某大型運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)的數(shù)值模擬

羅天培,孫 德,李景龍,李 茂

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所,北京100074)

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某大型運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)的數(shù)值模擬

羅天培,孫 德,李景龍,李 茂

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所,北京100074)

摘要：為了評(píng)估試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，并為試驗(yàn)臺(tái)的熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供依據(jù)，采用CFD技術(shù)對(duì)某大型運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)尾流流場(chǎng)，并對(duì)試驗(yàn)臺(tái)的安全性進(jìn)行了初步分析。計(jì)算中，采用氫氧單步燃燒反應(yīng)模型，考慮尾流燃?xì)馀c空氣的燃燒，湍流模型選用了標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。仿真結(jié)果表明：鈕腿主體結(jié)構(gòu)安全，但根部應(yīng)加設(shè)防輻射層；導(dǎo)流槽底部結(jié)構(gòu)安全；試車臺(tái)井口附近會(huì)有大量的空氣被抽吸，井口附近設(shè)備應(yīng)重點(diǎn)加固。

關(guān)鍵詞：動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)；數(shù)值模擬；燃燒；試驗(yàn)臺(tái)；安全性

1 引言

試驗(yàn)是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中的一個(gè)基本環(huán)節(jié),通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)可以驗(yàn)證設(shè)計(jì)的可行性、工藝的可靠性,考核、檢驗(yàn)調(diào)試的方法,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量及性能作出評(píng)價(jià),而動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)可全面考核火箭子級(jí)各發(fā)動(dòng)機(jī)工作的協(xié)調(diào)性、增壓輸送系統(tǒng)的正確性等［1］,對(duì)火箭的順利研制具有重大意義?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí),高溫高速燃?xì)馍淞鲿?huì)對(duì)試驗(yàn)臺(tái)產(chǎn)生強(qiáng)烈的燒蝕和沖擊作用,為保障人員及試驗(yàn)設(shè)施的安全,在試驗(yàn)前對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾流場(chǎng)進(jìn)行預(yù)估是十分必要的。美國(guó)在Ares5運(yùn)載火箭及航天飛機(jī)的研制過(guò)程中,分別對(duì)燃?xì)馍淞鬟M(jìn)行仿真以考察其對(duì)試驗(yàn)臺(tái)及發(fā)射場(chǎng)的影響［2-3］；國(guó)內(nèi),北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所曾對(duì)某氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試車進(jìn)行數(shù)值模擬,并提出相關(guān)的熱防護(hù)解決方案［4-6］,而在發(fā)射場(chǎng)導(dǎo)流槽的設(shè)計(jì)上,數(shù)值模擬也得到廣泛應(yīng)用以指導(dǎo)工程實(shí)踐［7-8］。

本文對(duì)國(guó)內(nèi)某大型運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬,考察其對(duì)試車臺(tái)的沖擊作用以及試驗(yàn)臺(tái)承受的熱載,以期對(duì)試驗(yàn)臺(tái)的安全性做出評(píng)估并指導(dǎo)相應(yīng)的熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

2 仿真模型

2.1 幾何模型

如圖1、圖2所示,該動(dòng)力系統(tǒng)模塊采用雙發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)形式,發(fā)動(dòng)機(jī)有初始安裝角,噴管出口截面距試驗(yàn)臺(tái)0-0平面700 mm,試驗(yàn)臺(tái)井口7 m× 7 m,導(dǎo)流槽深約43 m。幾何模型如圖3所示,流場(chǎng)全部采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行剖分,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)及射流主要區(qū)域進(jìn)行局部“O”型剖分并加密(圖4),從而提高對(duì)激波結(jié)構(gòu)的仿真效果。為了驗(yàn)證網(wǎng)格無(wú)關(guān)性,分別選取89萬(wàn)、115萬(wàn)及138萬(wàn)網(wǎng)格進(jìn)行對(duì)比試算,最終選擇115萬(wàn)網(wǎng)格,實(shí)際數(shù)值計(jì)算的連續(xù)性、動(dòng)量、能量方程得殘差分別為10-2、10-4、10-6量級(jí)。

圖1 動(dòng)力系統(tǒng)模塊示意圖Fig.1 Sketch of the power system module

圖2 試車臺(tái)體示意圖Fig.2 Sketch of the test stand

圖3 仿真幾何模型Fig.3 Geometric simulation model

2.2 計(jì)算模型及算法驗(yàn)證

通過(guò)求解多組分化學(xué)反應(yīng)雷諾平均、守恒型Navier-Stocks方程獲得燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng)。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε雙方程模型。由于該型發(fā)動(dòng)機(jī)尾流燃?xì)鉃楦粴錉顟B(tài),燃?xì)鈴陌l(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴出后,剩余的氫氣會(huì)與空氣中的氧氣繼續(xù)補(bǔ)燃,故需引入燃燒模型,本文基于工程應(yīng)用及計(jì)算成本的考慮,選用氫氧單步燃燒化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型,通過(guò)源項(xiàng)載入流場(chǎng)控制方程?？刂品匠滩捎枚A迎風(fēng)格式離散,壓力和速度采用Simple格式耦合。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)網(wǎng)格Fig.4 Mesh of the engine

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管入口邊界條件采用質(zhì)量流量入口,并引入如下假設(shè)：假設(shè)氫和氧在燃燒室內(nèi)完全燃燒生成水,這樣進(jìn)入噴管內(nèi)燃?xì)獾某煞志椭挥兴蜌?入口溫度利用熱力計(jì)算獲得。試車臺(tái)井口選用壓力入口邊界條件,入口壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,組分為空氣,導(dǎo)流槽所有出口邊界均定義為壓力出口邊界條件,出口壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,組分為空氣,所有壁面均定義為絕熱、無(wú)滑移邊界條件。

圖5給出了計(jì)算結(jié)果同文獻(xiàn)［5］提供的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(同型發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)試車),從圖中可以看出計(jì)算結(jié)果同文獻(xiàn)中的結(jié)果符合較好,證明了算法的有效性和正確性。

圖5 尾流場(chǎng)仿真結(jié)果同試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比Fig.5 Comparison of the simulated flow field and experiment data

圖6給出了開啟燃燒模型前后火箭尾流場(chǎng)的溫度分布對(duì)比,從圖中可見,由于開啟燃燒模型后,富氫燃?xì)鈺?huì)進(jìn)一步和空氣中的氧氣燃燒,尾流場(chǎng)高溫區(qū)明顯增大。

圖6 補(bǔ)燃對(duì)溫度場(chǎng)的影響Fig.6 Effect of supplementary firing on temperature field

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 試車臺(tái)鈕腿熱環(huán)境分析

鈕腿為試車臺(tái)主要承力結(jié)構(gòu),如直接被尾流火焰沖刷會(huì)威脅到試驗(yàn)臺(tái)的安全,耐火混凝土極限使用溫度一般為1400 K左右。圖7給出流場(chǎng)內(nèi)1000 K的溫度等值面圖,從圖中可見,高溫燃?xì)鈴膰姽車姵龊蟛⑽聪蛩闹軘U(kuò)散,燃?xì)鈬娚涞降撞亢箜樌刂鴮?dǎo)流槽型面被導(dǎo)出,鈕腿主體結(jié)構(gòu)不受高溫燃?xì)庥绊?無(wú)需做防火處理。

圖8給出發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)稱切面及導(dǎo)流槽底部的水蒸汽濃度分布,從圖中可見導(dǎo)流槽底部會(huì)積聚大量的高溫水蒸汽,同時(shí)溫度也極高(圖6),而水蒸汽本身是一種輻射力很強(qiáng)的氣體,而本次試車持續(xù)時(shí)間較長(zhǎng),故為安全起見,應(yīng)在鈕腿根部增加防輻射層。

圖7 鈕腿熱環(huán)境Fig.7 Thermal environment of the test basis

圖8 對(duì)稱面及底部水蒸氣分布Fig.8 Water-vapor distribution at symmetry plane and bottom

3.2 導(dǎo)流槽底部熱環(huán)境分析

圖9給出燃?xì)饬骶€圖,圖中紅色區(qū)域?yàn)閷?dǎo)流槽底部噴水區(qū)。從圖中可見,全部燃?xì)舛贾苯記_擊到噴水區(qū)范圍之內(nèi),這樣,高溫燃?xì)鈺?huì)直接和冷卻水直接換熱,隨著冷卻水的汽化,燃?xì)鉁囟妊杆俳档?事實(shí)上,導(dǎo)流槽底部存在一個(gè)冷卻水池,沿著導(dǎo)流槽型面向前方流動(dòng)的燃?xì)鈺?huì)和冷卻水池內(nèi)的水進(jìn)一步換熱降低溫度,導(dǎo)流槽底部結(jié)構(gòu)安全。

3.3 試驗(yàn)臺(tái)井口環(huán)境分析

圖10給出試車臺(tái)井口流線圖,從圖中可見,由于高速燃?xì)鈴?qiáng)烈的引射作用,塔架內(nèi)會(huì)有大量的空氣被抽吸入井口,其中大部分隨著燃?xì)鉀_到導(dǎo)流槽底部,還有部分流向流場(chǎng)后部以補(bǔ)充抽吸帶來(lái)的低壓環(huán)境。從模擬結(jié)果得出,試車臺(tái)井口附近空氣平均流速可達(dá)7 m/ s,故井口附近各種電纜及絕熱層應(yīng)重點(diǎn)加固,圖11為試車結(jié)束后井口附近某管路的照片,從圖中可見,管路外包覆的防輻射鋁箔大部分已損壞。

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)流線及底部噴水區(qū)域示意圖Fig.9 Sketch of engines′streamline and water injection′s zone

圖10 井口附近流線圖Fig.10 Streamlines around the well

圖11 管路絕熱層示意圖Fig.11 Sketch of heat insulation of the pipes

4 結(jié)論

采用CFD技術(shù)對(duì)某大型運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬,分析了試車時(shí)臺(tái)體主要結(jié)構(gòu)所處環(huán)境及其安全性,得出主要結(jié)論如下：

1)鈕腿主體部分熱環(huán)境良好,不受高溫燃?xì)庵苯記_刷,但根部會(huì)受高溫水蒸汽的輻射加熱,根部應(yīng)加設(shè)防輻射層；

2)在導(dǎo)流槽底部,燃?xì)獾臎_擊區(qū)域全部在噴水冷卻范圍之內(nèi),導(dǎo)流槽底部結(jié)構(gòu)安全；

3)井口附近由于高速燃?xì)獾碾[射作用會(huì)使大量的空氣被抽吸,井口附近的各種電纜及絕熱層應(yīng)重點(diǎn)加固。

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Numerical Simulation of A Large Launch Vehicle’s Stage Test

LUO Tianpei，SUN De，LI Jinglong，LI Mao
（Beijing institute of Aerospace Testing Technology，Beijing 100074，China）

Abstract：To assess the test risks and provide reference for the design of the thermal protection for the test stand，the numerical simulation of a large launch vehicle’s stage test was conducted with CFD technique.The flow field of the rocket engine＇s wake was obtained and the safety of the test stand was analyzed.The uni-step H-O reaction model was used for the reactions between the fired gas and air and the standard k-ε turbulence model was selected in the simulations.The numerical simulation results showed that the main body of stand′s basis was safe，but the root should add heat insulation to prevent the radiation；a large amount of air was pumped into the well，so the equipment around there should be reinforced.

Key words：launch vehicle′s stage test；numerical simulation；burning；test stand；safety

作者簡(jiǎn)介：羅天培(1987-),男,碩士,工程師,研究方向?yàn)橛?jì)算流體力學(xué)。E-mail：156574049＠qq.com

收稿日期：2015-05-20；修回日期：2016-02-23

中圖分類號(hào)：V434

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1674-5825（2016）02-0156-04