖6和圖7可以看到,隨著入口總溫提高,入口總壓隨之增大,流場中溫度升高,溫升在擴張段比較明顯;正激波位置更靠近出口,流場內(nèi)的馬赫數(shù)逐漸增大,真空壓力隨之降低,液相水體積分數(shù)逐漸減少。水蒸氣流經(jīng)噴嘴時發(fā)展為超音速流動,氣流加速膨脹降溫降壓形成液相水,由于溫降有限,蒸汽溫度越高,產(chǎn)生冷凝的蒸汽量減少,流場中液相水減少,從而導(dǎo)致流場中氣流速度增大,引射器抽吸能力增強,真空壓力降低??梢哉J為,若想得到較低的真空壓力,在保證引射器正常啟動及引射蒸汽流量不變的情況下,蒸汽入口總溫越高越好。

    圖6 不同入口總溫下的液相水體積分數(shù)分布

    圖7 各參數(shù)沿引射器軸線上的變化

    2.3 幾何參數(shù)的影響

    下面將通過改變引射噴嘴出口壁厚和混合室直徑,分析引射器幾何參數(shù)對極限真空壓力的影響。

    2.3.1 引射噴嘴出口壁厚的影響

    噴嘴出口壁厚是指環(huán)形引射器引射蒸汽出口與被引射氣流入口之間的壁厚。圖8給出了環(huán)形引射器出口壁厚局部放大圖及其網(wǎng)格分布,在初始壁厚為0.05 m的基礎(chǔ)上,改變噴嘴出口內(nèi)徑,噴嘴出口截面積也會有細微變化,將壁厚減小為0.03、0.015、0 m,引射器的其余幾何參數(shù)及邊界條件均不變。

    圖8 不同引射噴嘴出口壁厚的局部放大圖

    表4給出了基于不同引射噴嘴出口壁厚下的計算結(jié)果。結(jié)果表明,隨引射噴嘴出口壁厚減小,真空壓力降低。根據(jù)圖9噴嘴出口速度分布,分析認為,由于壁厚減小,在壁厚處氣流產(chǎn)生的回流區(qū)減小,蒸汽受到的擾動減弱,對艙內(nèi)氣體的引射能力增強,從而真空壓力降低。因此,盡管在實際制造中引射噴嘴出口壁厚不可能為零,但是盡可能地減小噴嘴出口壁厚,對降低真空壓力有一定幫助。

    圖9 引射噴嘴出口處速度分布

    表4 不同噴嘴出口壁厚下的計算結(jié)果

    2.3.2 混合室直徑的影響

    引射器極限真空理論計算公式為

    (1)

    (2)

    式中:Am為混合室截面積;At為噴嘴環(huán)縫截面積;Mm為混合室馬赫數(shù);k為比熱比;px為吸入室靜壓;p*為吸入室總壓。假設(shè)吸入室靜壓為極限真空壓力,吸入室總壓為引射蒸汽入口壓力。根據(jù)式(1)和式(2)即可求出極限真空壓力px。

    混合室內(nèi)流體為超音速流動,根據(jù)式(1)、式(2)和圖10,馬赫數(shù)大于1時,At/Am及px/p*隨Mm的增大而減小,因此保持At和p*不變,增大Am,則Mm隨之增大,從而px下降。

    圖10 不同比值隨馬赫數(shù)的變化曲線

    如圖11所示,二次喉道直徑在原等截面引射器的基礎(chǔ)上保持不變,設(shè)混合室收縮角為5°,通過增加混合室直徑Dm,將原等截面引射器調(diào)整為二次喉道引射器,混合室直徑在1.104 m的基礎(chǔ)上依次增加0.05,0.1,0.2,0.3,0.4 m,引射器長度為Lm。

    圖11 二次喉道引射器示意圖

    表5為不同混合室直徑的計算結(jié)果,從表5中可以看出,隨著混合室直徑增大,真空壓力減小。當直徑增加0.3 m時,真空壓力較變化前下降39.92%。從圖12的馬赫數(shù)分布中可以看出,隨著混合室直徑增大,在保持混合室收縮角不變的前提下,引射器長度增加,二次喉道內(nèi)的馬赫數(shù)越來越小,當馬赫數(shù)接近于1時喉道會發(fā)生壅塞,導(dǎo)致引射器不啟動。

    表5 不同混合室直徑下的數(shù)值模擬計算結(jié)果

    圖12 不同混合室直徑下的馬赫數(shù)分布

    3 結(jié)論

    1) 建立了環(huán)形蒸汽引射器數(shù)值仿真模型,通過Fluent對引射器內(nèi)部流場進行分析,并對比試驗數(shù)據(jù),驗證了考慮水蒸氣相變模型的仿真結(jié)果的準確性。

    2) 入口工況對引射器性能有影響。若保持蒸汽入口總溫不變,只改變?nèi)肟诳倝?,真空壓力隨入口總壓的升高而升高;若保持蒸汽入口流量不變,改變?nèi)肟诳倻?,真空壓力隨入口總溫的升高而降低。因此,在保證引射器正常啟動的前提下,降低引射蒸汽入口總壓,升高入口總溫,可以降低真空壓力。

    3) 環(huán)形引射器噴嘴出口壁厚和混合室直徑對真空壓力有影響。在入口工況不變的前提下,減小噴嘴出口壁厚或增大混合室直徑,真空壓力降低,但是混合室直徑過大時引射器可能不啟動。

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