熱發(fā)射導(dǎo)流器型面仿真計(jì)算優(yōu)化設(shè)計(jì)

穆洪斌 畢瑩 王暉 寧雷

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076）

0 引言

垂直熱發(fā)射在發(fā)射初期產(chǎn)生高溫高壓的燃?xì)馍淞?，射流?dǎo)致嚴(yán)重的燒蝕、沖擊、反濺，直接影響到發(fā)射的安全性[1]。熱發(fā)射中導(dǎo)流器設(shè)計(jì)的合理性，可提高發(fā)射的安全穩(wěn)定可靠性[2]。國(guó)內(nèi)外對(duì)于火箭發(fā)射的燃?xì)饬鲌?chǎng)的數(shù)值分析研究較多[3-9]，但是對(duì)于導(dǎo)流器的公開(kāi)文獻(xiàn)較少。本文主要研究了導(dǎo)流器不同外形對(duì)于發(fā)射流場(chǎng)的不同規(guī)律，對(duì)火箭發(fā)射的導(dǎo)流器設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。利用數(shù)值模擬仿真技術(shù)燃?xì)馍淞鞯臎_擊和侵蝕，可高效細(xì)致地分析流場(chǎng)附近的壓力和溫度，給出導(dǎo)流器與火箭及發(fā)射臺(tái)兼容的最優(yōu)模型。本文通過(guò)數(shù)值模擬仿真計(jì)算方法，建立了3種導(dǎo)流器模型，計(jì)算了燃?xì)馍淞鲗?duì)發(fā)射臺(tái)和導(dǎo)流面的流場(chǎng)特性，選出了最優(yōu)的導(dǎo)流器型面。

1 導(dǎo)流器幾何模型

發(fā)射臺(tái)主要由臺(tái)體、導(dǎo)流器組成。臺(tái)體用于支承火箭，承受起豎后的火箭質(zhì)量；導(dǎo)流器用于排導(dǎo)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火之后的射流；發(fā)射臺(tái)導(dǎo)流形式采用雙面導(dǎo)流形式，臺(tái)體與導(dǎo)流器分開(kāi)，分別與地面通過(guò)地腳螺栓連接。導(dǎo)流型面參數(shù)如0所示。

在方案1基礎(chǔ)上首先考慮對(duì)導(dǎo)流器外形進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化設(shè)計(jì)的兩種導(dǎo)流器外形如0所示。兩種導(dǎo)流器導(dǎo)流型面一致，考慮燃?xì)饬鲌?chǎng)的反向噴濺，設(shè)計(jì)了兩種高度直線的方案，下部直線高度方案2為1.5a，方案3為a，初步優(yōu)化完成的導(dǎo)流器形面如0、0、0所示。

圖1 臺(tái)體及導(dǎo)流型面主要參數(shù)（方案1）Fig.1 Structural parameters of the diverter profile (Scheme 1)

圖2 優(yōu)化導(dǎo)流器外形示意圖Fig.2 Schematic diagram of the optimized diverter profile

圖3 優(yōu)化導(dǎo)流器圖（方案2）Fig.3 The optimized diverter (Scheme 2)

圖4 優(yōu)化方案2導(dǎo)流器圖（方案3）Fig.4 The diverter of the optimized Scheme 2 (Scheme 3)

2 仿真模型及邊界條件

仿真模型計(jì)算域和網(wǎng)格圖如0所示，考慮仿真計(jì)算時(shí)效性和流場(chǎng)充分性，取發(fā)射臺(tái)架20倍直徑的計(jì)算域。采用完全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行離散。

圖5 仿真模型及計(jì)算域圖Fig.5 The simulated model and its computational domain

圖6 各方案的網(wǎng)格分布Fig.6 Model meshing of the three schemes

計(jì)算中采用的邊界條件設(shè)定如0所示。其中，壓力入口邊界條件給定總壓為9.1MPa，總溫3614K；壓力出口邊界條件壓力為環(huán)境大氣壓，溫度常溫300K；對(duì)稱面邊界條件法向速度和其它參數(shù)方向梯度為0；壁面邊界條件中壁面按無(wú)滑移絕熱壁面處理。初始條件：噴管內(nèi)給定一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室總溫總壓，流場(chǎng)其它地方給定環(huán)境壓力和溫度。

圖7 邊界條件示意圖Fig.7 Boundary condition

3 導(dǎo)流面外形優(yōu)化研究

從導(dǎo)流器附近的流體溫度場(chǎng)、速度矢量分布，導(dǎo)流面的溫度、壓力分布，發(fā)射臺(tái)的溫度、壓力分布六個(gè)方面對(duì)三種方案的仿真結(jié)果開(kāi)展分析。

3.1 導(dǎo)流器附近的流體溫度場(chǎng)分析

給出三種方案下導(dǎo)流器附近的流體溫度場(chǎng)分布，如0所示。

從圖8 a）中可知，燃?xì)饨?jīng)導(dǎo)流面導(dǎo)向后，主要向?qū)Я鞣较蛄鲃?dòng)，同時(shí)燃?xì)饬魑闯霈F(xiàn)反濺，但是由于導(dǎo)流器未設(shè)側(cè)板防護(hù)，仍有部分燃?xì)饬飨驅(qū)Я髌鱾?cè)邊，對(duì)發(fā)射臺(tái)形成沖擊（發(fā)射臺(tái)表明壓力達(dá)到391000Pa）和燒蝕（發(fā)射臺(tái)表面氣體溫度達(dá)到3270K）。

圖8 導(dǎo)流器附近流體溫度分布Fig.8. Temperature distribution of the fluid surrounding the diverter

對(duì)導(dǎo)流器型面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)后的方案2和方案3中，仿真計(jì)算的導(dǎo)流器型面對(duì)應(yīng)的溫度分布如圖8 b）和圖8 c）所示。如圖所示，導(dǎo)流器加側(cè)板后，燃?xì)饬髂茼槙车匮貙?dǎo)流方向流動(dòng)，沒(méi)有向?qū)Я髌鱾?cè)向流動(dòng)的現(xiàn)象，燃?xì)饬魑闯霈F(xiàn)反濺。噴管出口距離導(dǎo)流面越遠(yuǎn)，導(dǎo)流面承受的熱和力載荷越小，相比方案2，方案3導(dǎo)流器下部的直段降低0.5a，導(dǎo)流器附近流體溫度分布如圖8-c所示，如圖所示，方案3的燃?xì)饬餮貙?dǎo)流方向順暢流動(dòng)并且未出現(xiàn)反濺，導(dǎo)流面上壓力比方案2降低。

3.2 導(dǎo)流器附近流體速度矢量分析

圖9 導(dǎo)流器附近流體速度矢量分布Fig.9 Velocity distribution of the fluid surrounding the diverter

如0所示，方案1導(dǎo)流型面下，燃?xì)饬魑闯霈F(xiàn)反濺現(xiàn)象，大部分向?qū)Я髅嬷赶蚍较蛄鲃?dòng)，但是由于未加側(cè)板，從ZY對(duì)稱面內(nèi)的速度矢量可知，燃?xì)饬飨驅(qū)Я髌鱾?cè)向流出，從而對(duì)發(fā)射臺(tái)形成沖刷和燒蝕。方案2導(dǎo)流型面下，燃?xì)饬魑闯霈F(xiàn)反濺現(xiàn)象，導(dǎo)流器導(dǎo)流效果好，燃?xì)饬餮貙?dǎo)流面指向方向流動(dòng)，同時(shí)由于側(cè)板的添加，沒(méi)有出現(xiàn)側(cè)向流。方案3導(dǎo)流型面下，燃?xì)饬魑闯霈F(xiàn)反濺和有側(cè)向流現(xiàn)象，導(dǎo)流器導(dǎo)流效果好，燃?xì)饬餮貙?dǎo)流面指向方向流動(dòng)。

3.3 導(dǎo)流面溫度分析

導(dǎo)流面上的溫度由于導(dǎo)流面與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口距離限制，無(wú)論如何設(shè)計(jì)導(dǎo)流面均將達(dá)到燃燒室總溫。

圖10 導(dǎo)流面上氣體溫度云圖Fig.10 Temperature mapping of the air surrounding the diverter

方案1情況下，導(dǎo)流面上最高溫度為3614K，同時(shí)導(dǎo)流面?zhèn)让嬗袦囟壬撸s2500K），也說(shuō)明燃?xì)饬飨騻?cè)向有流動(dòng)。方案2情況下，導(dǎo)流面上最高溫度為3614K，同時(shí)導(dǎo)流面?zhèn)让鏌o(wú)溫度升高，說(shuō)明燃?xì)饬鳑](méi)有向側(cè)向流動(dòng)。方案3情況下，導(dǎo)流面上最高溫度為3614K，同時(shí)導(dǎo)流面?zhèn)让鏌o(wú)溫度升高，同樣說(shuō)明燃?xì)饬鳑](méi)有向側(cè)向流動(dòng)。

3.4 導(dǎo)流面壓力分析

三種方案下，方案3導(dǎo)流面上最高壓力最低。

圖11 導(dǎo)流面壓力云圖Fig.11 Pressure distribution on the diverter profile

方案1情況下，導(dǎo)流面上最高壓力為1.25MPa，平均壓力為0.25MPa，在三種方案中導(dǎo)流面最高壓力值最大。方案2情況下，導(dǎo)流面上最高壓力為0.87MPa，平均壓力為0.38MPa，相對(duì)方案1導(dǎo)流面上最高壓力下降0.38MPa。方案3情況下，導(dǎo)流面上最高壓力為0.68MPa，平均壓力為0.36MPa，相對(duì)方案1導(dǎo)流面上最高壓力下降0.57MPa。

3.5 發(fā)射臺(tái)溫度分析

方案1由于無(wú)側(cè)板防護(hù)，發(fā)射過(guò)程中發(fā)射臺(tái)表面氣體溫度最高可達(dá)3270K，最后選定的導(dǎo)流器型面（方案3）下，發(fā)射臺(tái)表面氣體最高溫度可下降1000K。方案1情況下，發(fā)射臺(tái)上最高溫度為3270K，在三種方案中發(fā)射臺(tái)最高溫度值最大。方案2情況下，發(fā)射臺(tái)上最高溫度為1820K，相對(duì)方案1最高溫度下降1450K。方案3情況下，發(fā)射臺(tái)上最高溫度為2260K，相對(duì)方案1最高溫度下降1010K。

圖12 發(fā)射臺(tái)溫度云圖 Fig.12 Temperature distribution of the launch platform

3.6 發(fā)射臺(tái)壓力分析

圖13 發(fā)射臺(tái)壓力云圖Fig.13 Pressure distribution of the launch platform

方案1情況下，發(fā)射臺(tái)上最高壓力為0.39MPa（絕對(duì)壓力），在三種方案中發(fā)射臺(tái)最高壓力值最大。方案2情況下，發(fā)射臺(tái)上最高壓力為0.14MPa（絕對(duì)壓力），相對(duì)方案1發(fā)射臺(tái)最高壓力值下降0.25MPa。方案3情況下，發(fā)射臺(tái)上最高壓力為0.15MPa（絕對(duì)壓力），相對(duì)方案1發(fā)射臺(tái)最高壓力值下降0.24MPa。

取各種方案下導(dǎo)流面上溫度、壓力的最大值和平均值如表1所示。取各種方案下發(fā)射臺(tái)上溫度、壓力的最大值如表2所示。

表1 導(dǎo)流面上溫度壓力最大值和平均值列表Table 1 Maximum and average value of temperature and pressure of the diverter profile

表2 發(fā)射臺(tái)上溫度壓力最大值列表Table 2 Maximum of temperature and pressure of the launch platform

從表1中可以看出，方案3下導(dǎo)流面上壓力最大值和平均值在三種方案中均是最小值；從表2中可知，方案2下發(fā)射臺(tái)上的最大溫度和壓力值在三種方案中最小，方案3次之，而方案1由于沒(méi)有側(cè)板防護(hù)，燃?xì)馍淞鲗?duì)發(fā)射臺(tái)形成較為嚴(yán)重的燒蝕和沖刷；從各方案云圖及速度矢量圖可知，方案1由于沒(méi)有側(cè)板防護(hù)，燃?xì)馍淞髡坜D(zhuǎn)后部分沖擊到發(fā)射臺(tái)，方案2和3添加側(cè)板后，燃?xì)馍淞鞑粫?huì)直接沖擊發(fā)射臺(tái)。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)火箭熱發(fā)射的導(dǎo)流器型面進(jìn)行了優(yōu)化，對(duì)不同導(dǎo)流器型面進(jìn)行了仿真計(jì)算，根據(jù)分析，導(dǎo)流器加入側(cè)板防護(hù)后，燃?xì)馍淞鞑粫?huì)出現(xiàn) 反濺和側(cè)向流動(dòng)現(xiàn)象，燃?xì)馍淞鞑粫?huì)影響火箭，對(duì)發(fā)射臺(tái)的影響（溫度、壓力）相對(duì)初始設(shè)計(jì)也更低；噴管出口距離導(dǎo)流面越遠(yuǎn)，即導(dǎo)流器下部直段較低時(shí)，導(dǎo)流面壓力最大值和平均值最小，分布相對(duì)均勻，燃?xì)馍淞髡坜D(zhuǎn)后不會(huì)直接沖擊發(fā)射臺(tái)。綜上所述，在設(shè)計(jì)導(dǎo)流器型面時(shí)，應(yīng)采取側(cè)板防護(hù)，并將下部直線段的高度盡量降低，這樣可防止燃?xì)馍淞髦苯記_擊發(fā)射臺(tái)，防止嚴(yán)重?zé)g和沖刷，有利于保護(hù)發(fā)射臺(tái)。