燃气射流对发射平台热冲击的数值模拟

燃气射流对发射平台热冲击的数值模拟

0射流流场计算结果在发射过程中，固体电机在高压和高速发射过程中产生了高温和高速气波。当传输平台与驾驶员距离较近时，气波渠道对传输平台具有强烈的热影响和动力学影响。在某些情况下，它威胁到传输平台的安全，并影响到传输平台上的其他设备的使用。因此,有必要就燃气射流对发射平台冲击效应进行研究。由于燃气射流在空气中会产生明显的复燃现象,使得近场温度有较大提高。因此,有必要在射流流场计算时考虑复燃现象的影响。张光喜等使用有限速率化学反应模型,对固体发动机燃气自由射流流场进行了计算,并对燃气射流的复燃现象进行了模拟,没有考虑燃气射流对发射平台的冲击效应。何枫等对欠膨胀冲击射流进行了计算,得到了冲击平面上的压强分布。王革等对射流中颗粒相对冲击面的冲蚀过程进行了研究。以上工作均未研究射流的热冲击效应。文中对发射平台距离发动机喷口1.7m情况下燃气射流的冲击效应进行了数值计算和试验测试。使用最小自由能法对推进剂进行了热力学计算,采用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象。计算中,考虑了9种主要组分(H2O、CO、CO2、H2、N2、O2、OH、H和O),使用Fluent软件进行了计算,得到了射流流场分布及发射平台上的温度和压强分布情况。计算结果与试验数据进行了对比,对数值模拟的可靠性进行了验证。文中就不同距离下燃气射流对发射平台的冲击效应进行了研究。1物理模型和计算方法1.1反应物系中无机溶剂的分类对有限速率化学反应模型,羽流中的化学反应主要发生在近场区域。该区域基本为超音速流,可忽略湍流脉动对化学反应过程影响,使用Arrhenius定律描述射流化学反应中详细的反应机理。对于第r个反应,以如下形式写出其反应方程式:∑i=1Nν′iMi⇔kbkf∑i=1Nν˝iMi(1)∑i=1Ννi´Μi⇔kbkf∑i=1Ννi˝Μi(1)式中N为系统中化学物质数目;ν′i为反应物i的化学计量系数;ν″i为生成物i的化学计量系数;Mi为第i种组分的符号。采用Arrhenius定律表示的正向化学反应速率常数如式(2)所示:kf=ArTnexp(−Er/RT)(2)kf=ArΤnexp(-Er/RΤ)(2)式中Ar为指前因子;n为温度指数;Er为活化能;R为通用气体常量;Ar与kf的量纲相同,为cm3/molecule/s。1.2喷管入口网格划分及组分组分含量文中使用二维轴对称计算区域,对发动机燃气射流流场进行计算。图1为计算区域轮廓示意图。图1中,右端BG线为发射平台壁面,点C、D、E和F分别为4个温度和压力测试点,距离轴线AB分别为0.2、0.3、0.4、0.5m,喷管出口距发射平台距离为AB=1.7m。在喷管轴线附近采用较密的网格,在发射平台壁面处进行网格加密。图2为喷管出口处网格划分情况。使用最小自由能法,对推进剂燃烧产物组分进行热力学计算,得到了喷管入口处各气体组分的含量。为简化起见,只考虑9种主要气体组分H2O、CO、CO2、H2、N2、O2、OH、H和O。表1为喷管入口处各组分质量分数的分布情况。固体发动机燃气射流中的复燃现象主要由H2和CO的氧化反应组成。文中使用H2/CO氧化反应体系模拟复燃现象,所用反应机理数据如表2所示。1.3边界条件的确定对流场进行计算时,采用有限体积法对流场控制方程进行离散,湍流模型选用RNGk-ε模型。由于射流冲击时间较短,壁面内部的热量传递较少,所以计算中壁面处采用绝热边界。采用耦合求解器进行求解。2结果与讨论2.11.测试结果分析图3为燃气射流流场速度云图和高速摄影测试图片的对比情况。由图3(a)可看出,燃气射流在喷管出口附近形成了3个较为清晰的马赫波系,在接近发射平台壁面处流动受到阻碍,速度减小至0;射流到达壁面后,沿着壁面以一定速度排开。图3(b)为高速摄影流场图片。通过对比可知,流场计算云图较好反映了燃气射流流场的流动情况。图4为流场温度云图和红外试验热图的对比情况。由图4(a)可看出,在射流混合层和马赫波系结束后的区域温度均较高。这是由于该区域内燃气中的可燃气体与空气中的O2混合,并发生反应,提高了流场温度,射流在壁面处温度亦较高,这是由于流动受到壁面的阻滞作用所致。由图4(b)可知,从射流的混合层开始,高温区域不断变大,并沿着壁面向外扩展。总体来说,计算得到的流场温度云图与试验结果吻合较好。图5为试验用温度传感器及试验装置。图5中,温度和压力传感器均按图1所示的测试点进行安装。图6为化学反应射流和冻结射流中发射平台上温度变化情况与测试点上试验数据的对比。其中,虚线为冻结射流的计算结果;实线为化学反应射流计算结果。由图6可知,在化学反应射流和冻结射流中,发射平台上的温度自中心点向外开始快速下降,在1m距离处降至500K左右。在4个测试点上,冻结射流温度比试验数据低100～300K左右,化学反应射流温度与试验数据吻合较好。其中,部分测点处的计算温度比试验测量结果偏低,这可能是由于数值耗散引起的。结果表明,燃气射流中存在一定程度的后燃现象。计算中,有必要使用化学反应模型对其进行模拟,文中所用化学反应模型是合理的。图7为化学反应射流和冻结射流中发射平台上压力变化情况与测试点上试验数据的对比。其中,虚线为冻结射流的计算结果;实线为化学反应射流计算结果。由图7可知,在化学反应射流和冻结射流中,在0.2m范围内化学反应射流比冻结射流的压力高0.1atm左右,均快速下降至1atm左右,在4个测试点上,二者计算结果与试验数据吻合较好。以上分析表明,发射平台上压力经过很短距离便降至环境压力,射流中复燃现象对其影响较小。图8为冻结射流和化学反应射流轴线上的温度变化对比。由图8可知,在0.9m之前,化学反应射流与冻结射流轴线上的温度相差不大,表明在这个范围内轴线上化学反应程度较小;在0.9m以后,化学反应射流比冻结射流的温度高300～350K。这是由于射流中的可燃组分和空气中氧气发生化学反应,导致其温度上升较大。燃气射流到达发射平台时,受到壁面阻滞作用,高温燃气在此堆积并进一步反应,使得壁面处温度上升幅度较大。图9为气体组分H2O、CO2、H2和CO的质量分数在冻结射流和化学反应射流中的对比情况,这几种气体均是参与化学反应的主要组分。其中,上半部分为冻结射流的结果,下半部分为化学反应射流的结果。由图9可知,在射流混合层内,化学反应射流中H2和CO的含量比冻结射流明显减少,化学反应射流中H2O和CO2的含量比冻结射流明显增多。以上分析表明,射流中化学反应能导致主要组分含量发生明显变化。2.2发射平台的总体安全态势为研究不同距离下燃气射流对发射平台的冲击效应,选取AB分别为1.4m和2.0m,对化学反应射流的冲击效应进行计算。图10为不同距离下发射平台上的温度变化曲线。由图10可知,在1.4、1.7、2m距离下,发射平台壁面中心点温度分别为2100、1900、1750K,分别以较快速度自中心点向外下降,在1m处降至较低的水平。1.4m距离下的发射平台温度比1.7m距离下的发射平台温度平均高约100K,1.7m距离下的平台温度比2m距离下的温度提高不太显著。通过以上分析可知,在发射平台中心处应采用抗高温、耐烧蚀的材料,以保证发射平台的安全性;发射平台离发动机喷口越远,平台上温度变化越小。图11为不同距离下发射平台上压强变化曲线。由图11可知,在1.4、1.7、2m距离下,发射平台壁面中心点的压力分别为4.2、2.7、2atm,自中心点向外均迅速下降,在0.1m左右便降至1atm,并基本保持不变。以上结果表明,燃气射流对发射平台的压力冲击作用较小;发射平台距发动机喷口的距离对平台上外围区域的压力影响不大。3平台的计算模型(1)使用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象,得到了射流流场结构及发射平台上温度和压力分布情况。计算结果与试验数据吻合较好,表明文中所用计算模型是合理的。(2)在燃气射流中,化学反应能引起主要组分的含量发生明显变化,并使轴线上的温度提高100～300