王書(shū)滿，馬溢清，于邵禎

(海軍裝備研究院，北京 100161)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰注水流場(chǎng)對(duì)導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能影響研究

王書(shū)滿，馬溢清，于邵禎

(海軍裝備研究院，北京 100161)

為了研究固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰注水流場(chǎng)對(duì)導(dǎo)流槽排導(dǎo)通暢性的影響，設(shè)計(jì)了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和導(dǎo)流槽縮比模型并完成了發(fā)動(dòng)機(jī)系留點(diǎn)火及注水試驗(yàn)。結(jié)果表明：向尾焰注水能夠使流入導(dǎo)流槽內(nèi)混合氣體溫度降低到原來(lái)的1/2，實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)流槽的熱防護(hù)；但大量的水蒸氣生成并與燃?xì)饣旌虾筮M(jìn)入導(dǎo)流槽，影響了導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能。為了解決該問(wèn)題，建立了在Mixture多相流模型基礎(chǔ)上的數(shù)值計(jì)算模型，在Mixture多相流模型中以源項(xiàng)形式添加液態(tài)水與燃?xì)鈨上嗔髯饔眠^(guò)程中的質(zhì)量和能量轉(zhuǎn)移方程，通過(guò)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證計(jì)算模型具有較高的精度和可靠性，并進(jìn)一步得出燃?xì)饬鲌?chǎng)和液體流場(chǎng)的相互作用和對(duì)導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能的影響。在此基礎(chǔ)上分析了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管數(shù)量、導(dǎo)流型面曲線類(lèi)型對(duì)導(dǎo)流槽排導(dǎo)通暢性的影響，為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰注水系統(tǒng)工程應(yīng)用提供參考。

兵器科學(xué)與技術(shù)；燃?xì)馍淞?；注水；兩相流；?dǎo)流槽；數(shù)值仿真

0 引言

導(dǎo)流槽噴水系統(tǒng)的設(shè)計(jì)目的是降低燃?xì)馍淞鲗?duì)導(dǎo)流槽的沖擊和燒蝕影響，并抑制火箭噪聲的反射和疊加，實(shí)現(xiàn)保護(hù)發(fā)射安全的目的[1-2]。通暢性是導(dǎo)流系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)之一。如果導(dǎo)流槽內(nèi)燃?xì)馔ㄟ^(guò)性能差，容易引起燃?xì)饬髹杖档蛯?dǎo)流槽排導(dǎo)性能，甚至有可能造成對(duì)箭體的沖擊和燒蝕作用，增加火箭發(fā)射過(guò)程中的不安全因素[3]。相反，如果導(dǎo)流槽排導(dǎo)效果好，則燃?xì)饽軌蚱椒€(wěn)順暢地通過(guò)導(dǎo)流槽，降低激波強(qiáng)度，同時(shí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口和發(fā)射臺(tái)周?chē)諝馐芨咚倭鲃?dòng)的燃?xì)馍淞饕?，?huì)隨燃?xì)庖黄疬M(jìn)入導(dǎo)流槽內(nèi)，提高火箭發(fā)射的可靠性。引射作用越明顯，表明燃?xì)馀艑?dǎo)通暢性越好。

通過(guò)向火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)注水，實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)流槽熱防護(hù)目的的同時(shí)，大量的水蒸氣生成并伴隨主流運(yùn)動(dòng)，增加了單位時(shí)間內(nèi)進(jìn)入導(dǎo)流槽內(nèi)氣體總量，對(duì)導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能提出了更高要求[4]。在導(dǎo)流槽排導(dǎo)通暢性性能參數(shù)中，入口空氣引射率λa和燃?xì)馀艑?dǎo)率λg是最直接反映導(dǎo)流槽型面設(shè)計(jì)是否合理的參考數(shù)據(jù)[5]，能夠?yàn)楝F(xiàn)有導(dǎo)流槽對(duì)注水燃?xì)饬鲌?chǎng)的適應(yīng)性改造和新建導(dǎo)流槽的設(shè)計(jì)提供參考。

在注水燃?xì)饬鲌?chǎng)研究方面，國(guó)內(nèi)外一些學(xué)者進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算研究，尤其是近幾年來(lái)隨著大推力運(yùn)載火箭在航天工程領(lǐng)域的應(yīng)用，在導(dǎo)流槽型面設(shè)計(jì)、導(dǎo)流槽面注水管位置和注水形式等方面提出了許多可借鑒成果。肯尼迪航天中心Vu等[6]對(duì)從導(dǎo)流槽頂部噴水實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)的噴水降溫系統(tǒng)進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，分析了大推力運(yùn)載火箭點(diǎn)火后燃?xì)饬鲗?duì)導(dǎo)流槽的燒蝕作用和注水冷卻效果。斯坦尼斯航天中心Sachdev等[7]對(duì)導(dǎo)流槽型面上采用陣列式開(kāi)孔設(shè)計(jì)的多噴管注水系統(tǒng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究和數(shù)值計(jì)算分析，得出所建立的數(shù)值計(jì)算模型具有較高的計(jì)算精度，并驗(yàn)證了依靠數(shù)值仿真計(jì)算進(jìn)行研究的可行性。在國(guó)內(nèi)相關(guān)研究中,文獻(xiàn)[8-9]針對(duì)航天發(fā)射火箭尾焰噴水降溫系統(tǒng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，驗(yàn)證了注水能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)燃?xì)饬鲌?chǎng)的有效降溫效果。文獻(xiàn)[10-11]對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞鲊娝禍亟翟脒M(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算分析，并進(jìn)一步針對(duì)導(dǎo)流槽綜合性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究，得到了加裝噴水冷卻系統(tǒng)的導(dǎo)流槽型面設(shè)計(jì)參考指標(biāo)。

本文在參考上述研究基礎(chǔ)上，組織開(kāi)展了注水降溫系統(tǒng)對(duì)導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能影響試驗(yàn)，并進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證，分析了注水燃?xì)饬鲌?chǎng)對(duì)導(dǎo)流槽內(nèi)部的沖擊和燒蝕作用。并進(jìn)一步分析了直線型導(dǎo)流槽型面與曲線形導(dǎo)流槽型面、單噴管和雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰注水條件下的導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能。

1 試驗(yàn)方法和試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 試驗(yàn)方法

為了有效測(cè)量導(dǎo)流槽對(duì)注水燃?xì)饬鲌?chǎng)的排導(dǎo)性能，組織并實(shí)施不噴水和噴水兩種工況下導(dǎo)流槽排導(dǎo)燃?xì)庠囼?yàn)，并根據(jù)導(dǎo)流槽排氣出口曲面形狀將導(dǎo)流槽分為曲線型和直線型兩種導(dǎo)流槽，如圖1所示。

圖1 導(dǎo)流槽外形Fig.1 Model of gas-flow-guided channel

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口設(shè)計(jì)為單噴管出口和雙噴管出口兩種形式，根據(jù)上述兩種因素組合設(shè)計(jì)試驗(yàn)工況以測(cè)試導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能指標(biāo)。試驗(yàn)工況如表1所示。工況1作為基準(zhǔn)試驗(yàn)以得出未注水狀態(tài)下燃?xì)饬鲌?chǎng)參數(shù)，為注水條件下測(cè)試數(shù)據(jù)提供分析依據(jù)。數(shù)值計(jì)算結(jié)果精度分析以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果為基準(zhǔn)，通過(guò)對(duì)比測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證。

表1 試驗(yàn)工況Tab.1 Experimantal conditions

試驗(yàn)臺(tái)架為立式發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火平臺(tái)，并在臺(tái)架上預(yù)留水管以進(jìn)行注水試驗(yàn)。注水形式采用4噴管柱狀對(duì)稱(chēng)噴水方案，如圖2所示，水流交匯中心與燃?xì)庵髁髦行妮S線重合。液態(tài)水溫度為常溫20 ℃，通過(guò)熱電偶采集流經(jīng)導(dǎo)流槽內(nèi)燃?xì)鉁囟?，利用高速攝影和紅外熱像儀對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)和注水流場(chǎng)進(jìn)行圖像捕捉。試驗(yàn)過(guò)程中環(huán)境溫度為25 ℃，環(huán)境壓強(qiáng)為101 325 Pa，風(fēng)速為0 m/s.

圖2 注水設(shè)計(jì)Fig.2 Water injection

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.3 Experimental model

圖3為試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b示意圖，圖3(a)為導(dǎo)流槽出口形狀及內(nèi)部導(dǎo)流錐裝配模型，其中發(fā)動(dòng)機(jī)拉瓦爾噴管軸線投影在導(dǎo)流槽出口一側(cè)導(dǎo)流錐面上。熱電偶和壓力傳感器裝配在導(dǎo)流槽中心線上，其布置位置如圖3(b)所示，以導(dǎo)流槽出口邊緣為起點(diǎn)，每間隔0.3 m布置共4個(gè)溫度傳感器，如圖3(b)中編號(hào)1～4，其中5號(hào)位置點(diǎn)為導(dǎo)流錐頂點(diǎn)在底面的投影。圖3(c)為導(dǎo)流錐模型，整體裝配模型如圖3(d)所示，導(dǎo)流槽在原型“W”型面設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上保留導(dǎo)流錐整體模型，將一側(cè)封閉后采用單出口排導(dǎo)形式。在保證燃?xì)馍淞鞑槐黄茐牡那疤嵯?，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口平面與試驗(yàn)平臺(tái)之間的距離按如下方式確定：首先由表2發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)根據(jù)文獻(xiàn)[12] 得出燃?xì)馍淞骱诵膮^(qū)長(zhǎng)度工程計(jì)算結(jié)果，并綜合考慮試驗(yàn)平臺(tái)安裝工藝，設(shè)計(jì)二者間距為1.76 m. 噴水管位置設(shè)計(jì)為：噴水水流與燃?xì)庵髁鲓A角為60°，交匯點(diǎn)位于燃?xì)庵髁鞯?個(gè)馬赫盤(pán)位置。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)Tab.2 Scaled engine parameters

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)模型及燃燒室壓強(qiáng)曲線Fig.4 Experimental engine and combustion chamber pressure

試驗(yàn)用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)模型如圖4(a)所示，試驗(yàn)中，采用兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)交替試驗(yàn)的方式進(jìn)行，并及時(shí)更換發(fā)動(dòng)機(jī)噴管絕熱層以防止由于熱腐蝕導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)出口參數(shù)不一致。雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)拉瓦爾噴管設(shè)計(jì)參數(shù)與單噴管一致。圖4(b)為實(shí)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓強(qiáng)曲線,數(shù)值計(jì)算中將曲線進(jìn)行離散化處理,并采用差分計(jì)算方法得到任一時(shí)刻燃燒室壓強(qiáng)。

2 數(shù)值計(jì)算及校驗(yàn)

2.1 數(shù)值計(jì)算模型

根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽?，按等比例尺建立?shù)值計(jì)算模型，如圖5所示。圖5(a)為錐形導(dǎo)流器計(jì)算模型，安裝在導(dǎo)流槽入口正下方。為提高計(jì)算效率，根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膶?duì)稱(chēng)性，數(shù)值計(jì)算采用1/2對(duì)稱(chēng)模型以減少網(wǎng)格數(shù)量，整體網(wǎng)格數(shù)量為200萬(wàn)，如圖5(b)所示。計(jì)算模型采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并在尾焰主流和水流流經(jīng)區(qū)域加密以提高計(jì)算精度。

圖5 數(shù)值計(jì)算模型Fig.5 Numerical model

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

氣體與液體(簡(jiǎn)稱(chēng)氣液)兩相流場(chǎng)計(jì)算采用Mixture多相流計(jì)算模型，利用組分輸運(yùn)模型對(duì)氣相燃?xì)饨M分和液態(tài)水汽化生成水蒸氣之間的組分?jǐn)U散和輸運(yùn)進(jìn)行計(jì)算。通過(guò)添加源項(xiàng)的方法將汽化模型耦合到流場(chǎng)計(jì)算中，實(shí)現(xiàn)對(duì)汽化相變過(guò)程中質(zhì)量和熱量傳輸過(guò)程進(jìn)行計(jì)算，在源項(xiàng)中主要涉及液態(tài)水的汽化和水蒸氣的凝結(jié)、汽化過(guò)程中相間能量轉(zhuǎn)移，液態(tài)水汽化模型參見(jiàn)文獻(xiàn)[13]。

燃?xì)饬鲌?chǎng)數(shù)值計(jì)算采用有限體積法來(lái)對(duì)控制方程進(jìn)行離散化處理，湍流計(jì)算方程采用RNGk-ε模型，壁面的處理采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，計(jì)算中將噴管壁面、水管壁面、底部沖擊平臺(tái)設(shè)置為固體壁面，設(shè)置為無(wú)滑移壁面和絕熱壁面邊界條件，近壁面湍流計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。

2.3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果校驗(yàn)

2.3.1 自由射流流場(chǎng)校驗(yàn)

圖6 自由射流流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Calculated and test results of free jet flow field

圖6(a)為工況1自由射流流場(chǎng)對(duì)稱(chēng)面靜壓云圖，從圖6中可以看到燃?xì)庵髁骱诵膮^(qū)波節(jié)分布。圖6(b)為對(duì)比高速攝影捕獲圖像結(jié)果，可以得出數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)流場(chǎng)在流場(chǎng)結(jié)構(gòu)上具有一致性。觀察圖6(c)可知導(dǎo)流槽出口燃?xì)夥€(wěn)定在400 ℃范圍內(nèi)，和尾焰主流外圍溫度接近。在圖6(d)中紅外熱像儀捕捉到的流場(chǎng)溫度云圖中，首先需要說(shuō)明的是為捕捉燃?xì)獬隹跍囟?，將紅外儀量程設(shè)定在0～1 000 ℃范圍內(nèi)，燃?xì)庵髁鞒隽砍谭秶@示為紅色。圖6(d)中自上至下3幅圖分別為發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火初期、發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作過(guò)程中和發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期導(dǎo)流槽排導(dǎo)燃?xì)鉅顟B(tài)。從圖6中可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作整個(gè)過(guò)程，燃?xì)饬魑惭鏈囟确€(wěn)定在一個(gè)范圍內(nèi)，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定段，燃?xì)庵髁鳒囟茸罡?，?dǎo)流槽出口排氣量也最多，通過(guò)觀察連續(xù)圖像，可以得到導(dǎo)流槽出口排焰穩(wěn)定，出口燃?xì)鉁囟纫卜植荚诖蠹s400 ℃范圍內(nèi)，與發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰外層溫度接近，與圖6(c)計(jì)算結(jié)果具有一致性。

在從計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果中可以分析得到：數(shù)值計(jì)算結(jié)果中溫度梯度具有較高的一致性，主流外部分溫度在500 ℃以下，導(dǎo)流槽出口氣流溫度范圍約在400～500 ℃之間，相比燃?xì)庵髁鳒夭钶^大；另外從燃?xì)獬隹诘姆植紶顟B(tài)來(lái)分析，燃?xì)饬髁鞒鏊俣容^高，因此形成一定的沖擊射流，同時(shí)表明導(dǎo)流槽的通暢性良好。

圖7為溫度傳感器測(cè)試所得到的溫度變化曲線和數(shù)值計(jì)算溫度變化曲線。針對(duì)試驗(yàn)溫度曲線，由于發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)在導(dǎo)流槽內(nèi)經(jīng)歷沖擊、轉(zhuǎn)向流動(dòng)，在導(dǎo)流槽內(nèi)會(huì)形成局部湍流等復(fù)雜流動(dòng)。因此造成4個(gè)測(cè)點(diǎn)溫度曲線具有較大的波動(dòng)性，為了能夠?qū)y(cè)點(diǎn)溫度變化趨勢(shì)有清晰認(rèn)識(shí)，在圖7(a)中僅列舉具有代表性的測(cè)點(diǎn)2曲線變化。對(duì)于其曲線的變化趨勢(shì)，分析原因主要是由于試驗(yàn)中為避免溫度傳感器以及連接電纜線受到高溫燃?xì)饬鞯臒g作用產(chǎn)生破壞，因此在導(dǎo)流槽底部鋼板上鉆孔后將傳感器嵌入，傳感器接收到的溫度數(shù)據(jù)來(lái)源于氣流與鋼板之間的傳熱，造成溫度逐漸升高，2 s后達(dá)到峰值，在此時(shí)刻后，結(jié)合圖4(b)可知，發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作，溫度逐漸降低，測(cè)點(diǎn)溫度降低是由散熱引起的。因此在進(jìn)行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)對(duì)比分析時(shí)，應(yīng)取2 s時(shí)刻附近的溫度峰值作為分析依據(jù)。數(shù)值計(jì)算中由于排除了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的不穩(wěn)定以及火焰的抖動(dòng)問(wèn)題，4個(gè)測(cè)點(diǎn)溫度變化具有一定的規(guī)律性，如圖7(b)所示。同樣對(duì)于圖7(b)曲線，取80 ms時(shí)刻后溫度穩(wěn)定值并取其平均值作為分析依據(jù)。文中對(duì)其他工況數(shù)據(jù)結(jié)果，采用同樣方式處理。

圖7 測(cè)點(diǎn)溫度曲線Fig.7 Curves of temperature on test positions

工況1數(shù)據(jù)結(jié)果對(duì)比如表3所示。從表3對(duì)比結(jié)果中可以得出數(shù)值計(jì)算結(jié)果誤差較小，能夠用于對(duì)導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能分析計(jì)算。另外從測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)計(jì)算和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)分析，由于接近環(huán)境壓強(qiáng)，因此導(dǎo)流槽出口處氣流對(duì)導(dǎo)流槽出口型面的沖擊作用較小。

表3 測(cè)點(diǎn)溫度數(shù)據(jù)Tab.3 Temperature data at measuring points

注：測(cè)點(diǎn)1壓強(qiáng)由于故障未測(cè)得有效數(shù)據(jù)。

2.3.2 尾焰注水流場(chǎng)校驗(yàn)

工況2注水參數(shù)中水流速度為9.18 m/s，單噴管水流量Qw與燃?xì)饬髁縌g之比k為1.373，噴管數(shù)量n為4，燃?xì)馀c注水水流動(dòng)量比M為43.6.

圖8 尾焰注水流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果Fig.8 Calculated and test results of flow field with water injection

圖8所示為尾焰注水流場(chǎng)溫度分布圖像，對(duì)于圖8(a)熱像儀捕捉結(jié)果，從溫度來(lái)看，主流區(qū)域溫度范圍在500 ℃左右，中心區(qū)域溫度較高，紅色部分溫度在500 ℃以上；在主流下游，由于大量水蒸氣的覆蓋，不能測(cè)得發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)溫度；同樣在導(dǎo)流槽出口區(qū)域不能觀察到高溫氣流的流動(dòng)，表明出口氣流溫度處于低溫狀態(tài)。數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖8(b)，圖中對(duì)稱(chēng)面氣流溫度在500 ℃以上，而導(dǎo)流槽出口溫度較低，在100 ℃以下，說(shuō)明氣體組分中包含大量的水蒸氣；同時(shí)也證明了由于導(dǎo)流槽出口溫度較低，圖8(a)熱像儀不能捕捉到明顯的高溫圖像。同樣從圖8(c)高速攝影結(jié)果來(lái)看，大量的水蒸氣將燃?xì)庵髁靼谥行模啾容^自由射流流場(chǎng)，主流半徑增加明顯；在導(dǎo)流槽出口，大量的混合氣體快速排出，排氣高度超過(guò)發(fā)射臺(tái)。從溫度分布來(lái)看，導(dǎo)流槽出口燃?xì)鉁囟容^低。另外由于混合氣體的膨脹，在導(dǎo)流槽入口的擴(kuò)散作用引起少量水蒸氣擴(kuò)散到導(dǎo)流槽外。

從圖8注水工況結(jié)果分析，采用計(jì)算工況中的注水參數(shù)對(duì)燃?xì)饬鬟M(jìn)行降溫，有必要對(duì)導(dǎo)流槽的導(dǎo)流通暢性進(jìn)行評(píng)估，實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)流槽入口及內(nèi)部空間優(yōu)化設(shè)計(jì)，同時(shí)應(yīng)考慮擴(kuò)散到導(dǎo)流槽外的氣體對(duì)地面設(shè)備所造成的影響。

表4為測(cè)點(diǎn)溫度的實(shí)測(cè)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果對(duì)比。從表4中可以得到實(shí)測(cè)溫度在測(cè)點(diǎn)1、測(cè)點(diǎn)2低于理論計(jì)算結(jié)果，在測(cè)點(diǎn)3、測(cè)點(diǎn)4位置略高于計(jì)算值，尤其在測(cè)點(diǎn)1燃?xì)饬鞒隹诤蜏y(cè)點(diǎn)4燃?xì)饬鹘?jīng)導(dǎo)流錐導(dǎo)流后轉(zhuǎn)向位置誤差較大，其原因分析如下：對(duì)于測(cè)點(diǎn)4來(lái)說(shuō)，靠近主流轉(zhuǎn)向位置，湍流流動(dòng)劇烈，由于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鲌?chǎng)尾焰末端流動(dòng)不穩(wěn)定，而在數(shù)值計(jì)算中并未考慮上述現(xiàn)象的影響，因此誤差較大。對(duì)于測(cè)點(diǎn)1在燃?xì)饬鞒隹谕猓軐?dǎo)流槽出口型面曲線的曲率影響，從導(dǎo)流槽出口流出的具有一定的速度氣流從測(cè)點(diǎn)1流過(guò)的氣流量很少，使測(cè)試結(jié)果產(chǎn)生較大誤差。測(cè)點(diǎn)2、測(cè)點(diǎn)3由于被出口氣流完全覆蓋，因此測(cè)點(diǎn)溫度能夠代表氣流溫度。

表4 測(cè)點(diǎn)溫度Tab.4 Temperature data at measuring points

綜合上述分析結(jié)果可知：計(jì)算結(jié)果具有較高的精度，能夠?qū)ψ⑺鲌?chǎng)的排導(dǎo)效果進(jìn)行仿真研究。

3 結(jié)果分析

對(duì)于工況3和工況4數(shù)值計(jì)算結(jié)果分析，由于發(fā)動(dòng)機(jī)基本參數(shù)相似，因此流場(chǎng)流動(dòng)結(jié)構(gòu)、速度、組分分布和導(dǎo)流槽內(nèi)溫度分布等不再進(jìn)行詳細(xì)介紹，僅針對(duì)與導(dǎo)流槽排導(dǎo)參數(shù)相關(guān)的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。

3.1 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1.1 工況3試驗(yàn)結(jié)果分析

圖9 尾焰注水流場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果Fig.9 Test results of flow field with water injection

圖9為工況3雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)形成的尾焰注水流場(chǎng)。觀察圖9(a)紅外熱像儀成像，相比工況2，主流高溫區(qū)域變得細(xì)長(zhǎng)，呈紡錘體形狀，類(lèi)似于工況2中兩相交匯點(diǎn)處的高溫區(qū)域在工況3中同樣出現(xiàn)，主流溫度在發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)工作過(guò)程基本保持穩(wěn)定，導(dǎo)流槽底部捕捉到的溫度數(shù)據(jù)與工況2相近。在圖9(b)中圖顯示工況2、工況3主流混合氣體的流動(dòng)狀態(tài)對(duì)比，從圖9(b)中可以看到工況3中水蒸汽生成量明顯增加，并且徑向擴(kuò)散半徑增大，因此對(duì)導(dǎo)流槽入口半徑要求也需要增大以保證燃?xì)忭樌胚M(jìn)導(dǎo)流槽內(nèi)。從圖9(c)中可以觀察到，工況3導(dǎo)流槽出口排導(dǎo)出的燃向外擴(kuò)散后發(fā)生卷曲，并且相比圖8(c)中出口排氣速度減慢，表明燃?xì)馀艑?dǎo)速度相比工況2有所降低，導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能下降。

3.1.2 工況4試驗(yàn)結(jié)果分析

圖10為工況4單噴管發(fā)動(dòng)機(jī)形成的尾焰注水流場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果。觀察圖10(a)紅外熱像儀成像，由于與工況2發(fā)動(dòng)機(jī)和噴水參數(shù)均一致，因此其在主流成像沒(méi)有明顯差別。在圖10(a)中需重點(diǎn)說(shuō)明的是，自上向下第4幅圖中，熱像儀成像捕捉到燃?xì)庵髁鞯姆植媪鲃?dòng)，造成這種現(xiàn)象的原因是在發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期，燃燒室內(nèi)壓強(qiáng)降低，出口尾焰流動(dòng)性能下降，而水流參數(shù)不變，氣液兩相沖擊作用導(dǎo)致。這一現(xiàn)象說(shuō)明了在考慮注水降溫效果的過(guò)程中，氣液兩相間動(dòng)量因素的影響不能忽略。從圖10(b)中可以觀察到，導(dǎo)流槽出口燃?xì)馀艑?dǎo)相比工況2變化不明顯，相比工況3，氣流流速較大，燃?xì)饬髋艑?dǎo)具有明顯的方向性，排導(dǎo)效果更佳。

3.2 測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)分析

表5為不同工況下測(cè)點(diǎn)溫度數(shù)據(jù)，從中分析可知，綜合注水工況2～工況4 3種工況下的測(cè)點(diǎn)溫度，相比未注水工況1，降溫效果顯著，溫度降低到原來(lái)的1/2. 3種工況具體分析：雙噴管尾焰流場(chǎng)(工況3)溫度最低，降溫效果最好；直線型導(dǎo)流槽(工況4)測(cè)點(diǎn)溫度與曲線型導(dǎo)流槽測(cè)點(diǎn)(工況2)相比，溫度降低，但在出口測(cè)點(diǎn)1、測(cè)點(diǎn)2，燃?xì)饬鳒囟冉咏恢?，產(chǎn)生原因在于燃?xì)饬鞯牧鲃?dòng)具有很強(qiáng)的方向性，在直線型型面燃?xì)饬骶o貼壁面流動(dòng)，而在曲線型面排導(dǎo)中，只有部分燃?xì)饬鲾U(kuò)散到測(cè)點(diǎn)處，導(dǎo)致溫度上升。因此僅針對(duì)降溫效果考慮，直線型導(dǎo)流槽存在優(yōu)勢(shì)。

表5 不同工況下的測(cè)點(diǎn)溫度Tab.5 Temperature data under operating conditions

表6為全部工況下各測(cè)點(diǎn)的壓強(qiáng)數(shù)據(jù)，由于各測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)基本接近環(huán)境壓強(qiáng)，表明導(dǎo)流槽內(nèi)燃?xì)饬鲃?dòng)性能較好，不存在壅塞現(xiàn)象或者壅塞現(xiàn)象不明顯。

表6 不同工況下的測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)Tab.6 Pressure data under operating conditions

3.3 導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能研究

燃?xì)馀艑?dǎo)率λg是指導(dǎo)流槽入口總質(zhì)量流率mi與導(dǎo)流槽出口總質(zhì)量流率mo的比值，主要用于衡量燃?xì)馀艑?dǎo)總體效果。導(dǎo)流槽入口處的空氣引射率λa是指燃?xì)?或燃?xì)庹羝旌辖橘|(zhì))穩(wěn)定排導(dǎo)過(guò)程中導(dǎo)流槽入口處空氣質(zhì)量流率與燃?xì)赓|(zhì)量流率的比值，為便于計(jì)算，設(shè)噴管出口處燃?xì)赓|(zhì)量流率為mn,i，則空氣引射率λa可表示為

λa=(mi-mn,i)/mpi.

(1)

λa是衡量導(dǎo)流效果和燃?xì)馀艑?dǎo)綜合效果的重要指標(biāo)，選取導(dǎo)流槽入口處的空氣引射率、燃?xì)馀艑?dǎo)率作為評(píng)價(jià)導(dǎo)流通暢性的定量標(biāo)準(zhǔn)。通過(guò)對(duì)導(dǎo)流槽入口和出口質(zhì)量流率積分，得到：噴管出口燃?xì)赓|(zhì)量流率mn，i為1.5 kg/s，導(dǎo)流槽入口質(zhì)量流率mi為10.08 kg/s，導(dǎo)流槽出口質(zhì)量流率mo為10.08 kg/s，因此得到導(dǎo)流槽入口空氣引射率λa=5.720，燃?xì)馀艑?dǎo)率λg為1.000，導(dǎo)流槽通暢性良好。

計(jì)算注水后導(dǎo)流槽入口處的空氣引射率、燃?xì)馀艑?dǎo)率。通過(guò)對(duì)導(dǎo)流槽入口和出口質(zhì)量流率積分，得到：噴管出口燃?xì)赓|(zhì)量流率mn,i為1.5 kg/s，注水總流量mw,i為8.25 kg/s，導(dǎo)流槽入口質(zhì)量流率mi為20.76 kg/s，導(dǎo)流槽出口質(zhì)量流率mo為19.84 kg/s，因此得到導(dǎo)流槽入口空氣引射率λa=1.130，燃?xì)馀艑?dǎo)率λg=1.046，導(dǎo)流槽通暢性下降。因此對(duì)于注水降溫系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，在滿足導(dǎo)流槽熱防護(hù)的前提下，對(duì)于注水量的指標(biāo)應(yīng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，以滿足導(dǎo)流槽排導(dǎo)氣體性能要求。

表7為不同工況中導(dǎo)流槽排導(dǎo)效果，試驗(yàn)過(guò)程中，由于在導(dǎo)流槽入口處存在空氣引射現(xiàn)象，并且受試驗(yàn)條件的限制，不具備對(duì)導(dǎo)流槽入口和出口處氣流總質(zhì)量進(jìn)行數(shù)據(jù)采集的條件。因此對(duì)于導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能的分析以數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)為依據(jù)，類(lèi)似于計(jì)算圖7中溫度變化曲線均值，對(duì)不同計(jì)算工況，各參考數(shù)據(jù)均取80 ms后氣液兩相作用穩(wěn)定后時(shí)間段內(nèi)數(shù)據(jù)平均值，參考(1)式得出表7中數(shù)據(jù)結(jié)果。通過(guò)統(tǒng)計(jì)不同計(jì)算時(shí)刻從導(dǎo)流槽入口引射率分析，雙噴管尾焰注水空氣引射率最差，表明注水降溫產(chǎn)生的大量水蒸氣占據(jù)了導(dǎo)流槽入口空間。而對(duì)于直線型導(dǎo)流，入口空氣引射率效果最佳。從燃?xì)馀艑?dǎo)率分析，工況3排導(dǎo)性能最佳，工況2和工況4排導(dǎo)效果相同。因此可以得出，直線型導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能較好，多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)注水降溫對(duì)導(dǎo)流槽的入口直徑需增大以提高空氣引射效果。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)未注水條件下和注水條件下不同曲線型面導(dǎo)流槽排導(dǎo)性能進(jìn)行數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)研究。并利用導(dǎo)流槽排導(dǎo)底面上的溫度數(shù)據(jù)對(duì)注水降溫效果進(jìn)行分析，得出了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰注水流場(chǎng)對(duì)導(dǎo)流槽熱防護(hù)性能和排導(dǎo)性能的影響，結(jié)論如下：

1)采用注水方式能夠降低燃?xì)饬鲗?duì)導(dǎo)流槽壁面的沖擊與燒蝕效果，但與此同時(shí)，大量的水蒸氣生成并隨主流進(jìn)入導(dǎo)流槽，對(duì)于導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能提

表7 不同工況下的導(dǎo)流通暢性Tab.7 Performance of gas-flow-guided channel

出了更高的要求。另外根據(jù)計(jì)算工況中降溫效果，在對(duì)注水降溫系統(tǒng)實(shí)際應(yīng)用中，可以在滿足熱防護(hù)溫度指標(biāo)前提下，對(duì)噴管注水量進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，減少進(jìn)入導(dǎo)流槽氣體總量，提高其排導(dǎo)性能。

2)通過(guò)試驗(yàn)研究，得到了自由射流和注水燃?xì)饬鲌?chǎng)對(duì)導(dǎo)流槽的作用效果。利用高速攝影和紅外熱像儀以及熱電偶對(duì)流場(chǎng)流動(dòng)圖像和溫度數(shù)據(jù)的采集，并與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析有效地驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算精度與可靠性。

3)通過(guò)對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)單雙噴管注水導(dǎo)流槽排導(dǎo)效果分析，可以得出雙噴管注水降溫水蒸氣生成量增加，降溫效果最佳，但對(duì)于導(dǎo)流槽的排導(dǎo)性能要求提高。

4)對(duì)于曲線型導(dǎo)流和直線型導(dǎo)流槽，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)和注水參數(shù)相同的條件下，直線型導(dǎo)流槽導(dǎo)流效果最佳，導(dǎo)流槽內(nèi)通暢性最好，在實(shí)際條件許可的條件下，可優(yōu)先選擇。

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Effect of Rocket Engine Jet Flow with Water Injection on Air-flow Exhaust of Gas-flow-guided Channel

WANG Shu-man, MA Yi-qing, YU Shao-zhen

(Naval Academy of Armament, Beijing 100161, China)

To study the influence of rocket engine jet flow with water injection on the gas-flow exhaust of gas-flow-guided channel, the scaled models of rocket engine and gas-flow-guided channel are designed, by which the mooring ignition and water injection are tested. The results show that the temperature of mixed gas in the gas-flow-guided channel could be decreased to half of the original temperature. The cooling effect is obvious. However, a large amount of water vapor is generated and enters into the gas-flow-guided channel after mixing with combustion gas, thus influencing the exhaust of combustible air-flow. A numerical model based on the Mixture multiphase flow model is established. The interphase heat and mass transfer equations are added into the unsteady gas-liquid two-phase flow field model . The comparison of calculated data with experimental data shows that the proposed model has higher calculation accuracy and reliability，and the interaction of gas and liquid flow fields and its influence on the patency of gas-flow-guided channel are clearly shown. For further study, the influences of the number of nozzles and the type of surface curve are analyzed.

ordnance science and technology; jet flow; water injection; two-phase flow; gas flow-guided channel; numerical simulation

2016-04-05

王書(shū)滿(1978—), 男, 高級(jí)工程師。 E-mail: wsm_7811@163.com

TJ768.2+4

A

1000-1093(2017)01-0097-09

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.01.013