姿控发动机热防护研究

1、中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集姿控发动机热防护研究张忠利( 陕西动力机械设计研究所，陕西西安7 1 0 1 0 0 )摘要：本文分析某型运载火箭上面级姿控发动所在环境的主要热源为游机喷管辐射、游机燃气羽流辐射、涡轮废气管辐射等，并计算得到了各受热危险部位所接受的辐射热流，依据热流值提出热防护方案，并对防热方案进行数值仿真乖试验验证，其中试验值与仿真值接近。主题词：姿控发动机热防护符号说明：A一一B一一一一F一一p一一q一一表面积，n 1 2 ；系数，过程参数；比热，J k g - K ；辐射换热角系数；分压，P a ，M P a ；热流，W m 2 ：上标：+一一滞止参数下标：CNt h r e et u r燃烧室；喷管；三通：涡轮废气管：T一一V一一口一一占一一盯一一ff i v et u b eW温度，K ，；体积，m 3 ；密度，k g m 3 ；黑度；玻尔兹曼常数辐射面五通：导管；壁面：张忠利：姿控发动机热防护研究1前言位于运载火箭上面的定向姿控发动机受到下面级发动机的喷管辐射、燃气对流抉热、羽流辐射加热等，致使上面的定向姿控发动机的

2、管路在其未充填时管路的温度远远超过推进剂的沸点及热分解温度，因此必须分析定向姿控发动机的热环境，针对热环境情况制定切实可行的防护措施，以满足发动机的可靠工作。本文分析我国某型号运载火箭的定向发动机的热环境参数，针对热环境情况制定不同的热防护方案，并对热防护方案进行数值仿真及试验验证。2 姿控发动机所处的热环境分析某型定向姿控发动机处在二级游机和主机燃气羽流及喷管辐射的热环境中，其中燃料供应部位接受的热源有二级主机喷管和燃气、二级游机喷管和燃气、涡轮废气管、燃气发生器及火药启动器。二级主机距离姿控发动机部位较远，由羽流理论可以确定二级主机的燃气羽流对姿控发动机的热辐射及对流换热可以忽略。二级游机的燃气发生器为再生冷却，壁面温度很低，从辐射换热角度考虑，忽略该热源项。火药启动器壁面温度虽然较高，但其工作时间很短，忽略该热源项。参考二级游机高模试车数据，铌合金大喷管壁面平均温度约为1 0 0 0 “ C 。二级游机的辐射效应包括铌合金大喷管和羽流辐射两部分。二级游机涡轮疫气管壁温度5 0 0 。2 1 游机羽流流场计算分析本文应用F L U E N T 软件对二级游机的外流场进行数值计算，计

3、算时选取二维轴对称几何模型，采用压力入口边界、压力出口边界和远场压力边界来封闭求解域，内外流场的计算均采用隐式稳态的求解法，湍流模型采用目前应用最广、精度最高的R N G 一s 模型，方程的离散采用精度较高的二阶迎风格式。计算边界条件：入口总压3 ，2 8 M P a ，马赫数】。0 ；出口及远场静压O O P a ，马赫数0 0 ，静温1 8 0 7 K 。计算结果如图1 、2 所示。图1 二级游机外流场总温分布图囤2 二级游机外流场速度分布图由计算结果可以得出，外流场边界外燃气总温、速度值都很小。姿控发动机燃料供应管路中距离热源比较近的部位有燃料导管及三通和五通，它们距游机推力室喉部的垂直距离较大，燃气速度及温度将中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集进一步减小，因此忽略二级游机燃气羽流对这些部位的对流换热不会对燃料供应管路的热效应产生较大影响。2 2 二级游机羽流与受热恶劣部位之间的辐射热流二级游机燃烧室热力计算参数：T e * - - - 2 9 7 9 4 K 、P c m P c - o 0 3 6 8 、p m o p o = 0 2

4、6 9 5 参考相关文献，计算得到= 级游机燃烧室的燃气辐射热流：q , = 7 2 6 6 k W m 2参考文献1 ，在喷管面积比4 处，辐射热流降至燃烧室辐射热流的3 在面积比5 0 处，辐射热流降至燃烧室辐射热流的1 ，依据以上原则，可以计算二级游机出口处的燃气辐射热流。二级游机出口处的面积比约为5 0 ，那么二级游机出口处的燃气辐射热流为；q f = 0 0 1 q 。= 7 2 6 6 k W m 导管外包覆镀铝薄膜，参考文献2 ，取镀铝薄膜的黑度em b 。- - - 0 0 6 ，忽略镀铝薄膜与导管之间的热阻。2 3 游机喷管与受热恶劣部位的辐射热流游机喷管对受热危险部位的辐射换热角系数，参考文献3 ，采用同轴圆盘模型，如图3 4 所示。应用角系数的完整性和互换性可以得到游机喷管与各r ：7r 掺一1 - -工部位之间的辐射换热角系数。图3 同轴圆盘模型图4 同轴圆盘对国环模型简图将铌合金喷管沿轴向取- - d , 段，按圆柱计算喷管表面积再转化成等面积的圆环，利用角系数的可加性，并考虑机架三角横梁对热射线的阻挡得到铌合金喷管对受热危险部位的导管、三通、五通的辐射换热角

5、系数：n 抽f O 0 5 ，F H J b r e e = 0 0 8 3 F N m = o 1 2 2 。铌合金喷管表面涂抗氧化涂层，其黑度取ew = o ，8 5 ，喷管壁温依据高模试车_ i 昊得、取平均值，则导管、三通、五通接受到铌合金喷管的辐射热流为；饥，吖甜锟合金喷管表面与受热危险部位之间的辐射热流计算结果见表1 。表I 锯台金喷管表面与受热危险部位之间的辐射热流受热危险部位导管三通五通口，( k W m 2 )6 - 3 31 0 5 01 54 42 0 3￥潞￥瓷张忠利：姿控发动机热防护研究2 4 涡轮废气管的辐射热流涡轮废气管对导管、三通、五通的热辐射角系数模型，参考文献，选用两平行管模型。考虑机架横梁对热射线的阻挡，计算得到涡轮废气管对导管、三通、五通的辐射角系数：，k m ；O 0 2 7 5 ，玩c t h r e e = 0 ，肌= 0 0 2 7 5涡轮废气管材料为1 C r l 8 N i 9 T i ，其黑度取占。= O 3 5 ，壁面温度取试车测量值中的最高值即：T w = 5 0 0 0 C ，则受热危险部位平面接受涡轮废气管的辐射热流为：，T

6、 、4 列w 叫忝J 民一，涡轮废气管与受热危险部位平面之问的辐射换热热流计算结果见表2 。表2 涡轮废气管与受热危险部位平面之间的辐射热流受热危险部位导管三通五通4 ，( W m 2 )1 9 5 001 9 5 ，03 受热危险部位壁温分析 3 1 受热危险部位参数姿控发动机的燃料供应管路中0 6 l 导管、三通、五通为受热危险部位，其几何参数如下；导管的结构参数为：外径为6 m m ，壁厚为1 m m ，材料为l C r l 8 N i 9 T i 。三通结构如图6 ，体积为：V = 1 7 2 0 1 0 5 m 3 。表面积为：A l = 5 6 9 3 1 0 m 2 ，A 2 = 1 0 5 5 X1 0 。m 2A 3 = 59 3 4 1 0 。7 m 2 ，材料为铝合金。五通结构如图7 体积为；V = 4 6 6 9 X1 0 5 m 3 ，表面积为：A l - - 7 7 1 2 X1 0 。m 2 ，A 2 = 5 6 5 2 X1 0 。7 m 2材料为铝合金。霭磊图6 三通结构简图固7 五通结构简图 3 2 受热危险部位温度分析依据能量方程列写各部位受熟壁温

7、传热方程：驴小舭，。鲁坻吐( 急 4受热危险部位接受到的最大辐射热流依据前面的方法计算得到，如表3 所示。中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集导管三通五通燃气羽流辐射热流7 2 6 67 2 6 67 2 6 6喷管辐射热流6 3 31 0 5 01 5 4 , 4涡轮废气管辐射热流0 1 9 50n 1 9 5总热流1 3 7 9 11 77 6 62 2 9 0 1将受热危险部位物性参数和表3 的热流参数代入( 1 ) 式可得各部位在二级飞行时的温度变化曲线。斟j 茸。 第i ：I = ：。_孝0-一、 訇辜若缮= ：=麓i巍：；j霹。一：雕f耀“：。囊，坩 簇f嚣一；”“瞿暨荆棚F 耙邕：藏1 互芦t ，茹j ! 鎏 翟磊彬：j - !趟牌 潞斛：j j? 徽一囊囊；j j ，慨们呵砷图8 导管在二级飞行段的温度变化曲线始温度为1 0 0 4 “ C ，计算结果如图8 所示。五受热危险部位在二级飞行段的壁温最终值见表4 。图9 多层隔热材料包覆方案表4 受热危险部位在二级飞行段的终温计算值受热危险部位导管三通五通T W ( 0 c )“6 2

8、 52 7 2 4 21 9 1 2 6从图8 和表4 可以得出：三通壁温超过定向姿控发动机燃料的热分解温度，因此有必要对各受热危险部位进行热防护，下面将进行热防护方案分析及试验验证。4 热防护方案传热分析及验证4 1 热防护方案传热分析定f 句姿控发动机受热危险部位的防热措施是应用防热材料包覆，因为包覆方案的实施方法比较简单。在进行防热材料包覆方案分析时为了使结构在较复杂环境下更安全工作。本文选取的最高辐射热流为所有部位在最恶劣工况下的热流再放大5 k W m 2 ，即2 8 k W m 2 。2 0 5张忠利：姿控发动机热防护研究本文采用的热防护方案是用一层镀铝薄膜加多层无碱玻璃纤维带( 简称“无碱带”) 或高硅氧玻璃纤维布( 简称“高硅氡布”) 包覆受热危险部位，结构如图9 所示，以其为研究对象，对其列写热平衡方程为：咿，嘲等唔伍圳坤( 击 4妄亿一7 2 ) = p 2 C p 2 如鲁如果受热部位是三通或五通，那么( 3 ) 式将变为：知亿五) 。E 鲁( 3 )( 3 a )鲁竭+ 岛亿圳坞4( 2 b ) a fk j U U ，孕：日亿一正)( 3 b )舯：马2 萧耻

9、一赢p 一 o lp l c n o f驴一雨R t O “耻赢。瓦2 a A 万x初值条件为：乃乃D 1 0 ，0 4 。C ；边界条件为：曰= 2 8 O k W m 2 。将热流边界条件和初值条件及材料物性参数代入( 2 3 ) 式，即可得到本文选取的防护方案下试件的壁温变化过程，如图1 0 1 1 所示。从图1 0 1 1 可以看出，无论采用那种材料组台，导管的壁温最高、o 涌齄漏晶低、再诵壁漏介干一：者，闻：从两种材料防护f 言壁温信来看，无碱带的防热效果萼比高硅氧布仰叫砷图1 0 隔热材料为无碱带的传热分析结果m 爿母图11 隔热材料为高硅氧布的传热分析结果中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集4 2 热防护方案试验验证为了检验分析的正确性，需对上节的热防护方案进行试验验证。试验验证方法为真空热辐射试验，热辐射试验的真空环境采用真空泵抽吸至一定压力值后，认为该环境接近真空，热源采用石英灯阵，试件与分析所用模型相近，试验时试件壁面的辐射热流与计算时所用的热流基本相同，即设定试验热流值为2 8 k W m 2 ，试验时采集试件表面的热流值和包覆层内表面的壁温。图1 2 为试件表面的热流变化曲线，图1 3 1 4 为试件表面壁温变化曲线，其中图1 3 试件为m 6 X 1 不锈钢管外壁包覆l m m 无碱带和1 层镀铝薄膜，图1 4 试件为m 6 1 不锈钢管外壁包覆l m m 高硅氧布和l 层镀铝薄膜。譬 善 ：，；篙引j 觯：一i ￥ H誊；j ； -曩：i ： i 套孵“e l睇： q蛾二萋-，睡：；“ “! ： 十。_ m 爿缔图1 2 试件表面热流变化曲线嚣澎叫毒到：捌引i：1羽弦，、潮z 薯：罗! 点 一 _ 荔露囊l 三兰T 1 1 7 1 ：。i= 一。1 1。k 二 鬻i 一：j 二 溜一“，一：二： ：。e ：-鑫簿孵J 。2 +嵩i +”j 。”+ 笼，P l 篓

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