王 健,阮文俊,王 浩,張 磊

(南京理工大學能源與動力學院,江蘇南京210094)

固體火箭燃氣射流驅動液柱過程的CFD分析*

王 健,阮文俊,王 浩,張 磊

(南京理工大學能源與動力學院,江蘇南京210094)

固體火箭燃氣射流驅動液柱過程會產生一個復雜的非穩(wěn)態(tài)多相流場,為了研究液柱對固體火箭發(fā)動機工作過程中射流流場的降溫效果,并揭示燃氣沖擊液柱的流動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多相流計算模型對燃氣與液柱之間的耦合流動及相變過程進行了數(shù)值模擬,并與無液柱情況下射流流場的計算結果進行了對比分析。計算結果表明,當有液柱平衡體時射流流場中的壓力、溫度、速度波動幅度均減小,減弱了射流流場中的湍流脈動強度;液柱與燃氣之間的汽化以及液柱的阻礙作用減小了射流流場的軸向發(fā)展位移,尾管后的完全發(fā)展射流流場核心區(qū)域內的壓力峰值降低了0.9 MPa,溫度峰值降低了503 K,速度峰值降低了291 m/s,驗證了實驗中液柱對燃氣射流流場的降溫效果。

多相流體力學;燃氣沖擊液柱;VOF模型;降溫

在火箭、導彈的發(fā)射過程中,固體火箭發(fā)動機會產生高溫、高速的燃氣射流,存在著聲、光、焰、煙等明顯的發(fā)射特征,不僅對周圍環(huán)境及工作人員產生影響,而且容易暴露發(fā)射位置,威脅發(fā)射平臺的安全性。為了克服固體火箭發(fā)動機工作過程中的固有缺陷,研究一種有效的方式來減弱發(fā)射特征具有重要意義。而通過注水方式來降低發(fā)射特征已經在歐洲、美國的大型發(fā)射場得到應用,M.M.Molnar[1]就噴水對固體火箭發(fā)動機排氣羽流流場參數(shù)的影響進行了數(shù)值計算。P.Giordan等[2]采用FLUENT5對火箭發(fā)射時燃氣與水的相互作用進行了數(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模型對超聲速高溫燃氣射流的注水降溫機理進行了數(shù)值模擬和實驗研究。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,使用離散坐標法求解輻射傳輸方程,就噴水對羽流紅外輻射的降低效果進行了研究。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計,研究了注水對火箭燃氣射流噪聲的抑制作用。為了在此基礎上更精確地計算單兵固體火箭發(fā)動機燃氣射流與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模型對超聲速燃氣射流驅動液柱的流場進行了數(shù)值模擬。

為了對該模型的有效性進行驗證,本文中將計算結果與實驗現(xiàn)象進行對比,同時將燃氣射流驅動液柱的流場計算結果與無液柱平衡體的流場計算結果進行對比分析,對液柱平衡體的降溫效果進行初步分析和研究。

1 數(shù)學模型

固體火箭發(fā)動機燃氣射流驅動液柱平衡體涉及復雜的多相流問題,為了實現(xiàn)有效地計算,采用簡化的物理模型,并提出以下假設:(1)將實際三維流動問題簡化為二維湍流流動,視為非穩(wěn)態(tài)膨脹過程;(2)假設火藥燃燒產物為單一組分的CO2氣體,采用凍結等熵流動模型,即氣相燃燒產物的成分不隨溫度和壓強的變化而變化,始終保持與噴管入口條件相一致的氣體成分不變;(3)由于燃氣自噴管射出在尾管內高速流動,故不考慮燃氣與尾管壁面之間的熱量交換,即尾管壁面視為絕熱壁面;(4)視尾管壁面為無滑移壁面;(5)采用帶旋流修正的k-ε模型(Realizable模型)來描述燃氣射流與液體工質相互作用的過程。

1.1 控制方程

根據(jù)非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場的物理過程描述,本文氣液兩相流動的控制方程采用分相流動模型(Separated Flow Model),在此基礎上結合改進的帶旋流修正k-ε模型(Realizable模型)兩方程湍流控制方程,建立非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場的數(shù)學模型。

(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相的體積分數(shù);ρm為混合密度為第k相的密度。

(2)動量守恒方程:

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為熱力學溫度;keff有效熱傳導率,keff=k+kt,kt為湍流熱傳導率;對可壓縮相,Ek=hk-p/ρk+對不可壓縮相,Ek=hk,hk為第k相的顯焓;Sk為粘性耗散項,包含流體內熱源及粘性耗散熱。

(4)氣體狀態(tài)方程:

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

(5)輔助項體積含率方程:

液體工質為輔助項,體積含率方程為

氣體體積含率為α1=1-α2。

2 計算模型

2.1 計算方法

本文中采用有限體積法來離散控制方程,湍流模型選用Realizablek-ε模型,壁面附近采用標準壁面函數(shù)。氣液兩相流模型采用耦合了液態(tài)水汽化方程的VOF多相流計算模型。利用PRESTO方法對壓力項離散,擴散項和對流項的離散采用二階迎風格式,體積分數(shù)離散采用QUICK格式,壓力與速度耦合采用PISO算法。

2.2 計算幾何模型及邊界條件

單兵固體火箭發(fā)動機燃氣射流驅動液柱平衡體的實驗中在噴管的喉部處會放置一壓力膜片,當燃燒室內的壓力達到破膜壓力后,燃氣從噴管的擴張段噴出,所以計算中僅選取噴管的擴張段結構。為了消除重力對射流擴展形態(tài)的影響,將實驗裝置豎直放置,噴管向上噴射。本文中采用與實驗結構1∶1比例的計算模型,包含噴管擴張段、尾管以及外部大氣環(huán)境空間,計算區(qū)域具體尺寸如圖1所示,噴管擴張段結構尺寸如圖2中所示,圖中所示尺寸單位均為毫米。

本文中模擬計算了2種情況下的燃氣射流流場:(1)無液柱平衡體——入口采用壓力入口邊界條件,根據(jù)實驗過程中所測燃燒室內最大壓力10 MPa,設置入口初始壓力為10 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,壓力設置為環(huán)境壓力101 325 Pa,溫度設置為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液柱平衡體時的初始條件相同,在尾管內選取長度為150 mm,寬為93 mm的長方形區(qū)域,將其設置為液體區(qū)域,液柱平衡體距噴管擴張段出口50 mm,距尾管末端20 mm,如圖1中所示。

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

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

3 實驗與計算結果分析

3.1 實驗結果對比分析

圖3所示為實驗所采用的發(fā)動機噴管結構,數(shù)值計算中采用的噴管擴張段尺寸與實驗結構相同。為了分析燃氣射流驅動液柱的降溫、消煙、消焰效果,選取了實驗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)動機在有無液柱作為平衡體2種狀態(tài)下的射流流場分布。可以看出,在無液柱的情況下,燃氣射流在軸向的擴展速度明顯比徑向的擴展速度更快,由于燃氣的溫度較高,所以射流流場的內部呈現(xiàn)出高亮特性。在t=35.00 ms時,在尾管出口出現(xiàn)大量白煙,這是由推進劑燃燒產物中的凝相微粒形成的。當尾管中放置液體水柱平衡體時,燃氣射流會對液體水柱產生沖擊,燃氣射流與液體柱在強烈摻混的過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時才開始從尾管中噴出,射流流場的軸向發(fā)展速度也變得緩慢。如圖5所示,在t=36.00 ms時,射流流場外輪廓逐漸開始呈現(xiàn)鋸齒狀,在氣液交界面處出現(xiàn)強烈的Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定性,這種流動不穩(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氣能量,降低了射流流場的溫度,與無液體水柱的射流流場相比高亮區(qū)域不再可見。由于液體水柱的霧化,整個流場區(qū)域被大量水霧所覆蓋,使得微粒對光的散射和吸收作用不足以被察覺,在無液體水柱狀態(tài)下尾管出口出現(xiàn)的白煙也不再出現(xiàn)。

圖3 實驗噴管結構(單位:mm)Fig.3 Structure of the experiment nozzle(unit:mm)

圖4 燃氣射流在大氣環(huán)境中的擴展過程Fig.4 Expansion process of combustion-gas jet in the atmospheric environment

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

通過對有無液體水柱狀態(tài)下的射流流場對比可以發(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的機構,對射流流場有明顯的降溫、消焰、消煙效果,驗證了該方案的可行性。

3.2 計算結果與分析

3.2.1 氣液兩相射流流場結果分析

為了更好的反映燃氣射流與液體水柱摻混共同噴射到大氣環(huán)境中的過程,對此進行了數(shù)值模擬計算。圖6所示為非穩(wěn)態(tài)氣液兩相流場在不同時刻的液相體積分數(shù)分布云圖。從圖6中可以看出,在射流流場發(fā)展的初始階段,燃氣射流驅動液柱向前發(fā)展,在尾管內形成空腔,液體在燃氣推動下沿著兩側壁面運動,汽化作用即在空腔的氣液交界面上進行。在t=3 ms時,燃氣射流已推動液柱從尾管中噴出,尾管內有部分液體出現(xiàn)回流現(xiàn)象,粘附在兩側壁面上。隨著射流流場的發(fā)展,燃氣驅動大部分液體從尾管中噴出,在這個過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。這是由于射流流場在激波的作用下,氣液界面兩側的氣體與液體之間存在較大的壓力梯度和密度梯度,導致了Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定,使得兩相流體間界面不光滑,具有隨機脈動性,存在較強的湍流摻混,有助于液相吸收燃氣中的能量蒸發(fā)霧化。在混合介質內部,燃氣是被卷吸的連續(xù)相介質,而水滴是被燃氣動力“撕破”的離散相介質。由于湍流脈動、燃氣動力與水的表面張力復合作用,被燃氣驅動的高速水射流內出現(xiàn)波紋式擾動,并由此破碎成水滴。這些水滴是不穩(wěn)定的,在燃氣動力作用下會變形、二次破碎,進一步霧化成很小的霧滴。當進行到9 ms時,射流流場中已無液相,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)尾噴管的結構,認為在尾噴管內液體首次破碎,這個過程是液體整個霧化過程的開始。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,與高溫燃氣相互作用汽化吸收熱量。

圖7所示為實驗與數(shù)值模擬2種條件下得到的射流流場沿軸向發(fā)展速度曲線。從圖7可以看出數(shù)值模擬所得速度發(fā)展趨勢與實驗所得結果吻合較好。在射流流場發(fā)展初始階段沿軸向的發(fā)展速度較慢,隨著尾管內燃氣不斷的推動液體與其共同噴出尾管,射流流場軸向發(fā)展速度逐漸增加,在t=6 ms時速度達到最大值,實驗所得最大速度為265 m/s,數(shù)值計算所得最大速度為220 m/s,這時液體已全部從尾管中噴出。由于在數(shù)值計算時將燃氣假設為單一組分的CO2氣體,但實際燃氣中包含多種組分,燃氣在流動的過程中各組分間會進行一定的化學反應,釋放出一定的能量,加快了射流流場的發(fā)展速度,這可能是導致數(shù)值計算所得射流流場沿軸向發(fā)展速度略小于實驗所得發(fā)展速度的原因。隨著射流流場在大氣環(huán)境中發(fā)展,燃氣對液體的推動作用逐漸減弱,同時液體與燃氣相互作用汽化吸收了大部分能量,降低了氣液混合物的動能,導致射流流場沿軸向的發(fā)展速度在達到最大速度之后逐漸減小。

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

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

3.2.2 氣液射流流場與燃氣射流流場對比分析

燃氣驅動液柱摻混噴射過程是一個非穩(wěn)態(tài)過程,射流流場中各項參數(shù)隨時間和空間的變化而改變,圖8所示為有、無液柱平衡體2種狀態(tài)下以噴管喉部為起點的完全發(fā)展流場沿軸線上壓力(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、波后流動參數(shù)突躍,并隨著位置外移,射流流場的壓強和溫度在下游逐漸趨于周圍大氣環(huán)境的壓強和溫度。有液體水柱為平衡體的流場參數(shù)波動幅度小于無液柱平衡體的流場參數(shù)波動幅度,液柱減弱了流場的湍流脈動強度。從圖中可以看出2種狀態(tài)下在起始段射流流場均有明顯的加速過程,燃氣熱能大部分轉化為燃氣的動能,所以射流流場的壓力和溫度在起始段均有所降低。經過噴管擴張段后,射流流場速度有一個跌落過程,而壓力和溫度有一個回升過程,有液柱平衡體的波動位置要比無液柱平衡體的波動位置靠前。兩種狀態(tài)下射流流場完全發(fā)展時,有液柱為平衡體的射流流場軸向發(fā)展位移小于無液柱平衡體的射流流場軸向發(fā)展位移,這是由于液柱對燃氣的噴射過程有阻礙作用,液柱在汽化吸收燃氣能量的同時降低了流場的特征參數(shù)。通過對比2種狀態(tài)下射流流場各參數(shù)所達到的峰值可知,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、無液體水柱平衡體兩種條件下射流流場發(fā)展相同位移時溫度場的等值線圖,從圖9可以看出,2種射流流場的溫度分布明顯不同,無液柱平衡體條件下溫度場與周圍環(huán)境發(fā)生的擾動更劇烈,射流流場頭部的溫度更高。在尾管出口之后的射流流場軸向核心區(qū)域內,有液柱為平衡體的射流流場溫度有所降低,相對于無液柱平衡體的射流溫度場降低了8.8%～23.5%,驗證了實驗中液體水柱對單兵固體火箭發(fā)動機工作過程中射流流場的降溫效果。

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

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

4 結 論

本文中對單兵固體火箭發(fā)動機燃氣射流驅動液柱的過程進行了實驗研究并利用FLUENT軟件對該過程進行了數(shù)值模擬,得到如下結論:

(1)利用Realizablek-ε模型以及耦合了液態(tài)水汽化方程的VOF多相流計算模型可以對燃氣驅動液柱過程的氣液兩相射流進行較好的描述,數(shù)值模擬結果與實驗結果吻合較好;

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

(3)通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn),有液柱平衡體的完全發(fā)展射流流場中的壓力、溫度、速度波動幅度要小于無液柱平衡體的完全發(fā)展射流流場波動幅度,減弱了射流流場的湍流脈動強度,射流流場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)當有液柱為平衡體的射流流場與無液柱平衡體的射流流場發(fā)展到相同位置時,射流核心區(qū)域內的溫度降低了8.8%～23.5%,驗證了實驗中液體水柱對射流流場的降溫效果。

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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國標學科代碼:13035

:A

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

(責任編輯 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