運(yùn)載火箭低溫輸送系統(tǒng)間歇泉特性及抑制方案探究

毛紅威，厲彥忠,2，王 磊，謝福壽，王嬌嬌

(1. 西安交通大學(xué)制冷與低溫工程系，西安 710049；2. 航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100028)

0 引 言

隨著人類太空探索的不斷深入，世界各航天大國將探索目標(biāo)瞄向更遙遠(yuǎn)的太空，載人登月、載人登陸火星以及其他遠(yuǎn)距離行星探測任務(wù)成為航天領(lǐng)域關(guān)注的熱點(diǎn)。重型運(yùn)載火箭是一個(gè)國家進(jìn)入空間能力的重要標(biāo)志，代表了當(dāng)今世界運(yùn)載火箭技術(shù)的最高水平。同時(shí)，重型運(yùn)載火箭也體現(xiàn)了國家的綜合國力，有著重要的戰(zhàn)略意義[1-3]。經(jīng)過近10年的發(fā)展，我國重型運(yùn)載火箭取得了階段性成果，但由于重型火箭幾何尺寸、整體規(guī)模大，研制過程仍面臨諸多難題需要攻關(guān)解決[4]。重型運(yùn)載火箭常采用低溫推進(jìn)劑液氫(Liquid Hydrogen, LH2)、液氧(Liquid Oxygen, LO2)或液氧煤油組合。低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低、氣化潛熱小，極易受熱蒸發(fā)，若不采取相關(guān)措施，推進(jìn)劑輸送管路內(nèi)會出現(xiàn)間歇泉現(xiàn)象。間歇泉現(xiàn)象是一種以氣液混合物周期性的噴發(fā)以及液體回流為表征的兩相流不穩(wěn)定現(xiàn)象。在間歇泉的回流過程中會出現(xiàn)嚴(yán)重的水擊現(xiàn)象，并產(chǎn)生巨大的壓力峰值。該壓力峰值可能造成推進(jìn)劑輸送管路、導(dǎo)管與活門支架的損壞。為了保證重型運(yùn)載火箭的安全，需要在設(shè)計(jì)之初就將間歇泉發(fā)生的可能性考慮在內(nèi)，引入間歇泉抑制系統(tǒng)。國內(nèi)外關(guān)于其他領(lǐng)域中的間歇泉現(xiàn)象研究較多，而涉及航天低溫領(lǐng)域，特別是真實(shí)尺寸推進(jìn)劑輸送管道中的間歇泉現(xiàn)象研究非常有限。同時(shí)，關(guān)于低溫管道中間歇泉出現(xiàn)的機(jī)理和特征的認(rèn)識也有待進(jìn)一步加深。鑒于我國設(shè)計(jì)重型運(yùn)載火箭所需，本文回顧了間歇泉的研究現(xiàn)狀，指出了低溫間歇泉的特點(diǎn)；分析了間歇泉的產(chǎn)生機(jī)理和特征，并給出了重型運(yùn)載火箭中可行的間歇泉抑制措施。

1 低溫領(lǐng)域間歇泉研究現(xiàn)狀及特點(diǎn)

1.1 研究現(xiàn)狀

“間歇泉”由冰島斯托里噴泉的發(fā)現(xiàn)而命名[5]，工程領(lǐng)域?qū)@種液體噴發(fā)現(xiàn)象的關(guān)注從二十世紀(jì)五十年代開始，由于表征現(xiàn)象相似，也沿用間歇泉的叫法。間歇泉屬于兩相流不穩(wěn)定性的一種，主要存在于低溫、核反應(yīng)堆、熱管和地?zé)釃娙膫€(gè)領(lǐng)域[6-8]。

1)國外研究現(xiàn)狀

熱管與核反應(yīng)堆領(lǐng)域中間歇泉的研究比較充分，研究集中在間歇泉的強(qiáng)度、周期等特征，以及熱流密度、壓力、長徑比等因素對間歇泉的影響。例如Kuncoro等[9]指出管路長徑比大小決定了間歇泉發(fā)生與否，長徑比越大越容易發(fā)生間歇泉。Morioka等[10]、Burkhalter等[11]和Ozawa等[12]都提到輸入熱流密度過大和過小都不會發(fā)生間歇泉現(xiàn)象。Khazaee等[13]、Casarosa等[14]和Chen等[7]實(shí)驗(yàn)得出，系統(tǒng)壓力增大到一定程度時(shí)，間歇泉現(xiàn)象將消失。Chiang等[15]和Aritomi等[16]通過對有循環(huán)回流管路內(nèi)間歇泉研究得出，壓力越高越不易形成大氣泡，流動(dòng)越穩(wěn)定，不易出現(xiàn)間歇泉現(xiàn)象。

在低溫技術(shù)領(lǐng)域中，間歇泉的研究主要是為更好的抑制火箭推進(jìn)劑輸送管道中的間歇泉現(xiàn)象。國外文獻(xiàn)多發(fā)表在二十世紀(jì)六十年代，美國為服務(wù)于登月任務(wù)而造“土星Ⅴ”號時(shí)較多。Murphy[17]總結(jié)出了間歇泉的發(fā)生邊界曲線。分別以式(1)和(2)中的Y,Z為橫坐標(biāo)和縱坐標(biāo)，給出了間歇泉的發(fā)生邊界。

(1)

(2)

式中:L為管道長度(m);D為管道直徑(m);q為熱流量(W);A為管道外表面積(m2);α為液體熱擴(kuò)散率(m2·s-1);Pr為液體普朗特?cái)?shù)。

而后一些學(xué)者對Murphy曲線進(jìn)行了驗(yàn)證，如Burkhalter等[11]和Kuncoro等[9]都指出Murphy提出的間歇泉發(fā)生邊界在一些工況下并不適用。此外，Morgan等[18]和Howard[19]提出了幾種火箭推進(jìn)劑管道中間歇泉的抑制方法。

2)國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)關(guān)于低溫領(lǐng)域間歇泉的研究也是服務(wù)于火箭的制造，Zhang等[20]采用液氮為工質(zhì)，在1m長的管路中進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，獲取了間歇泉的特性。并通過可視化實(shí)驗(yàn)，研究了彈狀氣泡的運(yùn)動(dòng)特性。擬合了氣泡的上升速度。同時(shí)研究了自然循環(huán)系統(tǒng)對間歇泉的抑制效果。張華[21]和王淑華[22]同樣以液氮為工質(zhì)，實(shí)驗(yàn)研究了間歇泉的動(dòng)態(tài)特性，以及彈狀氣泡的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，其管道尺寸為：長度0.48～1.5 m；直徑19～50 mm。張亮[23]和王淑華[22]通過液氮為工質(zhì)的實(shí)驗(yàn)得出，Murphy曲線對低溫垂直輸送管路的預(yù)測大體趨勢相符，但偏于容易發(fā)生。劉亦鵬[24]則是用PIV方法對液氮管內(nèi)彈狀氣泡的形成、運(yùn)動(dòng)及聚合進(jìn)行了研究。崔村燕等[25]綜述了間歇泉對低溫推進(jìn)劑加注系統(tǒng)的影響，提出了開展低溫加注系統(tǒng)間歇泉研究的思路。

關(guān)于間歇泉的研究，實(shí)驗(yàn)方法較多而數(shù)值模擬較少。Jouhara等[26]分析了將VOF模型用于重力熱管領(lǐng)域間歇泉模擬的可行性，首次建立了管道三維模型模擬了間歇泉發(fā)生的整個(gè)過程，并用實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該模型的正確性。而在低溫領(lǐng)域中，郭寧等[27]針對自然循環(huán)預(yù)冷過程，開發(fā)了一維兩相流瞬態(tài)模擬程序“PRE_COOL”。但一維模型不能完全考慮流動(dòng)和傳熱過程中的所有因素并揭示間歇泉的特征。王淑華[22]，馬昕輝等[28]出于了解間歇泉特性的目的，利用VOF模型對單個(gè)彈狀氣泡進(jìn)行了模擬研究。可以看出，用數(shù)值手段對低溫領(lǐng)域的間歇泉整個(gè)過程進(jìn)行數(shù)值模擬的工作非常少見。因此將數(shù)值模擬技術(shù)推廣到低溫間歇泉領(lǐng)域的研究中勢在必行。

1.2 低溫領(lǐng)域間歇泉的特點(diǎn)

首先分析了低溫、熱管以及核反應(yīng)堆技術(shù)領(lǐng)域中間歇泉的不同之處，如圖1所示。

圖1 不同領(lǐng)域間歇泉發(fā)生條件的差異Fig.1 The difference of geyser occurring in different fields

在航天低溫領(lǐng)域中，低溫推進(jìn)劑輸送管道長度可高達(dá)數(shù)十米，并且直徑較大(H-II火箭液氧管道管徑為200 mm[29]，航天飛機(jī)外貯箱液氧輸送管直徑約432 mm[30])。而熱管間歇泉領(lǐng)域中的管徑較小，例如Tecchio等[6]實(shí)驗(yàn)中的管徑為12 mm和18 mm；Jouhara等[26]數(shù)值模擬中的熱管內(nèi)徑僅為6 mm[17, 29]；低溫推進(jìn)劑輸送管道上方的貯箱設(shè)有氣體排放口，可維持箱內(nèi)氣枕壓力恒定。而熱管則是封閉結(jié)構(gòu)，其內(nèi)部壓力無法保持恒定。由于飽和溫度和壓力相關(guān)，因此該結(jié)構(gòu)上的差異可能會導(dǎo)致沸騰特性的差異[9]。低溫液體表面張力和粘度較小，因此其氣泡的形態(tài)和運(yùn)動(dòng)特性相較于常溫工質(zhì)會有所不同；低溫工質(zhì)一般處于飽和狀態(tài)，或是小過冷度狀態(tài)。而常溫工質(zhì)可達(dá)到很高的過冷度，如Tae-il等[31]實(shí)驗(yàn)中的水過冷度范圍為20 K～80 K。

另一個(gè)特殊之處在于，低溫推進(jìn)劑輸送管道的漏熱可以發(fā)生在整個(gè)管道表面。而核反應(yīng)堆中，只在堆芯燃料棒的局部存在較大熱源。加熱方式的不同會影響未發(fā)生沸騰之前液體的自然對流特性，以及溫度場分布，進(jìn)而影響間歇泉的產(chǎn)生。同時(shí)，核反應(yīng)堆研究中的對象通常存在自然循環(huán)或者強(qiáng)制循環(huán)[16]。這種流動(dòng)狀態(tài)下出現(xiàn)的間歇泉現(xiàn)象，和底部封閉的低溫推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)中的間歇泉有本質(zhì)不同。

2間歇泉形成機(jī)理及抑制方法分析

2.1 間歇泉形成機(jī)理及特征

低溫技術(shù)領(lǐng)域中較多學(xué)者將間歇泉的產(chǎn)生歸結(jié)于彈狀氣泡的形成[17-18, 21-22, 24-25]。但是，彈狀氣泡的產(chǎn)生需要管道結(jié)構(gòu)滿足一定條件。若管道內(nèi)徑過大，由于液體的表面張力較小，不足以維持大氣泡的子彈形狀，則彈狀氣泡無法產(chǎn)生，該觀點(diǎn)在許多文獻(xiàn)中都能得到證實(shí)[32]。Kataoka等[33]在1987年首次發(fā)現(xiàn)在小管徑管道中存在的彈狀氣泡在大管徑管道中并不能形成，同時(shí)給出了彈狀氣泡存在的臨界管徑，如式(3)所示。

(3)

在日本的H-II火箭液氧輸送管道實(shí)驗(yàn)中，出現(xiàn)了明顯的間歇泉現(xiàn)象。其實(shí)驗(yàn)管道結(jié)構(gòu)如圖2所示，間歇泉過程中底部壓力變化如圖3所示[29]。由圖3可知，H-II火箭液氧輸送管道中，由于間歇泉的出現(xiàn)，管路底部壓力由0.3 MPa先降低到了0.15 MPa，后升高到了0.85 MPa[29]。而其管道直徑卻高達(dá)200 mm，遠(yuǎn)高于可形成彈狀氣泡的臨界直徑。從實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)中可以看出，在某些惡劣工況下，間歇泉的壓力波動(dòng)是十分劇烈的，可達(dá)到兆帕量級。從Chen等[7]的實(shí)驗(yàn)中也能看到，在間歇泉的噴涌過程中流型呈現(xiàn)出攪混流，而不是彈狀流。因此可以說明，若管徑較小，發(fā)生間歇泉時(shí)可能會存在彈狀氣泡；但是，彈狀氣泡的存在并不是產(chǎn)生間歇泉的必要條件。

圖2 H-II火箭實(shí)驗(yàn)液氧管道結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure diagram of experimental LO2 feed tube in H-II rocket

同時(shí)，本文建立了H-II火箭數(shù)值模型，用CFD手段對其中截止閥關(guān)閉工況的間歇泉過程進(jìn)行了分析?？梢钥闯?，文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果和本文數(shù)值模擬結(jié)果在趨勢和數(shù)值都比較吻合。分析數(shù)值和文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，圖4給出了低溫推進(jìn)劑管道中間歇泉現(xiàn)象的典型時(shí)刻流動(dòng)特征。間歇泉可分為三個(gè)階段，潛伏期、噴涌期和回流期。其中，潛伏期所占整個(gè)間歇泉周期的比例極大，通?？蛇_(dá)90%以上[7]。噴涌現(xiàn)象是間歇泉最被人們熟知的特征，表現(xiàn)為氣液混合物從管道高速噴出。噴涌期管道內(nèi)的含氣率較高，管底部壓力在短時(shí)間內(nèi)降低到了貯箱內(nèi)的壓力水平，代表著管道幾乎被氣體充滿。上文分析得出，噴涌的直接原因不是彈狀氣泡的產(chǎn)生。但從噴涌的特征來看，必定是由于管內(nèi)有大量氣體出現(xiàn)造成的。

圖3 H-II火箭液氧管道底部壓力變化Fig.3 Pressure change history in the bottom of LO2 pipe in H-II rocket

這種大量氣體的瞬間出現(xiàn)的原因可以總結(jié)如下：在漏熱作用下，管內(nèi)液體溫度逐漸升高并產(chǎn)生氣泡。隨著氣泡不斷增多，一部分管內(nèi)液體被排出造成管內(nèi)靜壓降低，壓力的降低又加速氣泡形成。在這一連鎖反應(yīng)中，液體從飽和狀態(tài)變?yōu)檫^熱狀態(tài)，并劇烈沸騰釋放其中的能量，產(chǎn)生大量氣體，造成氣液混合物的高速噴出，此處將該過程稱為“減壓沸騰”?？梢钥闯鲩g歇泉的形成主要是由于劇烈的減壓沸騰產(chǎn)生大量氣體形成噴涌，而不是彈狀氣泡的出現(xiàn)。回流階段被認(rèn)為是間歇泉對火箭推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)危害性最大的一個(gè)階段。回流期貯箱內(nèi)的過冷液體回流重新充滿管道，在這個(gè)過程中液柱與管路底部管壁，或者底部殘余液體碰撞，產(chǎn)生非常高的壓力峰值。通過調(diào)研發(fā)現(xiàn)關(guān)于回流階段的沖擊作用，普遍認(rèn)為是一種水擊現(xiàn)象[17]。而在噴涌結(jié)束后，液體的回流可能受兩種因素影響，重力作用和氣體的冷凝作用。何種因素占主導(dǎo)用于可作進(jìn)一步的研究。

圖4 低溫推進(jìn)劑輸送管路中的間歇泉現(xiàn)象Fig.4 Geyser in cryogenic propellant feed line

2.2 推進(jìn)劑管路間歇泉抑制方法分析

常用的間歇泉抑制方法有注入惰性氣體(氦氣)、補(bǔ)充注入過冷和循環(huán)回流[25, 34]。在“大力神Ⅰ”的設(shè)計(jì)中，理論計(jì)算表明，當(dāng)其液氧輸送系統(tǒng)中注入的氦氣量為0.566 m3/s時(shí)，足以抑制噴泉的發(fā)生。關(guān)于循環(huán)回流法，文獻(xiàn)[34]提到當(dāng)循環(huán)流速達(dá)到0.1216～0.304 m3/s時(shí)即可以有效抑制間歇泉的發(fā)生。上述抑制方法均通過一定手段使管道內(nèi)的液氧溫度保持在飽和溫度以下，通過抑制推進(jìn)劑沸騰的方法抑制間歇泉。實(shí)際火箭推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)中間歇泉的抑制常和發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷、推進(jìn)劑熱管理相結(jié)合[19, 20, 30]。

“土星五”號液氧輸送系統(tǒng)如圖5所示，其抑制間歇泉的機(jī)理為：向上升管1和上升管3中注入氦氣，使其內(nèi)部流體的密度由于混入氦氣而降低。由于下降管中的液體密度稍大，在密度差的作用下，液氧通過下降管2,4,5回流至上升管，最終回流至貯箱起到冷卻液體、抑制間歇泉的作用[35]。航天飛機(jī)外貯箱(External tank, ET)的間歇泉抑制措施如圖6所示。用一根直徑為4英寸的間歇泉抑制管，連接LO2主輸送管道底部和液氧貯箱。氦氣根據(jù)兩根管道漏熱不同產(chǎn)生的密度差以及注入抑制管的氦氣，驅(qū)動(dòng)LO2在兩管路中循環(huán)流動(dòng)，抑制間歇泉的產(chǎn)生[30, 36, 37]。圖7為美國國家發(fā)射系統(tǒng)(National launch system, NLS)火箭系列中的NLS-2火箭雙管液氧輸送系統(tǒng)[38]。兩輸送管道上包覆不同厚度的絕熱層，絕熱層較薄的管道中液氧氣化快密度小，兩管道在密度差作用下形成循環(huán)回流，達(dá)到抑制間歇泉的作用。

圖5 土星五號液氧貯箱間歇泉抑制系統(tǒng)[35]Fig.5 Anti-geyser system for LO2 Tank of Saturn V[35]

實(shí)際抑制系統(tǒng)中主要是利用推進(jìn)劑在管道內(nèi)的循環(huán)流動(dòng)帶走外界熱量，維持過冷狀態(tài)。重型運(yùn)載火箭推進(jìn)劑(LO2)管路布局可選擇兩種，一種穿過燃料箱(煤油箱或氫箱)；另一種布置在燃料箱外側(cè)。在未來的重型運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)中，可根據(jù)不同的管道布局來選擇抑制方法。若輸送管道不需要穿過燃料箱，則可以考慮以幾條輸送管道作為回流管，并適當(dāng)減小其絕熱層厚度。也可以不采用回流管，直接減小某幾條管路絕熱層厚度。利用環(huán)境熱流產(chǎn)生密度差引起循環(huán)流動(dòng)，減小氦氣消耗量，但此種管路布局可能帶來管道重量的增加。若輸送管穿過下方燃料箱，則由于絕熱性能的要求，需要用注入氦氣的方法來抑制間歇泉，如此會帶來巨大的氦氣消耗量。因此需要綜合考慮各經(jīng)濟(jì)和安全因素，根據(jù)實(shí)際情況選擇一種可靠的間歇泉抑制方法。

圖6 航天飛機(jī)液氧貯箱間歇泉抑制系統(tǒng)[30]Fig.6 Anti-geyser system for LO2 Tank of Space Shuttle[30]

圖7 雙管輸送系統(tǒng)間歇泉抑制方案[38]Fig.7 Anti-geyser system for single feeding line[38]

3 結(jié) 論

為了解重型運(yùn)載火箭推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)中的間歇泉產(chǎn)生機(jī)理，提出有效的抑制措施，調(diào)研了國內(nèi)外各領(lǐng)域關(guān)于間歇泉現(xiàn)象的研究，分析了低溫領(lǐng)域間歇泉的特征和機(jī)理，得出如下結(jié)論：

1) 低溫技術(shù)領(lǐng)域發(fā)生間歇泉的管道結(jié)構(gòu)參數(shù)、熱流輸入方式、液體性質(zhì)等都與其他領(lǐng)域有較大不同。雖然產(chǎn)生條件不同，但可參考熱管領(lǐng)域相關(guān)工作，進(jìn)一步探索數(shù)值模擬方法在低溫間歇泉研究中的應(yīng)用。

2) 分析得出，間歇泉主要由于推進(jìn)劑減壓沸騰引起，彈狀氣泡不是產(chǎn)生間歇泉的必要條件。在產(chǎn)生間歇泉的實(shí)際火箭管道中并不會出現(xiàn)彈狀氣泡。

3) 低溫推進(jìn)劑管道中的間歇泉現(xiàn)象包含潛伏、噴涌和回流三個(gè)階段。間歇泉過程中會出現(xiàn)劇烈壓力波動(dòng)。噴涌時(shí)壓力降低，回流時(shí)壓力急劇升高。在某些惡劣工況下，壓力波動(dòng)值可在兆帕量級。

4) 低溫火箭多采用循環(huán)回流法來抑制間歇泉。重型運(yùn)載火箭可根據(jù)管路布局情況，綜合考慮經(jīng)濟(jì)和安全因素，選擇氦氣注入或者外界熱流來引起循環(huán)流動(dòng)的方法抑制間歇泉。