低溫預冷管路流動及傳熱非穩態特性范文

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摘要:低溫液體火箭發動機及管路循環預冷過程涉及復雜的流型轉換及傳熱過程，直接影響發動機及其管路的預冷效果。為準確分析低溫介質加注充填過程中循環預冷管路內部的流動及傳熱特性，建立了一維均相平衡態流體流動及傳熱數學模型，通過離散化方法分析了非穩態過程液氫預冷循環管路中流體各參數的分布，獲得了低溫介質充填過程管路傳熱變化規律及其影響因素。

關鍵詞:非穩態;循環預冷;截面含氣率;膜態沸騰

引言

自然循環預冷是低溫液體火箭發動機預冷的重要發展趨勢，其是利用低溫推進劑在兩垂直管路中的密度差驅動自發性流動實現對火箭發動機及其增壓輸送系統進行預冷，具有節省推進劑消耗量、簡化工藝流程等特點。然而，低溫液體管路預冷過程內在機理極其復雜，預冷管路內可能產生劇烈氣化，引起較大壓力波動。同時，伴隨預冷過程不斷進行，循環驅動力逐漸減弱，預冷效率降低。因此，研究低溫液體管路充填及預冷特性具有重要的現實意義。目前，國內外對低溫火箭發動機及低溫液體的管路預冷研究已有相關的文獻報道。文獻［1］～［3］主要針對低溫管路內部傳熱機理及流型轉化進行了理論分析和數值研究;文獻［4］～［7］采用實驗方法研究了低溫管路預冷過程的流動特性;文獻［8］分析了低溫流體預冷豎直管路的高速再淹沒傳熱特征，研究了液體火箭發動機自然循環預冷過程中的溫降特性及其循環驅動力變化趨勢。結合國內外文獻發現，針對低溫液體火箭發動機自然循環預冷管路特性的研究相對較少。本文通過構建一維均相平衡態流體數學模型，建立低溫流體管路傳熱計算模型，重點研究液氫燃料火箭發動機循環預冷管路非穩態過程的變化規律。

1模型構建

1.1物理模型及控制方程為分析低溫液體火箭發動機循環預冷管路的流動與傳熱特性，將循環預冷回路簡化為輸送管段、泵前水平管、泵管段、泵后水平管和回流管五部分，圖1為發動機自然循環預冷管路示意簡圖。本文采用一維均相平衡態流體模型描述低溫流體推進劑管路及泵體的預冷過程，假設:1)管道內部流動為一維流動，不考慮回流管出口處壓力波動，即視為回流管出口處壓力為貯箱內氣枕壓力與液柱壓力之和;2)忽略管內流體及管壁的軸向導熱，內管與絕熱層存在徑向的一維非穩態導熱;3)氣液兩相按均勻混合考慮;4)氣液兩相之間處于熱力平衡狀態。則得到描述管路中流動與換熱的控制方程:式中:p，A，ρ，u和t分別為壓力、截面積、流體密度、流體速度和時間;fR=λu2/(2D);θ為重力場與管流方向夾角;Sh為單元體預冷回路與低溫流體間的換熱量。為了使方程封閉，補充流體的狀態方程，ρ=p(p，T)。管壁與絕熱層內的一維非穩態導熱方程為:

1.2傳熱計算模型及離散化在低溫管路預冷充填過程中，低溫推進劑先后經歷膜態沸騰、過渡沸騰、核態沸騰和單相強制對流換熱階段。預冷開始階段，由于管壁溫度高于膜態沸騰起始點TL，換熱處于膜態沸騰階段，根據當地的質量含氣率是否大于0.1而決定處于反環狀流膜態沸騰或彌散流膜態沸騰;當壁面溫度低于膜態沸騰傳熱的最低壁溫TL，而高于欠熱或飽和流體泡核沸騰傳熱的最高壁溫Tchf時，換熱處于過渡沸騰階段，根據實際壁溫進行插值計算;當壁面溫度介于欠熱或飽和流體泡核沸騰傳熱的最高壁溫Tchf和核態沸騰起始點溫度TONB之間時，換熱處于核態沸騰階段，并根據含氣率等于0或大于0決定是否處于過冷沸騰或飽和沸騰;當管壁溫度低于TONB或含氣率為1時，換熱處于單相強制對流區［9］。把單位時間內加注到管路中的定量工質視為一個控制體，用一節點代表，節點個數與時間步長數保持一致。某時刻控制體i的長度ΔLni及該節點坐標Lni分別為［10－12］:為分析自然循環的非穩態預冷過程，需要對方程(5)和(6)在空間和時間上進行離散，沿預冷介質流動方向的離散方程為:式(5)～(8)中，下標表示節點位置，上標表示時間步長。沿程阻力壓降Δpni根據流動狀態選擇相應公式計算。

2數值結果分析

以芯一級低溫氫氧液體火箭發動機液氫預冷管路為研究對象，重點進行液氫加注充填過程管路內部流動及傳熱的非穩態特性分析。圖2為輸送管進口速度及循環流量變化圖，由圖2可知，循環管路中輸送管進口速度先快速增至最大值，而后迅速下降，并逐步趨于穩定值。這是由于循環管路中的流動壓降主要受流速和含氣率兩因素影響，在預冷過程開始階段，其出口為全氣相，循環管路中流動阻力很大，使得輸送管進口速度較小。由于回流管出口全氣相及大部分氣相的時間很短，在這一段阻力損失變化較大，使得速度變化比較陡峭。在此之后，流動阻力主要受流速影響，隨著預冷介質產生氣化的位置逐漸后移，流動產生的動力及阻力逐漸減小。圖3給出了回流管出口質量/截面含氣率隨預冷時間的變化曲線。由于液氫過冷度很小，在預冷開始階段，回流管出口為全氣相，質量含氣率、截面含氣率均為1，然后迅速減小。非穩態過程中回流管出口質量/截面含氣率變化主要受輸送管進口速度和預冷管路壁面溫度的影響。對于非穩態傳熱，在開始預冷階段管路溫度變化很快，隨后逐漸減慢，基本成指數曲線關系變化，這使得回流管出口質量含氣率、截面含氣率具有類似的特征。邊界條件一定時，輸送管進口速度增加時，回流管出口質量含氣率、截面含氣率將會減小，反之亦然。圖4給出了不同時刻時循環管路沿程各位置點的截面含氣率變化。從圖中可以看出，氣化點位置隨時間的推移逐漸往后推移，約5000s以后截面含氣率開始趨于相對穩定狀態。圖5給出了輸送管內壁面一特征點溫度變化曲線，該特征點依次經歷四個典型階段:膜態沸騰、過渡沸騰、核態沸騰以及單相液體強制對流。循環管路上其他各點與該特征點具有相類似的溫度變化曲線，只是相對應的各轉折點溫度及相應的時間略有區別而已。由圖可知，由于TFL和TONB很低，加上過渡沸騰階段與核態沸騰階段涉及的溫度區間太小，因而壁面溫度的降低主要集中在膜態沸騰階段。圖6給出了泵管道內壁面一特征點處的溫度變化曲線，達到穩定狀態時該點壁溫高于核態沸騰起始點溫度，處于兩相流動區，故沒有單相對流階段。初始階段，管壁溫度下降很快，而后為一定值。這是由于初始階段管內全部為氣相，預冷介質處于過熱狀態，當管內很快進入兩相狀態后，由于管路壓力為定值，使得該特征點處溫度此后為一定值。

3結論

通過構建液體火箭發動機自然循環預冷的一維均相平衡態流體數學模型，分析了非穩定狀態時液氫循環預冷管路內介質流速、流量、含氣率和壁面溫度的變化規律，獲得了不同管段特征點的溫度曲線，為提高低溫發動機預冷效率和優化管路絕熱設計提供了重要的理論依據。

參考文獻:

［1］高芳，陳陽，張振鵬低溫液體推進劑充填管路的數值模擬［J］．航空動力學報，2007，22(1):108－113．

［2］程謀森，劉昆，張育林．液氫液氧火箭發動機預冷與啟動過程數值模擬綜述［J］．推進技術，2002，23(3):177－181．

［3］程謀森，劉昆，張育林．低溫推進劑供應管路預冷充填瞬變流計算［J］．推進技術，2000，21(5):38－41．

［4］程向華，陳二峰，厲彥忠．低溫液體火箭發動機自然循環預冷研究［J］．火箭推進，2012，38(5):1－6．

［5］李琦芬，陳國邦，謝雪梅，等．低溫輸液泵自然循環預冷模擬試驗［J］．推進技術，2005，26(2):167－173．

［6］鄭錫亮低溫推進劑火箭發動機循環預冷實驗和分析方法研究［D］．杭州:浙江大學，2003．

［7］楊永強，劉站國，徐浩海．液氧煤油發動機低溫組元兩相充填過程研究［J］．火箭推進，2006，32(2):11－15．

［8］張亮，林文勝，魯雪生，等．低溫推進劑雙管輸送系統的循環預冷實驗研究［J］．推進技術，2004，25(1):51－53．

［9］陳二鋒，厲彥忠，程向華，等．管路預冷的高速再淹沒傳熱模型及數值研究［J］．華中科技大學學報．2009，37(2):104－107．

［10］徐濟鋆，沸騰傳熱和氣液兩相流［M］．北京:原子能出版社，1993．

［11］陶文銓，數值傳熱學［M］．西安:西安交通大學出版社，2002．

［12］任德鵬，丁鵬飛，夏新林，等，低溫液體填充管路的數值計算［J］．工程熱物理學報，2004，25(1):118－120．

作者：程向華 薛會建 李宏剛 厲彥忠 單位：西安航天動力試驗技術研究所