吳亞可,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),陳曉龍,肖 波,岳 赟

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、流動和熱結(jié)構(gòu)國家級重點實驗室,西安 710072)

0 引言

固體火箭發(fā)動機(jī)中的不穩(wěn)定燃燒表現(xiàn)為燃燒室中出現(xiàn)了強(qiáng)烈的壓強(qiáng)振蕩。引起壓強(qiáng)振蕩的因素眾多,噴管的阻尼效應(yīng)是影響發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的重要因素之一[1]。因發(fā)射方式的靈活性、機(jī)動性和導(dǎo)彈尺寸的限制,使得潛入式噴管成為發(fā)動機(jī)設(shè)計者的首選。對于大型分段式固體火箭發(fā)動機(jī),隨著推進(jìn)劑燃燒的進(jìn)行,一方面是段間阻燃層將突起在主流中,形成障礙渦脫落,另一方面,潛入段周圍的藥柱逐漸消失,潛入式噴管背區(qū)空腔的體積也逐漸增大。在法國POP計劃中,Ariane5的縮比尺寸熱實驗LP9的結(jié)果顯示,當(dāng)使用潛入式噴管后,發(fā)動機(jī)由穩(wěn)定變得不穩(wěn)定[2]。通過線性理論推導(dǎo),Janardan和Zinn證明了潛入式噴管所引入的空腔中的“回轉(zhuǎn)”流動降低了噴管的有效阻尼[3]。渦脫落作為壓強(qiáng)振蕩潛在的觸發(fā)因素之一,當(dāng)渦脫落的頻率與燃燒室聲場的某階固有頻率一致時,將引起共振,從而導(dǎo)致壓強(qiáng)振蕩,這是Flandro和Jacobs首次提出的[4]。然而,Culick卻認(rèn)為,旋渦撞擊下游障礙物(大型分段式發(fā)動機(jī)的下游絕熱環(huán)或者潛入式噴管潛入段等)時,很容易引起共振[5]。聲/渦耦合作用顯示,渦撞擊潛入式噴管潛入段產(chǎn)生了聲,即噴管與主流之間的相互作用可能會對壓力振蕩產(chǎn)生影響[6],VKI的Anthoine在此方面研究較多[7-9]。研究認(rèn)為,潛入式噴管空腔體積與壓力振蕩之間存在線性關(guān)系,并主要是針對障礙渦脫落開展相關(guān)研究。文獻(xiàn)[10]對VKI的實驗器進(jìn)行的大渦模擬表明,潛入式噴管背區(qū)空腔體積對流動存在一定影響,并在背區(qū)空腔中存在高低壓交替出現(xiàn)的現(xiàn)象。

目前,對旋渦脫落和發(fā)展情況以及潛入式噴管的影響機(jī)理仍不清楚,需進(jìn)一步深入研究[11]。文獻(xiàn)[12]針對使用翼柱形藥柱和潛入式噴管的固體火箭發(fā)動機(jī),設(shè)計了能模擬翼燒完時情況的轉(zhuǎn)角渦脫落二維冷流實驗器(CVS60D),當(dāng)調(diào)節(jié)到某一具體喉部面積時,實驗器中出現(xiàn)了明顯的壓強(qiáng)振蕩。為了揭示實驗器中出現(xiàn)壓強(qiáng)振蕩的機(jī)理,文中針對該實驗器,通過高速攝影獲得了背區(qū)空腔體積變化時實驗器中旋渦運動的變化情況,研究了轉(zhuǎn)角渦脫落與聲場耦合能否引起壓強(qiáng)振蕩,并研究了潛入式噴管背區(qū)空腔體積對該壓強(qiáng)振蕩的影響。

1 實驗系統(tǒng)

整個實驗系統(tǒng)由4部分組成,包括轉(zhuǎn)角渦脫落二維縮比實驗器(CVS60D)、實驗室現(xiàn)有的來流供給系統(tǒng)、示蹤粒子加入裝置和高速攝影平臺。使用2種傳感器來測量實驗器中的壓力,國外進(jìn)口的Dytran 2300V1用來測量動壓,國產(chǎn)的DaCY420用來測量實驗器靜壓。對Dytran 2300V1測量所得數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉分析,便可得到壓力振蕩的功率譜。使用Synergy 2001進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。高速數(shù)字相機(jī)為Phantom 340,分辨率設(shè)置為512×384,采樣頻率設(shè)置為2 999幀/s。試驗系統(tǒng)如圖1所示;實驗器內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 實驗系統(tǒng)實體圖Fig.1 The experimental facility

圖2 實驗器內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Interna l structure of experimental setup

CVS60D總長為573 mm,由多孔板、燃燒室、潛入式噴管及喉栓4部分組成。多孔板用來均勻來流以及作為聲場邊界,將燃燒室與空氣供給系統(tǒng)隔開。燃燒室中存在一個60°的后向臺階。后向臺階邊緣與潛入式噴管潛入段之間的距離為97mm。實驗器留用觀察窗口,以便獲得實驗器中的旋渦運動。潛入式噴管是真實發(fā)動機(jī)中噴管的縮比模型,用來在燃燒室中形成空腔。噴管喉部處的氣流馬赫數(shù)接近1,這意味著實驗器外部的聲難以通過喉部反傳入實驗器內(nèi)。因此,燃燒室壁、潛入式噴管和多孔介質(zhì)板就組成了一個聲腔。喉栓的前后移動可改變噴管喉部面積,從而調(diào)節(jié)燃燒室中空氣流速。

文中通過使用堵塊的方式,對潛入式噴管背區(qū)空腔體積的大小進(jìn)行調(diào)節(jié)。共有4個調(diào)節(jié)堵塊,分別用V1～V4表示,對背區(qū)空腔體積調(diào)節(jié)規(guī)律如表1所示。

表1 潛入式噴管背區(qū)空腔體積調(diào)節(jié)規(guī)律及對應(yīng)的壓強(qiáng)振蕩Tab le 1 Rule ofm odification of cavity formed by submerged nozzle and their p ressure oscillation

2 潛入式噴管背區(qū)空腔體積變化時壓強(qiáng)振蕩

實驗時,將4塊逐一填充入潛入式噴管背區(qū)空腔中,共進(jìn)行5次實驗,工況號與表1中工況序號對應(yīng)。

圖3(a)是C1時動壓傳感器所測得壓強(qiáng)-時間曲線。從16 s開始,曲線突然變寬,這表明實驗器中出現(xiàn)明顯的壓強(qiáng)振蕩,該壓強(qiáng)振蕩一直持續(xù)到實驗結(jié)束。其FFT分析如圖3(b)所示。

圖4(a)為C3時動壓傳感器所測得的壓強(qiáng)-時間曲線。曲線緩慢變寬,但寬度沒有C1中明顯。圖4(b)為其FFT分析結(jié)果。

圖5為C5時動壓傳感器所測得壓強(qiáng)-時間曲線。與C1和C3相比,曲線線寬沒有發(fā)生明顯變化,表明此時實驗器中沒有出現(xiàn)壓強(qiáng)振蕩。

圖6為5次實驗結(jié)果的總結(jié)。從圖6中可看出,隨著潛入式噴管空腔體積的逐漸減小,壓強(qiáng)振蕩的幅值也隨之降低,且近似呈線性關(guān)系。當(dāng)空腔體積趨向于0時,壓強(qiáng)振蕩幾乎消失。這表明空腔體積大小對壓強(qiáng)振蕩的幅值影響較大。

圖3 C 1壓強(qiáng)振蕩曲線及其FFT分析Fig.3 Pressure oscillation curve and FFT of C 1

圖4 C 3壓強(qiáng)振蕩曲線及其FFT分析Fig.4 Pressure oscillation curve and FFT of C 3

圖5 C 5的壓強(qiáng)振蕩曲線Fig.5 Pressure oscillation of C 5

圖6 壓強(qiáng)振蕩振幅與潛入式噴管背區(qū)空腔體積之間的關(guān)系Fig.6 Relationship of amplitude of pressure oscillation and cavity volume formed by submerged nozzle

3 渦的識別及典型的流場區(qū)域劃分

為了獲得流場中旋渦的運動情況,文中使用1～10μm的Al2O3作為示蹤粒子,如果示蹤粒子的比重比流體介質(zhì)大,則離心力大于粒子上的壓力差,粒子將向外偏移[13]。粒子將被“甩”出,從而使得渦核附近處于近乎無粒子的狀態(tài),出現(xiàn)所謂的“黑洞”現(xiàn)象[14]。本實驗中旋渦產(chǎn)生和脫落初期,渦量大而尺度小,粒子無法跟隨旋渦運動,被甩出渦核區(qū),此時“黑洞”現(xiàn)象即說明存在旋渦,而在潛入式噴管的空腔區(qū)附近,渦量小而尺度大,粒子能跟隨大尺度旋渦作旋轉(zhuǎn)運動,以此作為旋渦存在的依據(jù)。

實驗后拆除潛入式噴管,發(fā)現(xiàn)實驗器通道內(nèi)腔側(cè)壁上粒子的粘附情況存在圖7所示的現(xiàn)象,三角形區(qū)域內(nèi)很“潔凈”,粒子粘附較少。對流動分析后認(rèn)為,這是因為較為強(qiáng)烈的旋渦運動,使得粒子無法粘附于側(cè)壁三角區(qū)域內(nèi),且強(qiáng)烈的旋渦運動對三角區(qū)域內(nèi)已粘附的粒子亦有“清掃”作用。此外,雖然三角形區(qū)域上方也存在旋渦運動,但流速和旋渦強(qiáng)度均較低,對該區(qū)域側(cè)壁上已粘附粒子的“清掃”作用較小。據(jù)此,將觀察區(qū)分為主流區(qū)、渦脫落區(qū)和空腔區(qū)3個典型流動區(qū),如圖8所示。

圖7 實驗器內(nèi)腔側(cè)壁上示蹤粒子粘附情況Fig.7 Particle distribution on the side wa ll

圖8 旋渦運動觀察窗窗口及典型流場區(qū)域劃分Fig.8 Typical flow zone classification

4 轉(zhuǎn)角渦脫落與聲場耦合引起壓強(qiáng)振蕩

由文獻(xiàn)[12]可知,隨著流速的變化,實驗器CVS60D中出現(xiàn)了明顯的壓強(qiáng)變化,然后壓強(qiáng)振蕩又消失。通過對比壓強(qiáng)振蕩的頻率(fp=976 Hz)及實驗器聲腔的固有頻率(fa=1 034Hz)可知,實驗器出現(xiàn)了的壓強(qiáng)振蕩屬于聲不穩(wěn)定。然而,由于沒有對流場的旋渦進(jìn)行拍攝,實驗只能證明流動不穩(wěn)定導(dǎo)致的這種聲不穩(wěn)定,并不能證明壓強(qiáng)振蕩與渦脫落之間的關(guān)系。該狀態(tài)對應(yīng)文中的工況C1,旋渦運動是文中研究內(nèi)容之一。C1的旋渦運動如圖9所示。為便于分析,圖9中保留該圖片的當(dāng)?shù)貢r刻,并在圖片下方注明2張圖片的時間間隔,Δt=343～345μs。此外,選擇所關(guān)心區(qū)域,局部放大顯示其流動細(xì)節(jié),從而減少圖片中的無關(guān)信息。

由圖9可看出,流動在后向臺階處發(fā)生分離而產(chǎn)生旋渦,旋渦逐個脫落,在隨主流向下游傳播的過程中,其尺度由逐漸變大。圖9(a)中橢圓處分別產(chǎn)生一個旋渦,經(jīng)過3Δt時間后,幾乎在同一位置又產(chǎn)生另一旋渦。因此,可得出旋渦的脫落頻率fv≈968 Hz。

綜上所述,實驗器聲腔的固有頻率fa(1 034 Hz)、渦脫落的頻率fv(968 Hz)及實驗器出現(xiàn)的壓強(qiáng)振蕩的頻率fp(976Hz)三者接近。因此,可證明實驗器中出現(xiàn)壓強(qiáng)振蕩是由渦脫落與聲場之間的耦合作用引起,從而驗證了聲-渦耦合機(jī)理。

圖9 C 1時渦脫落頻率分析Fig.9 Frequency of vortex shedding of C 1

5 空腔體積變化時實驗器內(nèi)部旋渦運動

為了簡要說明物理現(xiàn)象,上述對壓強(qiáng)振蕩的影響中,只給出了C3和C5的壓強(qiáng)振蕩曲線?，F(xiàn)在給出對應(yīng)的旋渦運動圖片,以便分析。

5.1 C3的旋渦運動

C3的旋渦運動如圖10所示。

圖10 C 3的渦脫落頻率分析Fig.10 Frequency of vortex shedding of C 3

從圖10中可看出,圖10(a)中的圓圈中出現(xiàn)了一個明顯的旋渦,3Δt后在原位置靠右處出現(xiàn)了下一個旋渦(如圖10(d)中的圓圈所示)。由此可判斷,其旋渦脫落頻率比1/3Δt略大,即比968 Hz大,這與C3時壓強(qiáng)振蕩頻率為988 Hz相吻合。因此,可判斷C3中出現(xiàn)的壓強(qiáng)振蕩同樣是由轉(zhuǎn)角渦脫落與實驗器聲場耦合所致。對比圖9與圖10可看出,圖10中空腔區(qū)的旋渦運動現(xiàn)象更明顯,且逐漸向后向臺階處傳播,對渦脫落區(qū)的影響逐漸增大,從而降低了渦脫落與聲場之間的耦合作用,導(dǎo)致振幅降低。

5.2 C 5的旋渦運動

仔細(xì)觀察工況C5的高速攝影錄像,已無法判斷出其渦脫落頻率,整個觀察區(qū)中的旋渦運動極其雜亂,空腔中出現(xiàn)了由小尺度旋渦組成強(qiáng)烈的大范圍旋渦運動(如圖11所示),幾乎占據(jù)了整個空腔區(qū)、渦脫落區(qū)及部分主流區(qū),嚴(yán)重影響旋渦的產(chǎn)生及其規(guī)律性脫落,阻止了渦脫落與聲場之間的耦合作用,從而導(dǎo)致壓強(qiáng)振蕩消失。

圖11 C 5的旋渦運動Fig.11 Vortex motion of C 5

6 結(jié)論

(1)通過冷流實驗,驗證了轉(zhuǎn)角渦脫落與聲場之間的耦合作用能引起壓強(qiáng)振蕩。

(2)潛入式噴管背區(qū)空腔體積對壓強(qiáng)振蕩的影響較大,空腔體積與壓強(qiáng)振幅之間呈現(xiàn)出近似的線性關(guān)系。當(dāng)空腔體積接近零時,壓強(qiáng)振蕩消失。

(3)隨著潛入式噴管背區(qū)空腔體積的逐漸縮小,渦脫落區(qū)上方的空腔區(qū)內(nèi)的旋渦運動變得劇烈,對渦脫落區(qū)的影響也逐漸增大,影響了旋渦的產(chǎn)生及其規(guī)律性脫落,破壞了轉(zhuǎn)角渦脫落與實驗器聲場之間的耦合作用,最終導(dǎo)致壓強(qiáng)振蕩消失。

[1] 謝蔚民.固體火箭發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定燃燒[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,1984.

[2] Prevost M,Godon J C and Innegraeve O.Thrust oscillations in reduced scale solid rocket motors,part 1:experimental investigations[R].AIAA 2005-4003.

[3] Janardan B A,Zinn B T.Effect of nozzle submergence upon stability of solid rockets[J].Journal of Propulsion and Power,1976,13(1):109-111.

[4] Flandro G A,Jacobs H R.Vortex-generated sound in cavities[R].AIAA 1973-1014.

[5] Culick F EC,Yang V.Prediciton of the stability of unsteady motions in solid-propellant rocket motors[M].Nonsteady Burning and Combustion Stability of Solid Propellants,edited by A.Richard Seebass,Volume 143,Progress in Astronautics and Aeronautics,AIAA 1992.

[6] Yves Fabignon,Joel Dupays.Instability and pressure oscillations in solid rocket motors[J].Aerospace Science and Technology,2003,7:191-200.

[7] Anthoine J,Buchlin JM and Hirschberg A.Effect of nozzle cavity on resonance in large SRM:theoreticalmodeling[J].Journal of Propulsion and Power,2002,18(2),304-311.

[8] Anthoine J,Buch lin JM and Guery J F.Effectof nozzle cavity on resonance in large SRM:numerical simu lations[J].Journalof Propulsion and Power,2003,19(3):374-3384.[9] Anthoine J,Buchlin JM and Guery J F.Experimental and numerical investigations of nozzle geometry effect on the instabilities in solid propellant boosters[R].AIAA 2000-3560.

[10] 陳曉龍,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),等.潛入式噴管對燃燒室中壓力振蕩的影響[J].固體火箭技術(shù),2010,33(3):252-255,269.

[11] 陳曉龍,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),等.固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒不穩(wěn)定的影響因素分析和最新研究進(jìn)展[J].固體火箭技術(shù),2009,32(6):600-605.

[12] CHEN Xiao-long,HE Guo-qiang and LIU Pei-jin.Experimental investigation on pressureoscillation induced by flow instability in SRM[R].IAC-09.C4.P.9,60th International Astronautical Congress in Korea in 2009.

[13] 童秉綱,張炳暄,崔爾杰.非定常流與渦運動[M].國防工業(yè)出版社,1992.

[14] 范杰川,等.近代流場顯示技術(shù)[M].國防工業(yè)出版社,2002.