張小通,李 茂,2,張家仙,2,劉瑞敏,2

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

0 引言

上面級是提高火箭性能和任務(wù)適應(yīng)能力的有效途徑,其工作段通常已經(jīng)進入地球軌道[1],因此上面級氫氧火箭發(fā)動機研制過程中,需在地面進行高空模擬試驗,確定發(fā)動機的高空性能、可靠性及工作壽命等[2]。通常采用引射增壓系統(tǒng)模擬高空壓力環(huán)境以及防止試驗結(jié)束時管道排氣回流進試驗艙中[3]。其中,蒸汽引射系統(tǒng)可滿足低燃燒室壓力的上面級氫氧火箭發(fā)動機高空模擬試驗需求,避免自身引射啟動失敗,該系統(tǒng)包含真空試驗艙、擴壓器、蒸汽引射器等[4]。

隨著環(huán)保要求提高,一般會對火箭發(fā)動機的尾氣排放進行噴水降噪處理[5-7]。在蒸汽引射高空模擬試驗臺進行發(fā)動機試驗時,發(fā)動機排出的富燃燃氣先由冷凝器冷卻后進入引射器或先引射與蒸汽混合后排入噴水降噪裝置中[8-9],經(jīng)冷卻后氣流中的水蒸氣液化,可燃氣體濃度上升,與倒吸入設(shè)備中的外界空氣混合可能發(fā)生爆炸,破壞試驗設(shè)備,影響人員生命安全[10-11]。為解決殘余可燃氣體造成的危害,國外試驗臺采用惰性氣體吹除、補氧燃燒等方式進行處理[12-14]。美國有研究提出采用富氧蒸汽直接引射方案處理高模試驗發(fā)動機燃氣中殘余可燃氣[15-16],該方法比補氧燃燒系統(tǒng)簡單,而且可以有效防止關(guān)機階段惰性氣體吹除不及時導(dǎo)致外界空氣倒流造成的風(fēng)險,但國內(nèi)外相關(guān)研究較少。

另外,與等截面超聲速引射器相比,變截面超聲速引射器可以有效降低啟動壓力[17],且在增壓比較高時,在引射效率上具有明顯優(yōu)勢[18]。而相較于亞—超引射器,超—超引射器可以縮短引射器的長度、減小系統(tǒng)的質(zhì)量和體積、降低系統(tǒng)的熱負荷并提高系統(tǒng)引射效率[19-21]。

本文研究使用富氧蒸汽作為引射工質(zhì),與發(fā)動機排出的富氫燃氣在變截面超音速環(huán)形引射器擴壓管道中混合及補燃來處理發(fā)動機排氣中的殘余氫氣,對單級超—超引射器進行富氧蒸汽引射數(shù)值模擬研究,分析富氧蒸汽引射時發(fā)生補燃對引射器穩(wěn)態(tài)工作特性的影響,并在此基礎(chǔ)上研究富氧蒸汽溫度和含氧量對發(fā)動機排氣中殘余氫氣處理效果的影響規(guī)律,為后續(xù)氫氧發(fā)動機高空模擬試驗處理富氫燃氣提供參考。

1 模型與方法

1.1 物理模型及網(wǎng)格

以主動引射高空模擬試驗臺中的單級超—超引射器為研究對象,其幾何構(gòu)型如圖1所示。發(fā)動機噴管布置在真空試驗艙中,艙后依次連接超音速擴壓器及變截面超音速環(huán)形蒸汽引射器。

圖1 富氧引射高模系統(tǒng)物理模型Fig.1 Physical model of high altitude simulation system with oxygen-rich steam ejection

全部采用結(jié)構(gòu)化的四邊形網(wǎng)格,真空艙容積對本文研究影響不大,為簡化計算,保留其與噴管之間的環(huán)縫,對其容積縮小簡化,網(wǎng)格劃分結(jié)果見圖2。計算之前做無關(guān)性驗證,分別采用55 000、112 000、164 000 3套二維軸對稱網(wǎng)格進行計算,圖3為不同網(wǎng)格數(shù)目下引射器擴壓管道截面氫氣處理量占比(截面前補燃消耗的氫氣與富氫燃氣所含氫氣總量之比)。

圖2 超—超引射器的計算網(wǎng)格Fig.2 Calculation grid of supersonic-supersonic ejector

圖3 不同網(wǎng)格數(shù)目下引射器擴壓管道截面氫氣處理量占比軸向分布Fig.3 Axial distribution of hydrogen consumption ratio in cross-section of ejector diffusion pipe at different mesh numbers

本文先用發(fā)動機噴管進口氫氣質(zhì)量流量減去引射器擴壓管道各截面殘余氫氣質(zhì)量流量,得到各處截面前被處理的氫氣質(zhì)量流量,再與發(fā)動機噴管進口氫氣質(zhì)量流量相比得出氫氣處理量占比的軸向分布,當網(wǎng)格數(shù)為55 000時,各截面氫氣處理量占比偏低,而網(wǎng)格數(shù)目為112 000和164 000的結(jié)果差別不大,因此,本文的計算均采用數(shù)目為110 000的網(wǎng)格。

1.2 計算方法和邊界條件

1.2.1 數(shù)值方法

采用雷諾平均法(RANS)[22]對超—超引射器的富氧蒸汽引射流場進行數(shù)值模擬,采用基于壓力法定常求解器,湍流模型采用標準k-ε兩方程模型。湍流燃燒的詳細化學(xué)反應(yīng)機理采用渦耗散概念(EDC)模型予以考慮[23],化學(xué)動力學(xué)模型采用6組分9步反應(yīng)的氫氧燃燒反應(yīng)機理。采用coupled格式耦合壓力與速度,各項均以二階迎風(fēng)格式離散。

1.2.2 邊界條件

發(fā)動機噴管入口工質(zhì)為富氫燃氣,組分為水蒸氣和氫氣;引射噴嘴入口為富氧蒸汽,組分為水蒸氣和氧氣。均設(shè)為理想氣體,計算中用到的富氫燃氣和富氧蒸汽參數(shù)如表1所示。燃氣和富氧蒸汽入口均采用質(zhì)量入口邊界條件,給定入口質(zhì)量流量、水力直徑、湍流強度、燃氣組分和溫度等;出口采用壓力出口邊界條件,壓力設(shè)置為一個大氣壓;中心軸采用軸對稱邊界條件;固體壁面均為絕熱無滑移壁面條件。

表1 富氫燃氣和富氧蒸汽參數(shù)

2 計算結(jié)果分析

2.1 富氧蒸汽引射發(fā)生補燃的影響

采用溫度573 K、氧氣質(zhì)量分數(shù)為20%的富氧蒸汽作為引射工質(zhì),通過無補燃(凍結(jié)化學(xué)反應(yīng))與有補燃(化學(xué)反應(yīng)動力學(xué))計算結(jié)果對比分析富氧蒸汽引射時在引射器擴壓管道中發(fā)生補燃對超—超引射器穩(wěn)態(tài)工作特性的影響。

圖4為無補燃和有補燃的壓力分布,圖中結(jié)果表明兩種條件下的壓力場結(jié)構(gòu)沒有明顯差別,說明富氧蒸汽引射時由于發(fā)動機排氣中殘余氫氣量相對較少,發(fā)生補燃釋放熱量對超—超引射器流場結(jié)構(gòu)影響不大,同時圖中激波系分布顯示富氧蒸汽引射并在引射器擴壓管道中發(fā)生補燃時超—超引射器在穩(wěn)態(tài)下工作正常。

圖4 富氧蒸汽引射有補燃和無補燃的壓力分布Fig.4 Pressure distribution of oxygen-rich steam injection in combustion and non-combustion condition

無補燃和有補燃兩種情況的氫組分摩爾分數(shù)分布見圖5,結(jié)果顯示有補燃條件下引射器混合室和第二喉道中的富氫區(qū)域明顯更靠前。采用富氧蒸汽引射時,富氫燃氣和富氧蒸汽在環(huán)形引射器混合室和第二喉道中剪切摻混,其中的氫氣和氧氣在引射器擴壓管道中發(fā)生補燃消耗殘余氫氣,說明在氫氧火箭發(fā)動機高空模擬試驗中,富氧蒸汽引射方法具有處理發(fā)動機排氣中殘余氫氣的作用。

圖5 無補燃與有補燃氫組分摩爾分數(shù)分布Fig.5 Mole fraction of hydrogen in non-combustion and combustion conditions

圖6為無補燃和有補燃兩種情況下引射器擴壓管道橫截面氫氣處理量占比的軸向分布。圖中顯示:與無補燃相比,有補燃情況下混合氣體在流向各位置處發(fā)生補燃不同程度消耗殘余氫氣;氫氣處理量占比主要在1 m前顯著增加,對應(yīng)位置在引射器混合室和第二喉道前端,說明補燃主要發(fā)生在引射器擴壓管道中富氫燃氣和富氧蒸汽的剪切混合層附近,由圖5氫組分摩爾分數(shù)分布判斷混合室和第二喉道前段的剪切層中氫氣濃度較高,且混合剪切層中燃氣溫度也較高,使得氫氧反應(yīng)速率較快。而在引射器第二喉道后段氣流充分混合后靜溫降低且殘余氫組分濃度也進一步降低,導(dǎo)致反應(yīng)速率逐步減小。圖中顯示有補燃情況下軸向2.3 m位置后氫氣處理量占比略微振蕩下降,表明氫氣質(zhì)量流量增大,與實際物理規(guī)律不符,這是本文所采用的氫氧多步反應(yīng)模型為可逆反應(yīng)模型造成的,下文同樣位置出現(xiàn)氫氣處理量占比下降均是相同原因。另外有補燃條件下在2.5 m后殘余氫氣消耗量占比也有較明顯增長,無補燃條件在2.5 m后氫氣處理量占比曲線也略微上升,這是引射器擴張段出口位置存在回流引起的。說明在引射器擴張段混合氣流速降為亞音速時殘余氫氣補燃反應(yīng)速率又有所增加,而且圖中引射器出口殘余氫氣處理量占比不到40%,說明在當前結(jié)構(gòu)條件下富氧蒸汽引射并不能將殘余氫氣完全處理,因而后續(xù)研究中考慮在引射器后增加補燃段增強殘余氫氣處理效果。

圖6 引射器擴壓管道截面氫氣處理量占比軸向分布Fig.6 Axial distribution of hydrogen consumption ratio in cross-section of ejector diffusion pipe

2.2 富氧蒸汽中氧氣含量的影響

圖7為溫度573 K、氧氣質(zhì)量分數(shù)分別為0%、10%、20%、30%、40%富氧蒸汽引射的溫度分布,隨著富氧蒸汽中氧氣含量增加,引射器混合室和第二喉道中的高溫區(qū)域徑向和軸向均擴大,主要原因在于:①富氧蒸汽氧氣含量增加,密度增大,引射噴嘴出口蒸汽流速降低,導(dǎo)致富氧引射蒸汽和富氫燃氣的剪切混合長度變長;②氧氣比熱容小于水蒸氣,相同質(zhì)量富氧蒸汽熱容降低,在引射管道中與高溫燃氣摻混后溫度升高;③氧氣含量增加使殘余氫氣補燃加快,相同軸向長度內(nèi)放出熱量增加。而超音速擴壓器由于其喉道中的激波串及出口正激波的封閉作用,引射器中流場變化無法對其流場造成影響,因此擴壓器中溫度場不隨富氧引射蒸汽含氧量變化。另外,圖中顯示引射器壁面附近低溫區(qū)隨富氧蒸汽含氧量增加而變薄,但引射器第二喉道壁面仍可被低于600 K的低溫層完整包覆,因此壁面溫度沒有較大變化,均低于600 K,說明富氧蒸汽中氧氣含量增大并不會顯著增大引射器熱載。

圖7 不同含氧量富氧蒸汽引射溫度分布Fig.7 Temperature distribution in oxygen-rich steam ejection with different oxygen content

圖8為不同含氧量富氧蒸汽引射時引射器擴壓管道橫截面氫氣處理量占比的軸向分布。圖中顯示:在引射器擴壓管道各處混合氣流中氫氣處理量占比均隨富氧引射蒸汽含氧量增加不同程度增大。結(jié)果表明,與不含氧氣的純水蒸汽引射相比,氧氣質(zhì)量分數(shù)40%的富氧蒸汽引射可以使混合排氣中的氫氣含量減少66%,說明富氧蒸汽引射可以有效降低高空模擬試驗中發(fā)動機排氣中的殘余氫氣。隨著富氧蒸汽中氧氣質(zhì)量分數(shù)從10%增加到40%,引射器混合室及第二喉道前端、亞音速擴張段中氫氣處理量占比的增長率明顯增大,且引射器出口混合氣體中殘余氫氣處理量占比從23%上升至66%,說明富氧蒸汽中氧氣含量越多,引射器混合室中發(fā)生補燃反應(yīng)消耗殘余氫氣的速率越快,富氧蒸汽引射方法處理引射高模試驗中發(fā)動機富氫燃氣的效果越顯著。另外,圖中顯示富氧蒸汽含氧量0%時氫氣處理量占比不嚴格為0,而是在略微大于0的位置振蕩,且氧氣質(zhì)量分數(shù)0%、10%、20%富氧蒸汽引射在2.3 m后氫氣處理量占比出現(xiàn)略微振蕩下降,是由于采用的氫氧多步化學(xué)反應(yīng)模型為可逆反應(yīng)。

圖8 引射器擴壓管道截面氫氣處理量占比的軸向分布Fig.8 Axial distribution of hydrogen consumption ratio in cross-section of ejector diffusion pipe

圖9為不同氧氣含量富氧蒸汽引射的氧組分摩爾分數(shù)分布,仿真結(jié)果表明,氧氣主要分布在環(huán)形引射器的引射噴管和擴壓管道壁面附近,且隨著富氧蒸汽中氧氣含量增加,引射器中氧濃度增大,會造成環(huán)形引射器內(nèi)壁面的防氧化難度增大。

圖9 不同含氧量富氧蒸汽引射補燃氧氣摩爾分數(shù)Fig.9 Mole fraction distribution of oxygen-rich steam ejection with different oxygen content

2.3 富氧蒸汽溫度的影響

圖10為氧氣質(zhì)量分數(shù)20%、進口溫度分別為573 K、800 K、1 000 K和1 200 K富氧蒸汽引射的溫度分布。隨富氧蒸汽溫度增加,引射噴嘴出口的富氧蒸汽靜壓增大,在混合室內(nèi)膨脹,流通截面積增大,擠壓高溫燃氣導(dǎo)致其流通面積減小,表現(xiàn)為混合室中高溫區(qū)域略向中心軸收縮。而在混合室收斂段經(jīng)過一道正激波在后面的擴壓管道中高溫區(qū)域從中心向壁面以及沿軸線向出口方向擴張,混合氣流靜溫增加降低了分子活化能,利于氫氣和氧氣發(fā)生補燃反應(yīng),但同時引射器第二喉道壁面附近低溫區(qū)縮短,導(dǎo)致引射器擴壓管道壁面熱載增大。另外,超音速擴壓器溫度場沒有明顯變化,說明富氧引射蒸汽溫度變化對擴壓器流場影響不大。

圖10 不同溫度富氧蒸汽引射溫度分布Fig.10 Temperature distribution of oxygen-rich steam injection at different temperatures

圖11為不同溫度富氧蒸汽引射時引射器擴壓管道橫截面氫氣處理量占比的軸向分布,圖中顯示,各截面處的氫氣處理量占比均不同程度增大,說明增大富氧蒸汽溫度使得引射器擴壓管道發(fā)生補燃消耗殘余氫氣速率加快,當引射溫度從573 K增加到1 200 K時,引射器出口氫氣處理量占比從36%增加到70%,其主要原因是增大富氧蒸汽溫度導(dǎo)致引射噴嘴出口蒸汽流速增大,增大了富氧引射蒸汽和富氫燃氣的剪切混合效率,而且反應(yīng)氣流溫度也隨著升高,使得氫氧反應(yīng)速率增大。

圖11 引射器擴壓管道各截面氫氣處理量占比軸向分布Fig.11 Axial distribution of hydrogen consumption ratio in cross-section of ejector diffusion pipe

另外,圖11中,軸向2.3 m左右處曲線出現(xiàn)明顯分叉,其主要原因是該處為引射器亞音速擴張段進口,超聲速混合氣流在第二喉道出口經(jīng)過正激波后速度降低,在擴散段中以亞聲速流動,同時混合氣流溫度升高。結(jié)合圖10的溫度分布可以看出,隨著富氧引射蒸汽溫度增大,引射器亞音速擴張段中高溫區(qū)域顯著擴大,使得該處混合氣流中氫氣與氧氣補燃反應(yīng)速率隨富氧蒸汽溫度增大明顯增大。

3 結(jié)論

采用CFD技術(shù)對氫氧火箭發(fā)動機引射高空模擬試驗臺中的單級環(huán)形超—超引射器進行仿真研究,分析富氧蒸汽引射處理高模試驗中發(fā)動機富氫燃氣中的殘余氫氣,得出以下主要結(jié)論。

1)富氧蒸汽引射時補燃主要發(fā)生在環(huán)形超音速引射器的混合室及第二喉道前端的剪切混合層,且富氧蒸汽引射時發(fā)生補燃對超—超引射器穩(wěn)態(tài)流場沒有顯著影響。

2)富氧引射蒸汽中氧氣含量越高,引射器出口氫氣處理量占比越高,對發(fā)動機排氣中富氫燃氣的處理效果越好。

3)增大富氧引射蒸汽溫度可以降低引射器排氣中殘余氫氣含量,增強對發(fā)動機富氫燃氣的處理效果,但引射器壁面熱載增大。