復(fù)燃對氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場及輻射特性影響數(shù)值研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊

?

復(fù)燃對氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場及輻射特性影響數(shù)值研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊

（中國人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京，101416）

為深入研究復(fù)燃對氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場及輻射特性的影響，以氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)喉部截面參數(shù)為入口條件，采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程，考慮尾焰復(fù)燃反應(yīng)影響，利用PISO算法求解得到尾焰流場參數(shù)。在此基礎(chǔ)上，通過氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計(jì)算模型SLG對尾焰輻射特性進(jìn)行計(jì)算，對比復(fù)燃反應(yīng)對尾焰流場及其輻射特性的影響。結(jié)果表明，復(fù)燃反應(yīng)對氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場計(jì)算影響較大，使溫度場以及燃燒產(chǎn)物的質(zhì)量分?jǐn)?shù)大幅增加，從而導(dǎo)致尾焰的輻射特性增強(qiáng)，因而在氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場和輻射計(jì)算中，考慮復(fù)燃反應(yīng)是極為必要的。

氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；尾焰；復(fù)燃反應(yīng)；紅外輻射；數(shù)值仿真

0 引 言

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鈱儆诟蝗既細(xì)?，不能完全燃燒的燃?xì)鈬娙氪髿夂?，?huì)和空氣中的氧氣摻混燃燒發(fā)生復(fù)燃反應(yīng)，從而影響尾焰的溫度場和燃?xì)饨M分分布[1]?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)尾焰具有高溫、高速、大流量的特點(diǎn)，其在飛行階段高溫尾焰會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的輻射特性，這對實(shí)現(xiàn)紅外追蹤與預(yù)警具有重要意義。但是，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流動(dòng)是耦合強(qiáng)烈化學(xué)反應(yīng)的復(fù)雜流動(dòng)，在計(jì)算中定量分析復(fù)燃對尾焰的影響極為必要。

Leone等[2]研究了燃燒尾焰的化學(xué)成分在高空發(fā)生復(fù)燃反應(yīng)對同溫層產(chǎn)生的影響；王雁鳴等[3]對多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)在低空的紅外輻射特性進(jìn)行研究，得到多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場在2~5 μm波段光譜的紅外特性；聶萬勝等[4、5]對液體火箭尾部噴焰紅外輻射特性進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算，并分析燃燒室內(nèi)一步反應(yīng)和兩步反應(yīng)、無燃燒室3種情形下尾焰流場與輻射特點(diǎn)；王偉臣等[6]研究了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰復(fù)燃的輻射效應(yīng)，在復(fù)燃尾焰中耦合紅外輻射傳輸模型；劉尊洋等[7～9]針對復(fù)燃對固體火箭及液體火箭尾焰紅外輻射特性影響分別進(jìn)行研究，分析了不同飛行參數(shù)對火箭尾焰輻射特性的影響。上述文獻(xiàn)從不同角度對火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場及輻射特性進(jìn)行了研究，為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰研究奠定了重要基礎(chǔ)。

以液氫液氧作為推進(jìn)劑的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，反應(yīng)能量遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和常規(guī)的偏二甲肼/四氧化二氮發(fā)動(dòng)機(jī)。同時(shí)，由于氫的分子量極低，氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)比推力比其他任何推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)的比推力都高，并具有無毒、無污染等特點(diǎn)，因而也是國外爭相研究的對象，如美國的J-2發(fā)動(dòng)機(jī)、日本的LE-7/A發(fā)動(dòng)機(jī)及蘇聯(lián)的RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)[10]等。目前，針對復(fù)燃反應(yīng)對氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場及輻射特性的影響還不完善，需要進(jìn)一步研究。

本文以氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對象，對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場以及尾焰外流場進(jìn)行計(jì)算，并以內(nèi)流場喉部截面參數(shù)作為尾焰外流場計(jì)算的入口條件，從而達(dá)到簡化計(jì)算的目的。尾焰輻射特性以尾焰流場參數(shù)為基礎(chǔ)，并利用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計(jì)算模型SLG對尾焰輻射特性進(jìn)行計(jì)算。通過以上方法，可以得到氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場、尾焰外流場以及輻射特性參數(shù)，從而定量分析復(fù)燃反應(yīng)對尾焰流場和輻射特性的影響。

1 物理模型與計(jì)算方法

1.1 幾何模型

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)具有對稱性，可以取圓周面的三分之一進(jìn)行對稱處理，從而簡化計(jì)算。發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型如圖1所示。發(fā)動(dòng)機(jī)主要由短噴管推力室和噴管延伸段組成，如圖1a。由于在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)處于超聲速流動(dòng)狀態(tài)，流動(dòng)擾動(dòng)無法逆向傳播，因而可通過只計(jì)算短噴管推力室的內(nèi)流場，獲取喉部截面參數(shù)，提高計(jì)算效率。

a）整體

b）噴注面板

圖1 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型

1.2 網(wǎng)格劃分與邊界條件

經(jīng)對稱簡化后，噴注面板共有120個(gè)噴注單元，每個(gè)噴注單元都為氣液同軸直流式噴嘴。由于液氫是作為發(fā)動(dòng)機(jī)管壁再生冷卻的冷卻劑，經(jīng)過冷卻套后，液氫被加熱轉(zhuǎn)化為氣態(tài)，因而將H2作為氣相，O2作為液相進(jìn)行計(jì)算。由于噴注面板噴嘴數(shù)量過多，增加了網(wǎng)格劃分的復(fù)雜程度，因此選用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對幾何模型進(jìn)行貼合，提高計(jì)算精度，降低網(wǎng)格劃分難度。

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)短噴管推力室計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示。從圖2可知，由發(fā)動(dòng)機(jī)入口可給定內(nèi)流場計(jì)算邊界條件（見表1）；發(fā)動(dòng)機(jī)壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，無滑移邊界條件；對稱面上徑向速度為零，所有變量徑向梯度為零。

表1 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場計(jì)算邊界條件

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰外流場仿真采用三維180°對稱計(jì)算網(wǎng)格，如圖3所示。

a）全流場

b）局部放大圖

圖3 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場計(jì)算網(wǎng)格

仿真模型由噴管擴(kuò)張段內(nèi)流場及尾焰外流場組成。噴管擴(kuò)張段面積比為49∶1，模型以噴管喉部為入口，入口條件通過氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場計(jì)算結(jié)果給定。噴管壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)求解，無滑移邊界條件。環(huán)境遠(yuǎn)場邊界及出口邊界給定環(huán)境壓力0.1 MPa、溫度300 K以及空氣組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)，其中來流速度忽略不計(jì)。對稱面上徑向速度為零，所有變量徑向梯度為零。

1.3 物理模型

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣相流動(dòng)過程采用帶化學(xué)反應(yīng)的三維N-S方程[11]描述，采用Realizable k-ε湍流模型封閉流動(dòng)方程組，液相流動(dòng)過程采用離散相模型進(jìn)行描述，采用Rosin-Rammler分布[12]確定噴射液滴初始尺寸分布，采用Wave模型[13]和O’Rourke模型[14]對液滴破碎及碰撞過程進(jìn)行計(jì)算，以獲得更為精確的計(jì)算結(jié)果。燃燒過程化學(xué)反應(yīng)速率CH采用湍流脈動(dòng)機(jī)制EBU和Arrhenius機(jī)制Arr控制[15]，氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)化學(xué)反應(yīng)采用氫氧單步化學(xué)反應(yīng)，即2H2+O2=2H2O。流動(dòng)方程對流項(xiàng)采用QUICK格式進(jìn)行離散，采用PISO算法進(jìn)行壓力-速度耦合求解。輻射模型采用氣體輻射傳輸方程[16]和大氣透過率計(jì)算模型SLG[17]進(jìn)行計(jì)算。

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場計(jì)算

發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場計(jì)算結(jié)果的各項(xiàng)參數(shù)分布如圖4所示。

a）壓力

b）溫度

c）H2O質(zhì)量分?jǐn)?shù)

d）H2質(zhì)量分?jǐn)?shù)

從圖4中可以看到，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)每個(gè)截面的壓力、溫度和各個(gè)燃?xì)饨M分質(zhì)量分?jǐn)?shù)的分布數(shù)據(jù)。在壓力云圖中，發(fā)動(dòng)機(jī)在燃燒室中達(dá)到最大壓力為8.78 MPa，并在噴管內(nèi)壓力逐步降低，其中燃燒室最大壓力與該工況下試車測得的燃燒室壓力8.87 MPa極為接近，證明了算法的有效性；發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度分布呈現(xiàn)出相同的變化趨勢，只是溫度的變化較小。由圖4還可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中，H2與O2占主要成分，并會(huì)發(fā)生劇烈的燃燒反應(yīng)；在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管中，H2O和H2占主要成分，O2因反應(yīng)而消耗殆盡，說明噴管噴出的燃?xì)鉃楦蝗既細(xì)狻?/p>

2.2 復(fù)燃對尾焰流場特性影響

為方便對比，將復(fù)燃反應(yīng)流與凍結(jié)流流場參數(shù)進(jìn)行對比分析。圖5給出復(fù)燃反應(yīng)對溫度場的影響。

a）全流場

b）軸線上溫度分布

c）發(fā)動(dòng)機(jī)出口不同位置處縱向溫度分布

從圖5a中可見，在=0~14 m區(qū)間，反應(yīng)流高溫區(qū)主要存在于尾焰邊界區(qū)域；在=14~26 m區(qū)間，反應(yīng)流高溫區(qū)則存在于尾焰中心區(qū)域。主要是由于在=0~14 m范圍內(nèi)，尾焰流速較快，燃?xì)馀c周圍空氣的摻混主要發(fā)生在尾焰邊界，隨即發(fā)生復(fù)燃反應(yīng)，導(dǎo)致該區(qū)域溫度升高；隨著流動(dòng)的進(jìn)行，尾焰流速逐漸減慢，燃?xì)馀c周圍空氣的摻混加劇，復(fù)燃反應(yīng)隨之加強(qiáng)，造成中心區(qū)域溫度升高。圖5b、5c中，軸線上溫度場的最大相對增幅達(dá)40.48%，發(fā)動(dòng)機(jī)出口=5 m、10 m和20 m位置處縱向溫度最大增幅均達(dá)30%以上。由此可知，復(fù)燃反應(yīng)對氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場計(jì)算影響很大。

圖6給出了計(jì)算結(jié)果同文獻(xiàn)[18]提供的實(shí)驗(yàn)試車與仿真數(shù)據(jù)的對比。從圖6中可以看出，計(jì)算結(jié)果同文獻(xiàn)中的結(jié)果符合較好，證明了算法的有效性和正確性。圖7給出了復(fù)燃對尾焰流場軸線上各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布影響。

a）文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果

b）文獻(xiàn)仿真結(jié)果

c）本文仿真結(jié)果

圖6 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場計(jì)算結(jié)果同文獻(xiàn)[18]結(jié)果對比

a）H2O

b）H2

從圖7中可以看出，在尾焰流場中，氣態(tài)H2O是尾焰的主要成分。氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算應(yīng)圍繞H2O的輻射進(jìn)行。從復(fù)燃的影響來看，復(fù)燃反應(yīng)會(huì)使尾焰中H2O的質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯增加，而H2和O2相應(yīng)減少，軸線上H2O質(zhì)量分?jǐn)?shù)最大相對增幅達(dá)43.75%。

2.3 復(fù)燃對尾焰輻射特性影響

將氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場計(jì)算得到的壓力、溫度以及燃?xì)饨M分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)帶入尾焰輻射計(jì)算模型中進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如圖8所示。對于氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)其燃燒產(chǎn)物主要是H2O，也是主要輻射體，其輻射主要體現(xiàn)在2.7 μm波段上。從圖8中可以看出，復(fù)燃反應(yīng)會(huì)使整個(gè)波段內(nèi)的光譜輻射照度大幅增加，在=2.67 μm處增幅最大。這主要是由于復(fù)燃反應(yīng)會(huì)對尾焰溫度場和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)分布產(chǎn)生影響，從而影響尾焰的輻射特性。由此可知，復(fù)燃反應(yīng)對氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰輻射計(jì)算的影響同樣不容忽視（光譜輻射照度表示波長為λ時(shí)，單位波長間隔內(nèi)的入射物體單位面積上接收到的輻射功率[19]）。

3 結(jié) 論

本文通過求解氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場與輻射計(jì)算模型，定量分析了復(fù)燃反應(yīng)對發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場和輻射特性的影響，所得結(jié)論如下：

a）復(fù)燃反應(yīng)會(huì)改變尾焰溫度場和燃?xì)饨M分分布。對于溫度場，復(fù)燃反應(yīng)會(huì)使尾焰溫度大幅升高，最大增幅可達(dá)40.48%。對于燃?xì)饨M分分布，復(fù)燃反應(yīng)會(huì)使H2O的含量增加，相應(yīng)反應(yīng)物的含量減少，H2O質(zhì)量分?jǐn)?shù)的最大增幅達(dá)43.75%。

b）氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰主要輻射波段在2.7 μm波段，復(fù)燃反應(yīng)會(huì)使整個(gè)波段內(nèi)的光譜輻射照度大幅增加，在=2.67μm處增幅最大。

c）復(fù)燃反應(yīng)會(huì)對氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場和輻射特性計(jì)算產(chǎn)生較大影響，因而在相應(yīng)計(jì)算中應(yīng)考慮復(fù)燃反應(yīng)以獲得較為精確的結(jié)果。

[1] 苗瑞生. 發(fā)射氣體動(dòng)力學(xué)[M]. 北京：國防工業(yè)出版社, 2006.

[2] Leone D M, Turns S R. Active Chlorine and Nitric Oxide Formation From Chemical Rocket Plume Afterburning[R]. AIAA 94-0788, 1994.

[3] 王雁鳴, 談和平, 董士奎, 等. 低空多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰紅外輻射特性研究[J]. 固體火箭技術(shù), 2009, 32(6): 634-637.

[4] 聶萬勝, 楊軍輝, 何浩波, 等. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰紅外輻射特性[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2005, 27(5):91-94.

[5] 豐松江, 聶萬勝, 解慶紛, 等. 燃燒室內(nèi)燃燒模型對尾焰流場及其輻射的影響[J]. 火箭推進(jìn), 2006, 32(2):6-10.

[6] WANG W C, WEI Z J, ZHANG Q, et al. Study on infrared signature of solid rocket motor afterburning exhaust plume[R]. AIAA 2010-6847, 2010.

[7] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 復(fù)燃對固體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 33(6): 1-8.

[8] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 復(fù)燃對液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光子學(xué)報(bào), 2013, 42(4): 480-485.

[9] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 飛行參數(shù)對液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 33(4): 1-7.

[10] 丁兆波, 孫繼國, 路曉紅. 國外典型大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)推力室技術(shù)方案綜述[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2012(4): 28-30.

[11] 陶文銓. 數(shù)值傳熱學(xué)[M]. 西安: 西安交通大學(xué)出版社, 1988.

[12] 莊逢辰. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴霧燃燒的理論、模型及應(yīng)用[M]. 長沙: 國防科技大學(xué)出版社, 1995.

[13] Reitz R D. Mechanisms of atomization processes in high-pressure vaporizing sprays[J]. Atomization and Spray Technology, 1987(3): 309-337.

[14] O’Rourke P J. Collective drop effects on vaporizing liquid sprays[D]. New Jersey: Princeton University, 1981.

[15] FENG S J, CHENG Y F, NIE W S. Combustion instability analysis in a Hydrogen-Oxygen rocket engine[R]. AIAA 2009-4864, 2009.

[16] 楊軍輝. 液體火箭燃燒過程及其尾部噴焰輻射特性研究[D]. 北京: 裝備指揮技術(shù)學(xué)院，2004.

[17] Ludwig C B, et al. Handbook of infrared radiation from combustion gases[R]. NASA SP-3080, 1973.

[18] 李茂, 王占林. 氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)射流仿真與試驗(yàn)臺(tái)熱防護(hù)[J]. 載人航天, 2014, 20(5):421-426.

[19] 徐南榮, 卞南華. 紅外輻射與制導(dǎo)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 1997.

Numerical Research on Influence Exerted by Afterburning on Flow Field and Radiation Characteristics of LH2/LOX Rocket Engine

Qiao Ye, Nie Wan-sheng, Feng Song-jiang, Wu Gao-yang

(Department of Space Equipment, Equipment Academy of PLA, Beijing, 101416)

To have a deep understanding of the influence exerted by afterburning on the flow field and radiation characteristics of LH2/LOX rocket engine plume, parameters at the throat section of the engine are set as the inlet condition to consider the afterburning reaction. The N-S equation coupled with Realizable k-ε model is used as well. Plume flow field parameters are obtained through PISO algorithm. On this basis, plume radiation characteristics are calculated with gas radiation transmission equation and SLG model. The influence of afterburning reaction on the plume flow field and radiation characteristics are compared as well. The results indicate that the afterburning reaction exerts a significant effect on plume flow field calculation, making the mass fraction of combustion products go up greatly, which enhances plume’s radiation characteristics. In conclusion, it is necessary to take account afterburning reaction in plume flow field and radiation calculations.

LH2/LOX rocket engine; Plume; Afterburning; Infrared radiation; Numerical simulation

1004-7182(2016)02-0022-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160205

V43

A

2015-08-21；

2015-12-25

國家自然科學(xué)基金（51206185，91441123）

喬野（1991-），男，碩士研究生，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)