潜入式喷管背区空腔对压强振荡及旋涡运动影响的实验研究①

吴亚可,何国强,刘佩进,陈晓龙,肖 波,岳 赟

(西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室,西安 710072)

0 引言

固体火箭发动机中的不稳定燃烧表现为燃烧室中出现了强烈的压强振荡。引起压强振荡的因素众多,喷管的阻尼效应是影响发动机稳定性的重要因素之一[1]。因发射方式的灵活性、机动性和导弹尺寸的限制,使得潜入式喷管成为发动机设计者的首选。对于大型分段式固体火箭发动机,随着推进剂燃烧的进行,一方面是段间阻燃层将突起在主流中,形成障碍涡脱落,另一方面,潜入段周围的药柱逐渐消失,潜入式喷管背区空腔的体积也逐渐增大。在法国POP计划中,Ariane5的缩比尺寸热实验LP9的结果显示,当使用潜入式喷管后,发动机由稳定变得不稳定[2]。通过线性理论推导,Janardan和Zinn证明了潜入式喷管所引入的空腔中的“回转”流动降低了喷管的有效阻尼[3]。涡脱落作为压强振荡潜在的触发因素之一,当涡脱落的频率与燃烧室声场的某阶固有频率一致时,将引起共振,从而导致压强振荡,这是Flandro和Jacobs首次提出的[4]。然而,Culick却认为,旋涡撞击下游障碍物(大型分段式发动机的下游绝热环或者潜入式喷管潜入段等)时,很容易引起共振[5]。声/涡耦合作用显示,涡撞击潜入式喷管潜入段产生了声,即喷管与主流之间的相互作用可能会对压力振荡产生影响[6],VKI的Anthoine在此方面研究较多[7-9]。研究认为,潜入式喷管空腔体积与压力振荡之间存在线性关系,并主要是针对障碍涡脱落开展相关研究。文献[10]对VKI的实验器进行的大涡模拟表明,潜入式喷管背区空腔体积对流动存在一定影响,并在背区空腔中存在高低压交替出现的现象。

目前,对旋涡脱落和发展情况以及潜入式喷管的影响机理仍不清楚,需进一步深入研究[11]。文献[12]针对使用翼柱形药柱和潜入式喷管的固体火箭发动机,设计了能模拟翼烧完时情况的转角涡脱落二维冷流实验器(CVS60D),当调节到某一具体喉部面积时,实验器中出现了明显的压强振荡。为了揭示实验器中出现压强振荡的机理,文中针对该实验器,通过高速摄影获得了背区空腔体积变化时实验器中旋涡运动的变化情况,研究了转角涡脱落与声场耦合能否引起压强振荡,并研究了潜入式喷管背区空腔体积对该压强振荡的影响。

1 实验系统

整个实验系统由4部分组成,包括转角涡脱落二维缩比实验器(CVS60D)、实验室现有的来流供给系统、示踪粒子加入装置和高速摄影平台。使用2种传感器来测量实验器中的压力,国外进口的Dytran 2300V1用来测量动压,国产的DaCY420用来测量实验器静压。对Dytran 2300V1测量所得数据进行快速傅里叶分析,便可得到压力振荡的功率谱。使用Synergy 2001进行数据采集。高速数字相机为Phantom 340,分辨率设置为512×384,采样频率设置为2 999帧/s。试验系统如图1所示;实验器内部结构如图2所示。

图1 实验系统实体图Fig.1 The experimental facility

图2 实验器内部结构图Fig.2 Interna l structure of experimental setup

CVS60D总长为573 mm,由多孔板、燃烧室、潜入式喷管及喉栓4部分组成。多孔板用来均匀来流以及作为声场边界,将燃烧室与空气供给系统隔开。燃烧室中存在一个60°的后向台阶。后向台阶边缘与潜入式喷管潜入段之间的距离为97mm。实验器留用观察窗口,以便获得实验器中的旋涡运动。潜入式喷管是真实发动机中喷管的缩比模型,用来在燃烧室中形成空腔。喷管喉部处的气流马赫数接近1,这意味着实验器外部的声难以通过喉部反传入实验器内。因此,燃烧室壁、潜入式喷管和多孔介质板就组成了一个声腔。喉栓的前后移动可改变喷管喉部面积,从而调节燃烧室中空气流速。

文中通过使用堵块的方式,对潜入式喷管背区空腔体积的大小进行调节。共有4个调节堵块,分别用V1～V4表示,对背区空腔体积调节规律如表1所示。

表1 潜入式喷管背区空腔体积调节规律及对应的压强振荡Tab le 1 Rule ofm odification of cavity formed by submerged nozzle and their p ressure oscillation

2 潜入式喷管背区空腔体积变化时压强振荡

实验时,将4块逐一填充入潜入式喷管背区空腔中,共进行5次实验,工况号与表1中工况序号对应。

图3(a)是C1时动压传感器所测得压强-时间曲线。从16 s开始,曲线突然变宽,这表明实验器中出现明显的压强振荡,该压强振荡一直持续到实验结束。其FFT分析如图3(b)所示。

图4(a)为C3时动压传感器所测得的压强-时间曲线。曲线缓慢变宽,但宽度没有C1中明显。图4(b)为其FFT分析结果。

图5为C5时动压传感器所测得压强-时间曲线。与C1和C3相比,曲线线宽没有发生明显变化,表明此时实验器中没有出现压强振荡。

图6为5次实验结果的总结。从图6中可看出,随着潜入式喷管空腔体积的逐渐减小,压强振荡的幅值也随之降低,且近似呈线性关系。当空腔体积趋向于0时,压强振荡几乎消失。这表明空腔体积大小对压强振荡的幅值影响较大。

图3 C 1压强振荡曲线及其FFT分析Fig.3 Pressure oscillation curve and FFT of C 1

图4 C 3压强振荡曲线及其FFT分析Fig.4 Pressure oscillation curve and FFT of C 3

图5 C 5的压强振荡曲线Fig.5 Pressure oscillation of C 5

图6 压强振荡振幅与潜入式喷管背区空腔体积之间的关系Fig.6 Relationship of amplitude of pressure oscillation and cavity volume formed by submerged nozzle

3 涡的识别及典型的流场区域划分

为了获得流场中旋涡的运动情况,文中使用1～10μm的Al2O3作为示踪粒子,如果示踪粒子的比重比流体介质大,则离心力大于粒子上的压力差,粒子将向外偏移[13]。粒子将被“甩”出,从而使得涡核附近处于近乎无粒子的状态,出现所谓的“黑洞”现象[14]。本实验中旋涡产生和脱落初期,涡量大而尺度小,粒子无法跟随旋涡运动,被甩出涡核区,此时“黑洞”现象即说明存在旋涡,而在潜入式喷管的空腔区附近,涡量小而尺度大,粒子能跟随大尺度旋涡作旋转运动,以此作为旋涡存在的依据。

实验后拆除潜入式喷管,发现实验器通道内腔侧壁上粒子的粘附情况存在图7所示的现象,三角形区域内很“洁净”,粒子粘附较少。对流动分析后认为,这是因为较为强烈的旋涡运动,使得粒子无法粘附于侧壁三角区域内,且强烈的旋涡运动对三角区域内已粘附的粒子亦有“清扫”作用。此外,虽然三角形区域上方也存在旋涡运动,但流速和旋涡强度均较低,对该区域侧壁上已粘附粒子的“清扫”作用较小。据此,将观察区分为主流区、涡脱落区和空腔区3个典型流动区,如图8所示。

图7 实验器内腔侧壁上示踪粒子粘附情况Fig.7 Particle distribution on the side wa ll

图8 旋涡运动观察窗窗口及典型流场区域划分Fig.8 Typical flow zone classification

4 转角涡脱落与声场耦合引起压强振荡

由文献[12]可知,随着流速的变化,实验器CVS60D中出现了明显的压强变化,然后压强振荡又消失。通过对比压强振荡的频率(fp=976 Hz)及实验器声腔的固有频率(fa=1 034Hz)可知,实验器出现了的压强振荡属于声不稳定。然而,由于没有对流场的旋涡进行拍摄,实验只能证明流动不稳定导致的这种声不稳定,并不能证明压强振荡与涡脱落之间的关系。该状态对应文中的工况C1,旋涡运动是文中研究内容之一。C1的旋涡运动如图9所示。为便于分析,图9中保留该图片的当地时刻,并在图片下方注明2张图片的时间间隔,Δt=343～345μs。此外,选择所关心区域,局部放大显示其流动细节,从而减少图片中的无关信息。

由图9可看出,流动在后向台阶处发生分离而产生旋涡,旋涡逐个脱落,在随主流向下游传播的过程中,其尺度由逐渐变大。图9(a)中椭圆处分别产生一个旋涡,经过3Δt时间后,几乎在同一位置又产生另一旋涡。因此,可得出旋涡的脱落频率fv≈968 Hz。

综上所述,实验器声腔的固有频率fa(1 034 Hz)、涡脱落的频率fv(968 Hz)及实验器出现的压强振荡的频率fp(976Hz)三者接近。因此,可证明实验器中出现压强振荡是由涡脱落与声场之间的耦合作用引起,从而验证了声-涡耦合机理。

图9 C 1时涡脱落频率分析Fig.9 Frequency of vortex shedding of C 1

5 空腔体积变化时实验器内部旋涡运动

为了简要说明物理现象,上述对压强振荡的影响中,只给出了C3和C5的压强振荡曲线。现在给出对应的旋涡运动图片,以便分析。

5.1 C3的旋涡运动

C3的旋涡运动如图10所示。

图10 C 3的涡脱落频率分析Fig.10 Frequency of vortex shedding of C 3

从图10中可看出,图10(a)中的圆圈中出现了一个明显的旋涡,3Δt后在原位置靠右处出现了下一个旋涡(如图10(d)中的圆圈所示)。由此可判断,其旋涡脱落频率比1/3Δt略大,即比968 Hz大,这与C3时压强振荡频率为988 Hz相吻合。因此,可判断C3中出现的压强振荡同样是由转角涡脱落与实验器声场耦合所致。对比图9与图10可看出,图10中空腔区的旋涡运动现象更明显,且逐渐向后向台阶处传播,对涡脱落区的影响逐渐增大,从而降低了涡脱落与声场之间的耦合作用,导致振幅降低。

5.2 C 5的旋涡运动

仔细观察工况C5的高速摄影录像,已无法判断出其涡脱落频率,整个观察区中的旋涡运动极其杂乱,空腔中出现了由小尺度旋涡组成强烈的大范围旋涡运动(如图11所示),几乎占据了整个空腔区、涡脱落区及部分主流区,严重影响旋涡的产生及其规律性脱落,阻止了涡脱落与声场之间的耦合作用,从而导致压强振荡消失。

图11 C 5的旋涡运动Fig.11 Vortex motion of C 5

6 结论

(1)通过冷流实验,验证了转角涡脱落与声场之间的耦合作用能引起压强振荡。

(2)潜入式喷管背区空腔体积对压强振荡的影响较大,空腔体积与压强振幅之间呈现出近似的线性关系。当空腔体积接近零时,压强振荡消失。

(3)随着潜入式喷管背区空腔体积的逐渐缩小,涡脱落区上方的空腔区内的旋涡运动变得剧烈,对涡脱落区的影响也逐渐增大,影响了旋涡的产生及其规律性脱落,破坏了转角涡脱落与实验器声场之间的耦合作用,最终导致压强振荡消失。

[1] 谢蔚民.固体火箭发动机不稳定燃烧[M].西安:西北工业大学出版社,1984.

[2] Prevost M,Godon J C and Innegraeve O.Thrust oscillations in reduced scale solid rocket motors,part 1:experimental investigations[R].AIAA 2005-4003.

[3] Janardan B A,Zinn B T.Effect of nozzle submergence upon stability of solid rockets[J].Journal of Propulsion and Power,1976,13(1):109-111.

[4] Flandro G A,Jacobs H R.Vortex-generated sound in cavities[R].AIAA 1973-1014.

[5] Culick F EC,Yang V.Prediciton of the stability of unsteady motions in solid-propellant rocket motors[M].Nonsteady Burning and Combustion Stability of Solid Propellants,edited by A.Richard Seebass,Volume 143,Progress in Astronautics and Aeronautics,AIAA 1992.

[6] Yves Fabignon,Joel Dupays.Instability and pressure oscillations in solid rocket motors[J].Aerospace Science and Technology,2003,7:191-200.

[7] Anthoine J,Buchlin JM and Hirschberg A.Effect of nozzle cavity on resonance in large SRM:theoreticalmodeling[J].Journal of Propulsion and Power,2002,18(2),304-311.

[8] Anthoine J,Buch lin JM and Guery J F.Effectof nozzle cavity on resonance in large SRM:numerical simu lations[J].Journalof Propulsion and Power,2003,19(3):374-3384.[9] Anthoine J,Buchlin JM and Guery J F.Experimental and numerical investigations of nozzle geometry effect on the instabilities in solid propellant boosters[R].AIAA 2000-3560.

[10] 陈晓龙,何国强,刘佩进,等.潜入式喷管对燃烧室中压力振荡的影响[J].固体火箭技术,2010,33(3):252-255,269.

[11] 陈晓龙,何国强,刘佩进,等.固体火箭发动机燃烧不稳定的影响因素分析和最新研究进展[J].固体火箭技术,2009,32(6):600-605.

[12] CHEN Xiao-long,HE Guo-qiang and LIU Pei-jin.Experimental investigation on pressureoscillation induced by flow instability in SRM[R].IAC-09.C4.P.9,60th International Astronautical Congress in Korea in 2009.

[13] 童秉纲,张炳暄,崔尔杰.非定常流与涡运动[M].国防工业出版社,1992.

[14] 范杰川,等.近代流场显示技术[M].国防工业出版社,2002.