小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析.pdf
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1、第 卷第 期 固 体 火 箭 技 术 小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析邓康清,王鹍鹏,余小波,向 进,朱雯娟,王相宇,杨育文,汤 亮,张琪敏(航天化学动力技术重点实验室,襄阳;湖北航天化学技术研究所,襄阳)摘要:利用 发展了一种瞬态流固热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝 推进剂的小推力长工作时间()固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部中心温度达到 以上,喉衬温度为 ,隔热层温度为 ,壳体温度为 ;喷管中心轴线上各点的温度开始时急剧增加,后基本保持不变,从喷管出口到喷管入口,沿喷管中心轴线温度逐渐增
2、加;喷管壳体表面温度随工作时间增加而增加,随离喷管出口的距离增加先增加而后逐渐降低;喷管喉部壳体表面温度最高,达 左右;推进剂燃温增加,喷管金属壳体表面温度呈线性增加;换热系数增加,金属壳体表面温度近似线性降低;燃烧室压强变化对金属壳体表面温度影响不大;隔热材料、和 降低金属壳体表面温度的效果突出。选用合适的隔热材料,做好喷管喉部位置的热防护是降低喷管壳体表面温度的有效方法。发动机试车结果与仿真结果吻合,验证了仿真分析方法的正确性。该瞬态流固热耦合一体化一步分析法,克服了过去流固热耦合方法步骤多、绝热假设不符合实际情况的局限性,可为合理设计固体发动机喷管、控制喷管温度提供依据。关键词:固体火箭
3、发动机;喷管;长工作时间;流热固耦合;温度场分布中图分类号:文献标识码:文章编号:():,(,;,):,()(),收稿日期:;修回日期:。通讯作者:邓康清,男,博士 研究员,研究方向为宇航推进理论与工程。,:;引言固体火箭发动机喷管在发动机工作过程中承受高温、高压和高冲刷的恶劣环境。因此,耐烧蚀和热防护技术一直是发动机研究的重要内容。这就离不开发动机喷管的流场仿真和热力分析,国内外对此开展了大量研究。等利用二维轴对称可压缩 雷诺时均方程数值模拟发动机内流场温度分布,并通过试车试验验证。和 等基于有限元的方法对潜入式喷管的热响应进行了数值模拟分析。付鹏等采用有限元法研究了固体火箭发动机喷管喉衬结
4、构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场;张晓光等建立了基于 流体计算软件和 结构分析软件的流场热结构耦合分析二维模型,实现了流场与烧蚀传热的双向耦合及流场、热到结构的单向耦合;王寅虎利用 软件一维数值模拟了发动机火药启动器工作期间壳体瞬态温度场。韩珺礼等基于三维有限元法模拟分析了喷管工作时的温度场。孙林等研究了旋转固体火箭发动机喷管热结构,得到不同转速下的流场、温度场和应力场。白俊华等建立了喷管喉衬流固耦合换热模型,分析了喷管粗糙度、燃气成分、燃烧室压强和推进剂燃温等因素对喷管喉衬热结构及换热规律的影响。熊永亮等建立起轴对称的有限元计算模型,计算了喉衬组件与扩张段结构的瞬态温度场,研究了轴对称载荷下热
5、结构耦合场的应力,得到喷管各层材料间的膨胀系数差异对应力的影响较大。陈国光等系统说明了固体火箭发动机喷管石墨喉衬的瞬态温度场和热应力场有限元计算方法,导出了横向同性材料轴对称瞬态温度场、热应力场的有限元公式,并对两种喉径的喉衬进行了数值计算,计算结果与发动机试车试验时 喉衬安全、喉衬发生裂纹结果是一致的。吴川等采用流固耦合方法,对金属及多种非金属材料组成的长尾喷管工作过程进行的非稳态传热数值计算表明,燃气对长尾喷管由内向外进行传热,但外壁面各区域温度场因内部材料不同差别较大。张小英等计算了美国 弹道导弹一级发动机的流场、壁面温度场和壁面烧蚀,发现喷管收敛段和喉部主要受到高温喷流的辐射加热,内壁
6、辐射热流约为对流热流的 倍,喉部下游因喷流温度下降,速度激增,内壁对流热流超过辐射热流,在扩张段尾部,内壁的辐射热流再次超过对流热流;沿喷管壁面厚度自内向外,壁面温度急剧下降,发动机工作后 时,喉部截面处内壁温度达到 ,而外壁温度仅为 。目前,对固体火箭发动机喷管流场研究主要集中在短时间工作的喷管(小于 )及喷管内表面温度场的模拟,而对长时间工作的固体火箭发动机喷管温度场的模拟研究不多,特别是对降低喷管外表面温度场的技术还少有研究。本文通过瞬态流固热一体化一步耦合分析法对一种采用无铝 推进剂的小推力长时间工作的固体火箭发动机喷管进行了传热分析,得到固体火箭发动机喷管燃气流场情况、喷管内外表面温
7、度场分布及其随工作时间的变化规律,并用发动机试验验证了计算结果的正确性,从而为合理设计小推力长时间工作固体火箭发动机喷管,控制发动机温度提供指导和依据。计算模型 有限元模型由于本文研究的喷管具有对称性,取出一个子结构进行分析,从而极大简化了计算规模。取 进行分析,子结构三维几何结构见图。发动机喷管由喉衬、隔热层和壳体组成,外径 ,长度为 。瞬态流固热耦合计算区域及边界条件通常的流固热耦合方法是:假设流体与外界是绝热的,对发动机喷管中的流体进行静态流场仿真分析,得到喷管中燃气的热流场分布;再通过流体与喉衬界面耦合,得到喉衬内表面的热流密度情况;最后,通过瞬态热仿真得到各部件在各个时刻的温度场分布
8、。这种方法步骤多且繁琐,并且绝热的假设与实际不符,将导致后续仿真结果与实际结果存在偏差。本文的瞬态流固热一体化一步耦合法将整个流体、喷管喉衬、隔热层和壳体作为一个整体考虑,只需一步瞬态流场仿真,即可得到流体流场分布和所有部件的温度场分布,年 月固体火箭技术第 卷而不再需要瞬态热仿真这一步。瞬态流固热耦合一体化一步仿真法是选取喷管入口为燃气进口,采用商用软件 对喷管流场进行计算。整个流场区域如图 所示。图 中,为喷管入口边界,给定燃气总压和总温,分别为 和 ();为喷管壁面,采用无滑移壁面边界;是出口边界,采用压力场边界,压力为 。流体和固体间、固体和固体间采用耦合壁面,外壁面采用对流边界条件。
9、整个流场和喷管主要采用六面体网格,流场壁面网格逐步加密。典型计算规模为 个节点,个单元。对该喷管同时进行瞬态流固热耦合,得到整个喷管温度场分布和燃气流的温度分布和压强分布,结果可作为降低固体发动机壁面温度的依据。NozzlethroatThermalinsulatedlayerCase()Combustion gasInletNozzlethroatThermalinsulatedlayerCase()图 发动机喷管局部模型 材料性能通过热力计算得到采用无金属 推进剂发动机喷管气相入口燃气种类和质量分数如表 所示。用于瞬态热分析的金属壳体、绝热层、耐烧蚀喷管材料的性能参数见表。模型验证 网格无
10、关性验证为确定合理的计算网格分布,兼顾计算准确性和效率,对于发动机分别采用 (个节点)和(个节点)不同数量的网格进行仿真,对比不同网格尺寸的计算结果,差异性很小,最高温度仅相差 (密网格 ,疏网格 )。综合考虑计算精度及资源,使用 网格尺度进行计算。表 气相入口燃气种类和质量分数 表 材料的性能参数 ()()()实验验证采用无金属 型固体推进剂,燃烧室理论燃温,制成相同喷管结构的固体发动机,该发动机长 ,直径 ,在 下进行了 试车试验,采用喷管表面埋置热电偶方法测试了发动机喷管喉径处壳体表面温度,并与表面温度仿真结果进行对比,结果如图 所示。10080604020-200 20 40 60 8
11、0 100 120 140Predicted=20 GFM2TsExperimentt/sT/图 发动机喷管段壳体表面温度实测结果与仿真结果 年 月邓康清,等:小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析第 期 由图 可知,发动机喷管喉径处壳体表面温度时间仿真曲线与实验测试曲线趋势相同,但喷管喉径处壳体表面温度预示结果比实测结果高 左右,偏差约,喷管喉径处壳体表面预示温度结果与实测结果较吻合,验证了模型的可靠性。计算结果及分析 喷管流场和温度场典型计算结果利用 软件,对喷管中的气相组分,采用组分输运模型处理,燃气设为理想气体,在三维 方程的基础上,加入组分输运方程,采用标准 两方程模型对流场
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