排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

赵忠明，赵立乔，许学雷，王 珏，沈福东

排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

赵忠明1，赵立乔1，许学雷1，王 珏2，沈福东1

（1. 北京航天发射技术研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

排氢燃烧系统是新一代运载火箭发射的关键设备，氢氧发动机排放的低温氢气需要进行有效处理，否则会产生爆燃或爆轰，从而影响火箭发射的成败。排氢燃烧系统采用高温金属粒子点火方法，高温金属粒子的流动特性决定了排氢燃烧效果。为获得点火粒子的运动特性，采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流动进行数值模拟，获得不同粒径颗粒的温度空间分布及其变化规律。

运载火箭；粒轨道模型；排氢燃烧系统；仿真研究

0 引 言

大推力无毒、无污染的氢氧型运载火箭成为各国火箭发展的趋势[1,2]。随着人类的航天活动不断向太空深处延伸，运载火箭等的运载能力不断提高，氢氧火箭发动机发展迅速，推力不断增大[3,4]。使用氢氧燃料推进剂的火箭发动机，由于发动机泵及其输送系统热容量大，启动前必须对其进行充分预冷[5]。采用氢氧发动机的运载火箭在点火起飞时，会向发射平台周围环境排放大量的低温氢气。伴随着氢氧发动机的推力、体积及系统热容量的增大，预冷需要排放的冷氢也随之大大增加。

发动机排放的低温氢气需要进行快速有效处理[6,7]，否则会产生爆燃或爆轰，从而影响火箭发射的成败。文献[8]、文献[9]介绍了一种快速处理大流量低温氢气的系统及方法，采用高温金属粒子点火的方法，高温金属粒子的流动特性决定排氢燃烧效果。高温金属粒子燃气射流主要包括颗粒和燃气的两相流动。为计算分析燃气射流中的两相流动，需对粒子的特性，包括粒子的物理特性、尺寸分布、形状特征以及与燃气相之间的相互作用进行分析；对高温颗粒相与气相之间的传热，涉及流动、多相、传热、扩散和燃烧的复杂过程[10,11]，但目前中国未见与氢气燃烧研究相结合的报道。为获得点火粒子的运动特性，采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流进行了数值模拟，指导氢气燃烧系统的设计与试验，提高了研究效率。

1 理论计算公式

高温粒子射流是气-固两相含化学反应的多组分湍流流动，燃气组分和反应物比较复杂，给数值计算带来困难，为此进行简化假设。由于关注的是点火发动机处于稳定工作时的燃气射流流动情况，因此假定不计射流中的化学反应、射流是超声速的、气体的可压缩性不可忽略、认为燃气相的流动是单一纯气相的可压定常流动。为保证迭代计算的收敛性并获得足够燃气作用区域内的流场信息，把计算域在喷管径向的距离设置为喷管出口尺寸的5～10倍，喷管下游轴向距离大于20倍的喷管出口尺寸。

考虑颗粒的多相流动，采用基于拉格朗日的颗粒轨道模型的方法[12,13]，通过Fluent方程来跟踪颗粒的位置、质量、动量和动能。

颗粒轨道模型采用以下基本假设：

a）假设颗粒为与流体有滑移的离散群，即kii

vv≠

（动力学不平衡），kTT≠（能量不平衡）；

b）确定轨道模型，不考虑颗粒的湍流扩散、黏性和导热；

c）颗粒按尺寸分组，各组只有自身的质量变化，互不相干，相同尺寸组的颗粒在尺寸不断减小的过程中，任何时刻都具有相同的速度和温度；

d）各组颗粒由一定的初始位置出发沿各自的轨道运动，互不相干，沿轨道可追踪颗粒的质量、温度及速度的变化；

e）颗粒作用于流体的质量、动量及能量源或汇按均匀散布在流体单元内来考察。

按以上基本假设，忽略颗粒相自身各变量的脉动、流体相的密度脉动及变质量源脉动，则可确定轨道模型的湍流两相流基本守恒方程组。

流体相连续方程：

k组颗粒相连续方程：

流体相动量方程：

k组颗粒相的动量方程：

流体相能量方程：

k组颗粒相能量方程：

流体相组分方程：

式中 Sk为单位体积中体平均的物质源；t为时间；P为静压；μe为动力粘性系数；gi为重力加速度的分量；vj为气流速度的各个分量；ρ为密度；T为温度；v为速度；qr为流体辐射热；ωs为流体相中s组分反应率；ωsQs为流体相单位体积中的反应放热；Qrk为颗粒辐射热；Qk为颗粒与流体间的对流传热；Qh为颗粒表面热效应；cpTS，cpTSk分别为单位体积中流体相与颗粒相因变质量所造成的能量源，其中，cp为比热容；nk，mk分别为k种颗粒的数密度和每个颗粒的质量；FMi为Magnus力；τrk为颗粒相的扩散弛豫时间；Ys为组分质量分数；αs为系数；σY为应力张量。

2 计算过程

为获得颗粒相与气相的耦合作用，先计算气相初场，根据气相结果计算气相对粒子的作用力和积分粒子的运动轨迹，然后计算粒子对气相的作用源项，再重新计算粒子作用的气相流场和积分粒子轨迹，如此反复，直到两相流场达到稳定。在燃气射流气固两相流场模拟中，采用的输入条件为：a）喷管进口给定气体的总压、总温；b）初始颗粒的粒径、颗粒初始速度、颗粒温度和颗粒质量载荷。选取颗粒粒径分别为1 μm、5 μm、10 μm、20 μm和50 μm，初始速度和温度与气相一致。出口边界条件为：燃气流外边界设为压力出口，因其区域远大于燃气流的影响区域，压力为0.101 MPa、温度为300 K；c）固壁处气相为绝热，无滑移固壁边界条件，颗粒为弹性碰撞边界条件。

3 计算结果

3.1 计算域的限定

点火发动机两相流计算域高温区覆盖范围如图1所示。

由图1可知，计算区域为经过点火发动机轴线的矩形截面，点火发动机喷管轴线出口为x轴，长度为7 m。圆形截面平行于zoy平面，其x轴方向上的坐标为x=2.2 m，正好经过导流槽截面的中线；在喷管出口至少5 m范围内燃气射流保持较高温度，即燃气射流的高温区能够覆盖到泄漏氢气的范围。

图1 点火发动机两相流计算域高温区覆盖范围

3.2 燃气自由射流单相模拟

经过仿真计算，发动机喷管出口平均压强为0.08 MPa，为过膨胀射流，其喷管附近的温度及马赫数的分布如图2、图3所示。

图2 喷管出口附近温度云图

从图2中可以看出，存在从喷管出口边缘向后延伸而后相交于轴线的波系结构，此时射流波节的形状呈“X”状，发动机喷管出口平均温度为931.7 K，平均马赫数为3.506，为超声速流动。

图3 喷管出口附近马赫数云图

从图3中可以看出，射流的近场核心区存在无粘波系结构，核心区的外面存在沿射流方向的燃气-空气混合边界层。当燃气在喷管出口处经膨胀后压力降至低于周围环境压力的值时，在自由边界上产生截断起始膨胀波的拦截激波，在拦截激波后，燃气被压缩至欠膨胀状态，并重复上述膨胀压缩过程。

燃气温度沿轴线变化情况过程如图4所示。

图4 燃气温度沿轴线变化

从图4中可以看出，发动机正常工作情况下，燃气温度沿轴线从喷管入口到喷管出口外一定距离呈下降趋势，而后由于经历一系列的激波、膨胀波波系，因此温度会随之产生波动，激波所控制的核心区消失，温度开始下降，直至与周围环境温度匹配。

燃气速度沿轴线变化过程如图5所示。

图5 燃气速度沿轴线变化

从图5中可以看出，燃气速度沿轴线从喷管入口到喷管出口外一定距离呈迅速上升阶段，经历波系后出现波动，同样在激波核心区消失，速度开始下降，直至与周围环境气流速度一致。

3.3 燃气射流气固两相流场模拟

燃气射流气固两相流场模拟，发动机喷管出口平均压强为0.101 MPa，高于单相时出口平均压强，此时射流波节的形状仍呈现“X”状。发动机喷管出口平均马赫数为3.04时为超声速流动，出口平均温度为1 204.3 K，明显高于单相时的出口平均温度。在燃气和颗粒的多相流动中，颗粒的温度衰减慢于燃气的温度衰减，因此可把颗粒作为低温氢气的点火源。为此寻求颗粒相的运动轨迹覆盖范围及其运动过程中的温度分布。

图6为考虑颗粒脉动的不同粒径的颗粒轨迹。受颗粒脉动的影响，从流场上游到流场下游颗粒轨迹出现随机扩散。

从图6中可以看出，不同粒径的固体颗粒在流场中的轨迹差别较大。小尺寸的颗粒，由于其质量小，受燃气相的速度变化影响较大，其颗粒轨迹与流线符合较好，随流性较好；随着粒径尺寸的增加，固体颗粒与流线的吻合程度降低，颗粒经喷管加速后的轨迹弯曲程度不明显，出口后的轨迹成锥形分布。

图6 不同粒径的颗粒轨迹

不同粒径颗粒温度沿x轴方向的变化如图7所示。

从图7中可以看出，不同粒径颗粒温度沿x轴方向的变化不同，直径越小，随流性越好，温度变化就越剧烈。

图7 不同粒径颗粒温度沿x轴分布

从图7中还可以看到，直径为50 μm喷出到4.4 m时，温度高于1 200 K；直径为20 μm喷出到2.6 m时，温度在1 200 K左右；直径为10 μm喷出到1.8 m时，温度约为1 200 K；直径为5 μm喷出到1.3 m时，温度保持在1 200 K。多组粒径的情况下，温度大于1 200 K的颗粒其射程范围在1.3～4.4 m之间，满足覆盖点火装置与氢氧发动机的水平方向距离。中等粒径的颗粒占颗粒总数的70%左右，从颗粒温度和颗粒含量来看，射流场中存在满足点燃氢气的温度区域，两相射流场可作为燃氢的媒介，能够覆盖导流槽上方附近的区域，满足点燃低温氢气的要求。

不同粒径颗粒的温度空间分布情况如图8所示。

从图8a中可以看出，温度范围在3 200～943 K之间的颗粒，1 μm的高温颗粒在空间中沿y轴和z轴方向上，分布在半径为0.35 m的散射圆里。由于颗粒的直径较小，但与周围空气整体的接触面积较大，因此导致该粒径下的颗粒在随燃气喷出喷管不远的距离内温度便很快下降。

图8 不同粒径颗粒的温度空间分布

续图8

从图8中可以看出，中等粒径及较大粒径的颗粒，其中的高温颗粒在沿着x轴正向、平行于YOZ平面的平面里，在y轴和z轴方向大都分布在半径为0.3 m的圆内。由此可见，多组粒径组合的情况下，温度大于943 K的粒子沿燃气出口轴向散射圆直径可以达到0.3 m以上。

4 结 论

通过对发动机排氢燃烧系统点火粒子两相流动特性研究，得出结论：

a）温度大于1 200 K的颗粒其射程范围在1.3～4.4 m之间，可以覆盖氢氧发动机与点火装置安装位置的水平方向距离；

b）温度大于943 K的颗粒沿出口轴向粒子散射圆半径在0.3 m以上，可以覆盖氢氧发动机与点火装置安装位置的竖直方向上的距离；

c）燃气射流场中存在满足点燃氢气的温度区域，高温粒子射流可作为点燃氢气的媒介。

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Study on Two-phase Flow Characteristics of Ignition Particles of Hydrogen Combustion System

Zhao Zhong-ming1, Zhao Li-qiao1, Xu Xue-lei1, Wang Jue2, Shen Fu-dong1
(1. Beijing Ιnstitute of Space Launch Technology, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

Hydrogen combustion system is the key equipment for new generation launch vehicle.The cryogenic hydrogen emitted by the LOX/LH2engine needs to be effectively handled, otherwise deflagration or detonation will occur, which will affect the success of the rocket launch. The hydrogen combustion system adopts the method of ignition by high temperature metal particles. The flow characteristics of high temperature particles determine the effect of hydrogen combustion. Particle trajectory model is used to simulate the particle and gas two-phase flow in order to obtain the motion characteristics of the particles. The results obtained the temperature and spatial distribution characteristics of particles with different diameters, which has important guiding significance for engineering design and experiment of hydrogen combustion system.

Launch vehicle; Particle trajectory model; Hydrogen combustion system; Simulation research

V475.1

A

1004-7182(2017)04-0043-05 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170411

2017-01-06；

2017-05-17

赵忠明（1985-），男，工程师，主要研究方向为运载火箭推进剂加注及处理技术