黃奕勇,許軍校

(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天與材料工程學(xué)院,湖南 長沙 410073)

0 引言

渦輪排氣液化循環(huán)是一種新型高性能氫氧發(fā)動機(jī)方案[1、2]。其燃?xì)獍l(fā)生器中推進(jìn)劑混合比為8,同時(shí)在其中注入一定量的水以降低燃?xì)鉁囟?。燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的水蒸氣對渦輪作功后,通過換熱器與主推進(jìn)劑中的氫、氧流體進(jìn)行熱交換,溫度降低并液化成水。水是良好的冷卻劑,將水引入推力室對燃燒室壁冷卻液膜和氣膜(由液膜汽化后產(chǎn)生)。液/氣膜冷卻可對推力室壁面進(jìn)行有效的熱保護(hù)。

在目前的氫氧發(fā)動機(jī)中,均未組織液膜冷卻。實(shí)際上,采用液膜冷卻的發(fā)動機(jī)只有前蘇聯(lián)的液氧煤油發(fā)動機(jī)[3、4]。液態(tài)冷卻劑(對渦輪排氣液化發(fā)動機(jī)來說,冷卻劑是水)從發(fā)動機(jī)的側(cè)壁面注入,發(fā)動機(jī)內(nèi)流動被分為兩個部分：高溫的中心區(qū),混合比低;低溫的邊區(qū),混合比高。此時(shí),推力室內(nèi)流動與普通一維流動存在明顯差異,采用傳統(tǒng)型面計(jì)算方法會導(dǎo)致誤差,須加以修正。為此,本文對排氣液化循環(huán)發(fā)動機(jī)推力室性能的計(jì)算進(jìn)行了研究。

1 性能計(jì)算方法

為便于討論,將燃燒室分成頭部附近的主燃燒區(qū)、中心區(qū)和邊區(qū)3個區(qū),如圖1、2所示。

a)主燃燒區(qū)：此區(qū)的物質(zhì)包括從頭進(jìn)入的推進(jìn)劑氧qmcOX、氫qmcf和水。這些物質(zhì)經(jīng)泵增壓、換熱器換熱、渦輪作功后焓值均發(fā)生了變化。三種物質(zhì)在此區(qū)混合燃燒,產(chǎn)生推力室的燃?xì)饬鳌?/p>

b)邊區(qū)：沿燃燒室壁組織3道液膜冷卻,液膜在向下游流動中進(jìn)行對流與輻射換熱,溫度升高至飽和(或臨界)溫度時(shí)液膜完全汽化。汽化的蒸汽膜繼續(xù)保護(hù)壁面。主燃?xì)馀c液膜和蒸汽膜間存在大的溫度差和速度差,故在邊界上形成附面層和剪切混合層。蒸汽和被卷入(以及將被卷入)邊區(qū)的主燃?xì)饨M成邊區(qū)流管。但超聲速狀態(tài)下氣體混合減弱,計(jì)算時(shí)認(rèn)為中心區(qū)氣流超聲速時(shí)不再與邊區(qū)摻混而將被卷入邊區(qū)。

c)中心區(qū)：除邊區(qū)外的燃?xì)饬鳂?gòu)成的中心區(qū)流管。

圖1 發(fā)動機(jī)推力室Fig.1 Scheme of MCC

圖2 計(jì)算用雙流管Fig.2 Sketch used f or MCCanalysis

1.1 主燃燒區(qū)參數(shù)確定

主燃燒區(qū)分析中,主要是確定進(jìn)入該區(qū)的總焓和成分。據(jù)此即可由熱力計(jì)算獲得主燃燒區(qū)的參數(shù)(中心流管的熱力參數(shù)與主燃燒區(qū)一致)。文獻(xiàn)[5]給出了主燃燒區(qū)推進(jìn)劑焓值I c的計(jì)算表達(dá)式。

給定燃燒室喉部總壓p*t和推進(jìn)劑總焓后,可通過熱力計(jì)算求得燃燒室主燃燒區(qū)溫度Tc和特征速度C*,再由噴管出口面積比εe求得主燃燒區(qū)氣流的理論比沖Isv。

1.2 邊區(qū)流管參數(shù)與壁面修正

按被卷入邊區(qū)的主燃?xì)饬鞯馁|(zhì)量分?jǐn)?shù)從頭部開始分劃出一個流管。液膜在吸收主燃燒區(qū)氣流對流熱流和輻射熱流后,于喉部上游完全氣化成蒸汽,并假設(shè)此蒸汽和卷入的主燃?xì)庠诤聿可嫌瓮耆旌暇鶆?而在下游不再與主燃?xì)饣旌?形成一獨(dú)立流管。在推力室液膜冷卻計(jì)算中可得被卷入的燃?xì)饬髁縬mg(如圖2所示)。則,邊區(qū)流量

噴管型面計(jì)算是發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中最重要的部分之一,因此本文重點(diǎn)分析液膜注入對發(fā)動機(jī)噴管型面的影響。為達(dá)修正噴管型面目的,可將問題簡化為在喉部上游點(diǎn)S處(壓力p=1.1pt)加入蒸汽,其流量為,速度為。在此之前,邊區(qū)成分與主燃?xì)饬飨嗤?流量為qmg。由此假設(shè),點(diǎn)S前邊區(qū)的面積

式中：DS為點(diǎn)S處發(fā)動機(jī)內(nèi)壁直徑;qmc為燃燒室總流量。

在點(diǎn)S加入蒸汽以后,為保持壓力不突變,需增加面積ΔA。下游沖量

式中：pS,ρS,vS是點(diǎn)S處主燃?xì)饬鞯膲毫?、密度和速度。下游流?/p>

下游單位面積流量

下游總焓

式中：Ic,分別為點(diǎn)S處主燃?xì)饬骱妥⑷胨羝撵手?。由于下游的氣體成分已知,Ib為下游溫度T和壓力pS的函數(shù),則式(5)可改寫為

綜合式(3),下游動量表達(dá)式為

式中：ρ,v分別為下游的密度和速度。質(zhì)量守恒和氣體狀態(tài)方程分別為

式(6)～(9)中含ρ,v,ΔA共4個未知參數(shù),故方程可解。實(shí)際計(jì)算中,可用牛頓法求解。至此就完全確定了型面的修正量ΔA(由液膜引起的)和邊區(qū)氣體參數(shù)ρ,v,T。

邊區(qū)流管在噴管出口的壓力等于主燃?xì)饬鲊姽艹隹趬毫?用等熵關(guān)系可求出該截面參數(shù)和邊區(qū)流管理論真空比沖Isv?B。

1.3 中心流管性能與雙流管綜合性能

中心流管流量

該流管的氣流參數(shù)和真空理論比沖與主燃燒區(qū)相同。雙流管系統(tǒng)的綜合性能可表示為

式中：Isv?B,Isv?C分別為中心與邊區(qū)流管的比沖。

2 算例

設(shè)推力為2 100 kN、混合比為6,進(jìn)行燃?xì)庖夯h(huán)推力室性能計(jì)算。燃燒室壓力分別為21.6,25.0,30.0,32.0 MPa時(shí)計(jì)算所得雙流管性能見表1。其中效率為雙流管平均比沖/單流管理論比沖。

表1 雙流管性能及型面修正Tab.1 Dual flow tubeperformance and nozzle contour amending

由表1可知：效率為99.6%～99.7%,即由液膜注入產(chǎn)生的性能損失為0.3%～0.4%;邊區(qū)流管的比沖較低,意味著噴管的摩擦損失會減小;邊區(qū)流量占總流量的比例為5.76%～5.97%(包括卷入的主燃?xì)?。顯然,邊區(qū)產(chǎn)生的壁面修正量ΔA已不可忽略。

3 結(jié)束語

本文理論推導(dǎo)了液膜冷卻條件下排氣循環(huán)液化發(fā)動機(jī)推力室壁面的修正方程及雙流管的性能計(jì)算模型。計(jì)算結(jié)果表明：液膜冷卻會導(dǎo)致少量的性能損失,且雙流管與常規(guī)一維流動不同,壁面修正量已不可忽略。本文所得理論結(jié)果對未來液膜冷卻發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)有一定的參考意義。

[1]LOURDESQ.Airbreathing space boosters using inflight oxidizer collection[J].Journal of Propulsion and Power,1996,12(2)：315-321.

[2]MANSKI D.Cycles for earth-to-orbit propulsion[J].Journal of Propulsion and Power,1998,14(5)：588-604.

[3]休澤爾.液體火箭發(fā)動機(jī)現(xiàn)代工程設(shè)計(jì)[M].北京：中國宇航出版社,2004.

[4]張貴田.高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)[M].北京：國防工業(yè)出版社,2005.

[5]黃奕勇,許軍校.渦輪排氣液化循環(huán)發(fā)動機(jī)的能量分析[J].上海航天,2010,27(2)：46-48.