吳薇梵，王占林，孔凡超，劉瑞敏，李 茂

(1.北京航天試驗技術研究所，北京 100074； 2.北京市航天試驗技術與裝備工程技術研究中心，北京 100074)

0 引言

引射器是一種利用高速射流來抽吸低壓流體的設備，它沒有運動部件，結構簡單，工作可靠，且對被抽氣體無嚴格要求，應用于制冷、冶金、石油化工以及航空航天等多個領域。在上面級火箭發(fā)動機的研制過程中，需要通過高空模擬試驗研究發(fā)動機的高空工作狀態(tài)，引射器作為一種抽真空設備，在高空模擬試驗中得到廣泛使用。

國內外研究人員對引射器進行了大量的數值模擬研究[1-11]和試驗研究[12-18]，分別研究了進出口工況及引射器結構尺寸等對引射器性能的影響，但是對無負載(零二次流)引射器的研究較少。還有研究人員對引射過程中水蒸氣凝結相變現象進行了數值模擬研究[19-21]，但是目前的數學模型與實際情況還存在較大差距。

引射器流場復雜，涉及超音速流動、激波等多種復雜現象，同時，由于超音速的影響，蒸汽引射器內還可能存在氣液兩相流。一維引射器理論無法求解出流場內的詳細結構，試驗測量花費高且難以捕捉流場細節(jié)，因此，CFD數值模擬成為一種研究引射器內部流場的重要手段。在上面級火箭發(fā)動機進行高空模擬試驗時，為較好地獲得發(fā)動機的高空模擬特性，創(chuàng)造較低的真空壓力是必要的。本文通過數值模擬，在兩相流動的基礎上分析零二次流環(huán)形蒸汽引射器入口工況及結構尺寸對極限真空壓力的影響，旨在提高引射能力，降低真空壓力。

1 物理模型與數值方法

1.1 物理模型及網格

某型上面級氫氧發(fā)動機環(huán)形蒸汽引射器結構如圖1所示。

圖1 環(huán)形蒸汽引射器結構圖

其中引射器長為10.9 m，引射噴嘴環(huán)縫截面積為3.8×10-5m2，引射噴嘴出口壁厚為0.05 m，混合室直徑為1.104 m，擴張段出口直徑為1.561 m。蒸汽由水/液氧/酒精蒸汽發(fā)生器提供。在進行網格無關性分析后，計算網格取20萬個，采用結構網格，網格示意圖如圖2所示。

圖2 計算區(qū)域網格

1.2 控制方程、湍流模型及計算方法

本文采用仿真軟件Fluent對在發(fā)動機啟動前的環(huán)型蒸汽引射器零二次流的流場進行模擬，控制方程為穩(wěn)態(tài)二維軸對稱雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型選用Realizablek-ε模型。采用Coupled算法耦合求解，連續(xù)方程、動量方程和能量方程用二階迎風格式進行離散。

1.3 物性參數及邊界條件

引射噴嘴入口邊界條件采用壓力入口，設定入口總溫為530 K，總壓為1.85 MPa，蒸汽化學成分及各成分占比見表1；二次流入口設為固壁；引射器出口采用壓力出口，給定出口壓力為大氣壓。在Fluent中開啟組分輸運，混合氣體的密度采用真實氣體的Real-Gas-Soave-Redlich-Kwong三參數狀態(tài)方程進行計算。

表1 環(huán)形引射器蒸汽化學成分

1.4 相變模型

蒸汽在引射器內會發(fā)生超音速流動，水蒸氣加速膨脹降溫降壓，可能會有部分水蒸氣越過氣液飽和線變?yōu)橐合?，導致引射器內氣液兩相流共存。不考慮液滴在超音速流動過程中的成核及生長過程，采用水蒸氣平衡凝結相變模型，假設水蒸氣狀態(tài)越過氣液飽和線后立即凝結為液相水。

2 計算結果及分析

2.1 數值模擬與試驗數據對比

環(huán)形蒸汽引射器的10次典型試驗結果如圖3所示，極限真空壓力px即真空艙內壓力，其平均值為12.60 kPa。

圖3 環(huán)形蒸汽引射器典型試驗結果

不考慮水蒸氣相變，數值模擬所得真空壓力為8.65 kPa，與試驗數據的誤差為31%；加入水蒸氣相變模型，數值仿真后真空壓力為12.15 kPa，與試驗數據的誤差小于5%。因此認為，在引射器內部存在的跨音速流動中，蒸汽兩相流會對數值模擬計算結果產生一定的影響，下文的數值模擬過程中均引入水蒸氣平衡凝結相變模型，考慮蒸汽兩相流的存在。

2.2 入口工況的影響

引射蒸汽入口的溫度和流量是由上游蒸汽發(fā)生器決定，蒸汽入口壓力由入口溫度和流量決定，與溫度的開方及流量均成正比。本節(jié)將研究入口工況對極限真空壓力的影響，通過分析仿真結果，給出降低真空壓力的建議。

2.2.1 入口壓力的影響

保持引射蒸汽入口總溫不變，改變蒸汽入口流量，蒸汽入口總壓發(fā)生變化，數值模擬結果如表2所示。

表2 不同入口總壓下的計算結果

由表2可知，隨著引射蒸汽入口流量增大，入口總壓也增大，真空壓力隨之升高，但是真空壓力與入口總壓的比值及流場內最大馬赫數基本無變化。結合圖4和圖5，對比不同入口總壓下的數值模擬結果可以看到，流場內馬赫數的大小及液相水體積分數的分布基本相同，只是下游激波的位置有細微差別，隨著入口總壓升高，激波串向下游推進。從總壓曲線圖中可以看出，隨著入口總壓增大，要保證出口總壓一致，就要增大流動過程中的總壓損失，而經過的激波道數越多，總壓損失越大，因此入口總壓越大，激波道數越多，激波串越靠近下游出口?？梢哉J為，對于無二次喉道引射器來說，若想得到較低的真空壓力，在保證引射器正常啟動及入口總溫不變的情況下，引射蒸汽入口總壓越低越好。降低引射蒸汽入口總壓，可以通過減少蒸汽流量來實現。

圖4 不同入口總壓下的馬赫數分布

圖5 各參數沿引射器軸線的變化

2.2.2 入口溫度的影響

保持引射蒸汽入口流量不變，改變入口總溫，數值模擬結果如表3所示。

表3 不同入口總溫下的計算結果

結合表3、圖6和圖7可以看到，隨著入口總溫提高，入口總壓隨之增大，流場中溫度升高，溫升在擴張段比較明顯；正激波位置更靠近出口，流場內的馬赫數逐漸增大，真空壓力隨之降低，液相水體積分數逐漸減少。水蒸氣流經噴嘴時發(fā)展為超音速流動，氣流加速膨脹降溫降壓形成液相水，由于溫降有限，蒸汽溫度越高，產生冷凝的蒸汽量減少，流場中液相水減少，從而導致流場中氣流速度增大，引射器抽吸能力增強，真空壓力降低?？梢哉J為，若想得到較低的真空壓力，在保證引射器正常啟動及引射蒸汽流量不變的情況下，蒸汽入口總溫越高越好。

圖6 不同入口總溫下的液相水體積分數分布

圖7 各參數沿引射器軸線上的變化

2.3 幾何參數的影響

下面將通過改變引射噴嘴出口壁厚和混合室直徑，分析引射器幾何參數對極限真空壓力的影響。

2.3.1 引射噴嘴出口壁厚的影響

噴嘴出口壁厚是指環(huán)形引射器引射蒸汽出口與被引射氣流入口之間的壁厚。圖8給出了環(huán)形引射器出口壁厚局部放大圖及其網格分布，在初始壁厚為0.05 m的基礎上，改變噴嘴出口內徑，噴嘴出口截面積也會有細微變化，將壁厚減小為0.03、0.015、0 m，引射器的其余幾何參數及邊界條件均不變。

圖8 不同引射噴嘴出口壁厚的局部放大圖

表4給出了基于不同引射噴嘴出口壁厚下的計算結果。結果表明，隨引射噴嘴出口壁厚減小，真空壓力降低。根據圖9噴嘴出口速度分布，分析認為，由于壁厚減小，在壁厚處氣流產生的回流區(qū)減小，蒸汽受到的擾動減弱，對艙內氣體的引射能力增強，從而真空壓力降低。因此，盡管在實際制造中引射噴嘴出口壁厚不可能為零，但是盡可能地減小噴嘴出口壁厚，對降低真空壓力有一定幫助。

圖9 引射噴嘴出口處速度分布

表4 不同噴嘴出口壁厚下的計算結果

2.3.2 混合室直徑的影響

引射器極限真空理論計算公式為

(1)

(2)

式中：Am為混合室截面積；At為噴嘴環(huán)縫截面積；Mm為混合室馬赫數；k為比熱比；px為吸入室靜壓；p*為吸入室總壓。假設吸入室靜壓為極限真空壓力，吸入室總壓為引射蒸汽入口壓力。根據式(1)和式(2)即可求出極限真空壓力px。

混合室內流體為超音速流動，根據式(1)、式(2)和圖10，馬赫數大于1時，At/Am及px/p*隨Mm的增大而減小，因此保持At和p*不變，增大Am，則Mm隨之增大，從而px下降。

圖10 不同比值隨馬赫數的變化曲線

如圖11所示，二次喉道直徑在原等截面引射器的基礎上保持不變，設混合室收縮角為5°，通過增加混合室直徑Dm，將原等截面引射器調整為二次喉道引射器，混合室直徑在1.104 m的基礎上依次增加0.05，0.1，0.2，0.3，0.4 m，引射器長度為Lm。

圖11 二次喉道引射器示意圖

表5為不同混合室直徑的計算結果，從表5中可以看出，隨著混合室直徑增大，真空壓力減小。當直徑增加0.3 m時，真空壓力較變化前下降39.92%。從圖12的馬赫數分布中可以看出，隨著混合室直徑增大，在保持混合室收縮角不變的前提下，引射器長度增加，二次喉道內的馬赫數越來越小，當馬赫數接近于1時喉道會發(fā)生壅塞，導致引射器不啟動。

表5 不同混合室直徑下的數值模擬計算結果

圖12 不同混合室直徑下的馬赫數分布

3 結論

1) 建立了環(huán)形蒸汽引射器數值仿真模型，通過Fluent對引射器內部流場進行分析，并對比試驗數據，驗證了考慮水蒸氣相變模型的仿真結果的準確性。

2) 入口工況對引射器性能有影響。若保持蒸汽入口總溫不變，只改變入口總壓，真空壓力隨入口總壓的升高而升高；若保持蒸汽入口流量不變，改變入口總溫，真空壓力隨入口總溫的升高而降低。因此，在保證引射器正常啟動的前提下，降低引射蒸汽入口總壓，升高入口總溫，可以降低真空壓力。

3) 環(huán)形引射器噴嘴出口壁厚和混合室直徑對真空壓力有影響。在入口工況不變的前提下，減小噴嘴出口壁厚或增大混合室直徑，真空壓力降低，但是混合室直徑過大時引射器可能不啟動。