火箭发动机燃烧的多物理场模拟外文翻译资料

 2022-01-06 09:01

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火箭发动机燃烧的多物理场模拟

陈延森a，*,T.H. Chou b, B.R. Gu b, J.S. Wu b, Bill Wu a, Y.Y. Lian a,杨卢克

a国家空间组织，新竹科学园，台湾新竹

b台湾新竹交通大学机械工程系

收到日期：2010年6月29日

收到修订的表格日期：2010年8月23日

接受日期：2010年9月14日

在线提供：2010年9月19日

摘 要

最近，混合火箭推进器已经引起了研究界注意，并且已经体现出混合火箭推进器成为传统液体和固体火箭的替代品的趋势。混合火箭是固体和液体系统的组合，其结构虽然一半是液体火箭的管道，但同时也保证了操作灵活性并避免固体火箭爆炸的性质。可用混合系统，N2O（一氧化二氮）-TPB（羟基封端的聚丁二烯）混合推进，代表着最简单但足够有效的设计。不幸的是，即使到现在为止，开发混合N2O-TPB推进系统的研究仍然强烈处于试验和存在误差，这是耗时且昂贵的。因此，详细了解基本燃烧过程参与N2O-TPB推进系统可以极大地影响该领域的研究界。这可以进一步促进燃烧过程的成功建模并有助于改善燃烧过程和对N2O-TPB推进系统的设计。本研究应用了属性和有限速率化学来预测燃烧流场在N2O-TPB混合火箭系统内部的反应，具有实流体的综合数值的模型。与实验数据相比，数值预测也达到了良好的效果。

amp;2010 Elsevier Ltd.版权所有。

关键字：混合火箭燃烧；N2O-HTPB系统；辐射传热；实流体模型；有限速率化

abstract

Recently, the hybrid rocket propulsion has become attractive to the research community and has developed the trend to become an alternative to the conventional liquid and solid rockets. The hybrid rocket is a combination of both the solid and liquid systems with half of the plumbing of the liquid rocket but retaining its operational flexibility and avoiding the explosive nature of the solid rocket. Among available hybrid systems, the N2O (Nitrous Oxide)–HTPB (Hydroxyl-Terminated PolyButadiene) hybrid propulsion represents the simplest but sufficiently efficient design. Unfortunately, even until now, research in developing hybrid N2O–HTPB propulsion system still strongly depends on trials-and-errors, which are timeconsuming and expensive. Thus, detailed understanding of the fundamental combustion processes that are involved in the N2O–HTPB propulsion system can greatly impact the research community in this field. This may further facilitate the successful modeling of the combustion processes and help improving the design of N2O–HTPB propulsion system in the future. A comprehensive numerical model with real-fluid properties and finite-rate chemistry was developed in this research to predict the combustion flowfield inside a N2O–HTPB hybrid rocket system. Good numerical predictions as compared to experimental data are also presented.

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Keywords:Hybrid rocket combustion；N2O–HTPB system；Radiative heat transfer；Real-fluid model；Finite-rate chemistry

介 绍

在寻找有效载荷质量分数性能从而增强人类获得空间技术能力时，从20世纪60年代起，ramjet和scramjet（超音速燃烧冲压式喷气发动机）研究一直是一个自此以来航空航天界的长期研究工作。自20世纪80年代以来，计算建模方法就有了在航空航天界逐渐采用燃烧装置和太空发射系统的开发。随着计算技术的高性能计算基础设施的出现，该项目已经变成了复杂的数字建模方法，具有计算资源的实质性要求，进入实际的日常设计分析工具。这些进步使研究人员和设计师得以在具体的空间和时间方面实现燃烧装置模拟燃烧过程和流动物理学，但使用实验又伴随着研究困难和昂贵费用。使用计算流体动力学（CFD）的数值模型方法已应用于液体和固体火箭燃烧系统成功支持技术计划[1-6]。最近在昆士兰大学的HyShot和NASA的Hyper-X的飞行表演中取得的成功，加上飞行波音X-51在2009年底的测试，促进了更大的研究对先进推进系统计算建模的兴趣。数值模拟的努力模拟超音速燃烧过程和问题区域的诊断为这些计划的成功做出了贡献。

在最近发展的太空发射系统中，混合动力火箭推进引起了很多关注，特别是在民用太空旅游社区，并已被证明成为液体和固体火箭的可行替代品，尽管与其他两种类型的火箭相比，它仍处于初级阶段。然而，液体火箭是一种有效的系统，它需要非常复杂和昂贵的管道系统。固体火箭将燃料和氧化剂预先混合成密集而紧凑的颗粒状固体。然而，它具有非常明显的缺乏推力控制或终止控制。混合火箭是固体和液体系统的组合，其结构虽然一半是液体火箭的管道，但同时也保证了操作灵活性并避免固体火箭爆炸的性质。专业混合火箭的优点包括[7] :( 1）安全无爆炸性问题；（2）节流和终止的灵活性；（3）颗粒坚固，没有爆炸危险裂缝；（4）推进剂通用性；（5）温度不敏感操作室压力；（6）低成本受益安全功能。然而，有几个缺点其中包括[7] :( 1）由于低回归率（~1 mm / s）扩散火焰的性质；（2）低堆积密度（低容积燃料负荷），由于许多端口增加了颗粒表面积；（3）燃烧效率低；（4）O / F随燃烧时间的变化而变化和位置；（5）对节流的瞬态响应较慢。

有许多类型的混合燃烧系统，其中燃料通常是固体，氧化剂是液体或气体。这些包括不同的固体燃料，如碳氢化合物（橡胶，塑料甚至纸张）和金属，以及各种液体氧化剂如氧气，过氧化氢，硝酸，四氧化氮，和一氧化二氮。参考文献中讨论了具有最佳O / F，Isp（184-326 s）和特征速度（1224-2118 m / s）的燃料和氧化剂组合的典型实例。 [7]。其中，大多数发表了使用LOX和推进剂的推进剂的实验数据HTBP含或不含铝粉。虽然没详细关于混合推进剂的文献中有数据使用氧化亚氮作为氧化剂和HTBP相关材料燃料，但大多数商业公司的近期发展趋势利用这种组合，例如SpaceShip One（由Burt Ru-tan领导）于2004年9月通过飞行升级获得了X奖海拔100公里，安全降落回地球。最大值N2O-HTPB推进系统的真空Isp只是均持的250秒;然而，它代表了最简单的一个，主要是由于一氧化二氮的自增压特性（室内温度为~60 bar温度），这大大简化了管道系统。不幸的是，直到现在，研究开发混合动力车N2O-HTPB推进系统仍然处于试验和存在误差，这是耗时又昂贵的。[8,9]研究者很少试图模拟一个现实的混合动力推进系统的复杂的反应流动现象，他们使用一种能量平衡的表面分解模型假设C4H6（异丁二烯）的分解开始于820 K，并使用一些减少的模拟燃烧过程具有调谐速率常数的反应机制。

基于实验拟合和数值模拟，上述建模工作已经取得了一些成果。然而，在他们的模型中没有考虑实际流体效应。 这会影响燃烧中的整体流动结构腔室，尤其是喷射器附近，并影响燃烧过程和传热特性，这是关键固体颗粒的回归率。 因此，本研究全面开发的数值模型包括N2O - TPB混合火箭系统模拟中的实流体特性效应和有限速率化学。

方 法

本数值方法解决了一组描述质量守恒，动量守恒（Navier-Stokes方程），能量，物质浓度和湍流的控制方程。主要的控制方程式如下：

（1）

（2）

（3）

（4）

（5）

（6）

控制方程的对流项是离散的使用二阶逆风方案。 二阶逆风方案适用于扩散和源项。 具体描述燃烧中的热环境在本模型中也采用了有限体积积分法[1,4]的辐射传热模型。 在燃烧室内部，辐射模型中的主要参与物种是二氧化碳和热蒸汽。 对于瞬态流动计算，本研究采用一种有效的二阶时间推进方案已经验证涡旋脱落和瞬态启动喷嘴流[6]。 效率状态和综合实流体方程的方法还测试了液体推进剂燃烧的流体性质流动。 这些数值模型对于燃烧物理的高保真度模拟非常重要。 详细描述见下。

辐射传热模型

辐射效应对燃烧模拟很重要当物质具有辐射出现在燃烧中时产物和热解气体从固体颗粒中分解出来。 本研究使用有限体积积分的辐射传输模型方法[10,11]。 考虑辐射，在笛卡尔坐标系中传递方程（RTE）在图1a中。 能量平衡在指定方向X上传递通过一个小的差异体积在吸收和散射介质可写为：

（7）

其中下标lambda;代表波数;Ilambda;(r,Omega;)是光谱辐射强度，它是位置r和角度方向Omega;; Ib,lambda;(r)是黑体的辐射强度介质的温度; klambda;和sigma;lambda;分别是光谱吸收和散射系数;Phi;lambda;(Omega;acute;,Omega;) 是散射相位函数从输入Omega;acute;方向到输出方向Omega;; 和dacute;acute;表示在4п角度上的积分方向。 左侧的术语表示梯度Omega;方向的强度。右边的三个术语一侧代表吸收和强度引起的强度变化分别为散射，发射和散射。 如果墙边界介质发射并漫反射，然后是方程的辐射边界条件。 （7）给出

（8）

其中Omega; 和Omega;-表示离开和到达的辐射强度方向; ɛlambda;是光谱壁发射率; n代表墙上的单位法向量; d-表示集成在所有到达方向的角度。式（7）是一个复杂的积分微分方程，其精确解析解仅为可以进行非常简单和特定的设置。 这种内在的困难导致了一些近似的模型。 在本模型中，使用有限体积法（FVM）简要解决RTE和数值分析程序这里描述。 在以下分析中，删除下标k为了简洁起见，必要时添加它们。

图1.（a）辐射传输方程的坐标系；（b）代表性控制体积；（c）代表性控制角

在FVM中，空间和角度域分为a有限数量的控制体积和控制角度。方程（7）和（8）集成在每个控制体积上控制角度。由于FVM共享相同的计算网格作为采用的CFD方法，所考虑的空间域是通过网格划分为MA离散控制体积和表面发电机。对于FVM的数值分析，由空间域划分产生的代表性控制体积示于图1b。通过参考空间域的划分实践，以控制体积为中心的节点处的角域（见图1c）被分成Ntheta; times;Nɸ = MB控制角，Ntheta;和Nɸ表示极角theta;和方位角ɸ方向上的控制角数。这些MB离散固体角度是不重叠的，它们的总和是4п。与离散坐标方法中的正交方案的选择不同（DOM），选择控制角度没有特别限制在FVM中。但是，控制角度通常选择在a最能捕捉特定问题物理特性的方式。这是类似于控制量的选择。

（9）

乘以方程（7）由代表性的控制量Delta;V（图1b）和控制角Delta;Omega;m（图1c），进行积分，并从等式转换方程的左侧基于矿石的发散，表面积分的体积积分，方程（7）然后变成下标e，w等表示东部的值，西部等的体积表面; 下标P代表控制体积中心节点的值和A表示控制体积表面积;Phi;mmacute;是平均散射从控制角Delta;Omega;macute;开始相位功能到控制角度Delta;Omega;m表示。 划分方程（9）通过Delta;Omega;m，我们有

（10）

（11）

在方程（11），Dim是表面单位法向量的乘积和平均强度方向Omega;m。 为了结束上述方程，需要在控制强度之间建立关系体积表面和节点强度。 一个适当的关闭复杂几何的关系是基于步骤方案， 设定下游表面强度等于上游节点强度。 使用步骤方案可以避免可能出现的负强度，过冲和下冲其他辐射计划，如钻石计划，和积极的方案。 此外，它与邻近的

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资料编号：[2095]

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