滑行段低溫推進(jìn)劑流動(dòng)及換熱特性對(duì)氣枕壓力的影響研究

尕永婧,王浩蘇,王妍卉,周炳紅,朱平平,邵業(yè)濤,黃 輝

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京100076;2.中國科學(xué)院國家空間科學(xué)中心,北京100190)

0 引言

運(yùn)載火箭在飛行過程中為滿足發(fā)動(dòng)機(jī)泵入口壓力要求,需采用自生增壓或氣瓶增壓的方式對(duì)貯箱進(jìn)行增壓。對(duì)于火箭入軌末級(jí),優(yōu)化增壓用氣及相關(guān)組件產(chǎn)品對(duì)提高運(yùn)載能力有重要作用?；鸺谥靼l(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)、載荷分離、二次啟動(dòng)、末速修正等過程中,不可避免會(huì)引入相對(duì)于飛行方向的側(cè)向干擾力,箱內(nèi)推進(jìn)劑晃動(dòng)使得貯箱內(nèi)氣液接觸面積、換熱過程及流動(dòng)特性發(fā)生相應(yīng)的變化,從而對(duì)低溫貯箱氣枕壓力及增壓用氣量分析產(chǎn)生重要影響。

本文在調(diào)研國內(nèi)外運(yùn)載火箭飛行過程中貯箱壓力變化影響因素的基礎(chǔ)上,采用流體體積函數(shù)方法(VOF)數(shù)值模擬貯箱內(nèi)氣液兩相流動(dòng)與換熱過程,分析箱內(nèi)推進(jìn)劑流動(dòng)特性對(duì)氣枕壓力的影響。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)

公開研究資料表明,美國[1-2]、歐洲[3]、日本[4]和中國[5-7]都進(jìn)行了低溫推進(jìn)劑流體形態(tài)和增壓過程的數(shù)值模擬研究,其中美國近年來還一直投入大量人力物力,進(jìn)行低溫推進(jìn)劑增壓過程的空間實(shí)驗(yàn)研究。

1.1 Ariane 5低溫上面級(jí)ESC-A

2005年2月12日,Ariane 5低溫上面級(jí)ESCA首飛成功[3]。圖1為實(shí)測(cè)液氫箱內(nèi)的壓力變化曲線,各時(shí)段上面級(jí)的動(dòng)作如下:

1)上級(jí)載荷分離(1500s～1600s);

2)載荷適配器分離(1601s～1700s);

3)下級(jí)載荷分離(1701s～2000s);

4)微重力環(huán)境(2001s～2300s);

5)末級(jí)鈍化準(zhǔn)備(2301s～3200s);

6)貯箱鈍化(＞3200s)。

其中,第4～6階段包含載荷分離后的滑行段及末級(jí)鈍化段,貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑流動(dòng)行為非常復(fù)雜。Behruzi等[3]采用FLOW-3D對(duì)Ariane 5 ESCA上面級(jí)分離過程中液氫箱推進(jìn)劑的流動(dòng)過程進(jìn)行數(shù)值模擬,結(jié)果如圖2所示。分析表明,由于分離過程中推力大幅下降,推進(jìn)劑在干擾力的作用下會(huì)晃動(dòng)并向上運(yùn)動(dòng)至貯箱頂部。但是隨著鈍化過程的進(jìn)行,推進(jìn)劑運(yùn)動(dòng)到貯箱底部,如圖3所示。結(jié)合圖1可知,在有分離、晃動(dòng)等外界干擾因素的情況下,貯箱內(nèi)的氣枕壓力隨之降低,這可能是由于推進(jìn)劑晃動(dòng)并向貯箱頂部運(yùn)動(dòng),加劇了氣枕與推進(jìn)劑的接觸面積和換熱所致。由此可見,外界干擾引起的晃動(dòng)可能是貯箱內(nèi)氣枕壓力下降的極為重要的影響因素之一。

圖2 分離過程中貯箱內(nèi)推進(jìn)劑形態(tài)[3]Fig.2 Location of propellant in the tank at different times after beginning of the payload separation phase[3]

圖3 鈍化過程中推進(jìn)劑逐漸恢復(fù)平穩(wěn)[3]Fig.3 Propellant location inside the LH2 tank(top)and the LOX tank(bottom)with the transition from a circular ring shape fluid motion to a mainly settled motion(FIPSsimulaiton)[3]

1.2 日本H-ⅡA火箭上面級(jí)

H-IIA上面級(jí)在首飛過程中成功用相機(jī)觀測(cè)到微重力環(huán)境下液氫箱內(nèi)液面的動(dòng)態(tài)特性,見圖4。根據(jù)獲得的錄像和液面?zhèn)鞲衅鲾?shù)據(jù)可以判斷,增壓氣體穿透箱內(nèi)液氫并引起液面的變化。Himeno等[4]通過數(shù)值模擬方法預(yù)示了增壓氣體直噴和斜噴對(duì)推進(jìn)劑液面的影響,見圖5和圖6。分析表明,增壓氣體液面直噴會(huì)使液面變形,從而影響增壓輸送系統(tǒng)的正常工作。

圖4 H-ⅡA火箭上面級(jí)增壓過程中液氫貯箱液面變化(一次性飛行擴(kuò)展試驗(yàn),CCD觀察)[4]Fig.4 Dynamic behavior of liquid hydrogen visualized during the pressurization in the extended engineering experiment of TF#1 of H-ⅡA[4]

圖5 H-ⅡA火箭上面級(jí)液氫貯箱滑行期間直噴液面變形數(shù)值模擬[4]Fig.5 Deformation of hydrogen during coasting flight before SEIG2 in TF#1 of H-ⅡA[4]

圖6 H-ⅡA火箭增壓氣體斜吹對(duì)箱內(nèi)推進(jìn)劑的影響[4]Fig.6 Deformation of hydrogen during coasting flight before SEIG2 in TF#2 of H-ⅡA[4]

1.3 國內(nèi)研究情況

包鐵潁等[5]采用有限元方法對(duì)某運(yùn)載火箭上面級(jí)滑行段期間的增壓氣體和推進(jìn)劑溫度變化進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,計(jì)算了滑行段期間不同太陽入射角工況下的溫度變化。楊修東等[6]采用VOF方法,利用Fluent軟件對(duì)液氧貯箱自生增壓過程中液氧貯箱推進(jìn)劑流動(dòng)、相變和傳熱進(jìn)行了三維數(shù)值模擬研究,分析了排液過程中液面的波動(dòng)過程。林宏等[7]應(yīng)用CFD軟件進(jìn)行了三維液體晃動(dòng)仿真計(jì)算,獲取了異形貯箱的晃動(dòng)特性。

1.4 小結(jié)

火箭飛行過程中,上面級(jí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的流動(dòng)狀態(tài)及氣枕壓力高度依賴初始條件。基礎(chǔ)級(jí)飛行時(shí)間、飛行過程中受到的干擾力、初始增壓壓力和溫度、姿控系統(tǒng)工作帶來的推進(jìn)劑晃動(dòng)等因素均會(huì)對(duì)上面級(jí)貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的換熱與流動(dòng)過程產(chǎn)生重要影響。

2 推進(jìn)劑流動(dòng)及換熱特性對(duì)氣枕壓力影響的數(shù)值仿真

針對(duì)上述文獻(xiàn)調(diào)研,本文以三維橢球底圓柱貯箱為例進(jìn)行仿真計(jì)算。貯箱結(jié)構(gòu)如圖7所示,初始充液高度(量綱為1)為0.45,網(wǎng)格選用非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格。

圖7 貯箱結(jié)構(gòu)及網(wǎng)格劃分Fig.7 Grid of tank structure

2.1 控制方程

假設(shè)流體不可壓縮、層流流動(dòng)。則黏性流體運(yùn)動(dòng)控制方程如下

上述4個(gè)方程分別為流體連續(xù)性方程、動(dòng)量守恒方程、體積函數(shù)方程和能量守恒方程。其中V、ρ、P、μ、Sh、Fσ分別為流體的運(yùn)動(dòng)速度、密度、壓力、黏性系數(shù)、液體蒸發(fā)/冷凝釋放的熱量和表面張力的等效體積力。Fσ=σkΔf選用CSF(Continuous Surface Force)模型,k為界面的曲率。

2.2 初邊值條件

假設(shè)流體和壁面完全浸潤(rùn),貯箱壁面速度無滑移,即V=0。貯箱上壁面外表面溫度為160K,與氣體接觸側(cè)壁外表面溫度為70K,氣枕初始溫度為80K,流體溫度為21.6K,等效對(duì)流換熱系數(shù)選取0.6W/(m2·K)和1.2W/(m2·K)。

2.3 數(shù)值結(jié)果驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值結(jié)果的正確性和準(zhǔn)確性,將數(shù)值計(jì)算所得壓力與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比對(duì),見圖8。數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好,可以選用當(dāng)前模型進(jìn)行后續(xù)分析。

圖8 數(shù)值結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)Fig.8 Comparison of calculation result with test data

2.4 推進(jìn)劑流動(dòng)特性對(duì)氣枕壓力的影響分析

計(jì)算過程中,給箱內(nèi)推進(jìn)劑10°的晃動(dòng)干擾(晃動(dòng)幅值/貯箱半徑),將氣枕壓力計(jì)算結(jié)果與無晃動(dòng)干擾的結(jié)果進(jìn)行比對(duì),如圖9所示?；蝿?dòng)對(duì)貯箱氣枕壓力下降速率影響顯著,平均壓降速率較無晃動(dòng)平均壓降速率增壓增加約80%,誘發(fā)原因?yàn)榛蝿?dòng)加速了貯箱內(nèi)推進(jìn)劑與氣枕之間換熱過程,因此抑制晃動(dòng)對(duì)降低低溫貯箱氣枕壓力下降速率具有重要意義。

圖9 氣枕壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.9 Variation of ullage pressure in tank with time(0°and 10°sloshing)

圖10～圖13分別為0°晃幅和10°晃幅條件下,箱內(nèi)溫度與液體容積隨時(shí)間的變化過程。0°晃幅下,箱內(nèi)推進(jìn)劑液面平穩(wěn),相應(yīng)的溫度變化過程較為緩慢;10°晃幅下,在104s～252s時(shí)間內(nèi),液面變形明顯,但是200s后在液體自身黏性的阻尼作用下,晃幅逐漸減弱,最后液面趨于平穩(wěn),流動(dòng)逐漸穩(wěn)定。

圖10 溫度隨時(shí)間變化圖(0°晃幅)Fig.10 Variation of static temperature in tank with time(0°sloshing)

圖11 溫度隨時(shí)間變化圖(10°晃幅)Fig.11 Variation of static temperature in tank with time(10°sloshing)

圖12 液相容積隨時(shí)間變化圖(0°晃幅)Fig.12 Variation of liquid volume fraction in tank with time(0°sloshing)

圖13 液相容積隨時(shí)間變化圖(10°晃幅)Fig.13 Variation of liquid volume fraction in tank with time(10°sloshing)

3 結(jié)論

飛行過程中推進(jìn)劑貯箱壓力的變化過程受晃動(dòng)、推進(jìn)劑初始條件、氣液接觸面積、相變傳熱等多種因素影響,實(shí)際飛行過程的箱壓變化是各種過程綜合作用的結(jié)果,很難將單一因素分離出來給出定量的結(jié)果。然而,逐個(gè)分析單一影響因素有助于從繁雜的綜合效應(yīng)中認(rèn)識(shí)問題。本文通過采用VOF方法,數(shù)值仿真了晃動(dòng)這一因素對(duì)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑流動(dòng)特性的影響過程,隨著流動(dòng)特性的改變,箱內(nèi)換熱過程及氣枕壓力隨之改變,反過來又會(huì)進(jìn)一步影響流動(dòng)特性,直至達(dá)到平衡。本文分析結(jié)果表明,隨著晃幅的增加,氣枕壓力下降速率加快,因此抑制晃動(dòng)對(duì)低溫貯箱氣枕壓力控制及增壓過程設(shè)計(jì)有重要意義。