羅天培,孫 德,李景龍,李 茂

(北京航天試驗技術研究所,北京100074)

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某大型運載火箭動力系統(tǒng)試驗的數(shù)值模擬

羅天培,孫 德,李景龍,李 茂

(北京航天試驗技術研究所,北京100074)

摘要：為了評估試驗風險，并為試驗臺的熱防護設計提供依據(jù)，采用CFD技術對某大型運載火箭動力系統(tǒng)試驗進行了數(shù)值模擬，獲得了發(fā)動機尾流流場，并對試驗臺的安全性進行了初步分析。計算中，采用氫氧單步燃燒反應模型，考慮尾流燃氣與空氣的燃燒，湍流模型選用了標準k-ε模型。仿真結果表明：鈕腿主體結構安全，但根部應加設防輻射層；導流槽底部結構安全；試車臺井口附近會有大量的空氣被抽吸，井口附近設備應重點加固。

關鍵詞：動力系統(tǒng)試驗；數(shù)值模擬；燃燒；試驗臺；安全性

1 引言

試驗是液體火箭發(fā)動機研制過程中的一個基本環(huán)節(jié),通過發(fā)動機地面試驗可以驗證設計的可行性、工藝的可靠性,考核、檢驗調試的方法,對發(fā)動機的質量及性能作出評價,而動力系統(tǒng)試驗可全面考核火箭子級各發(fā)動機工作的協(xié)調性、增壓輸送系統(tǒng)的正確性等［1］,對火箭的順利研制具有重大意義?；鸺l(fā)動機在進行地面試驗時,高溫高速燃氣射流會對試驗臺產生強烈的燒蝕和沖擊作用,為保障人員及試驗設施的安全,在試驗前對發(fā)動機的尾流場進行預估是十分必要的。美國在Ares5運載火箭及航天飛機的研制過程中,分別對燃氣射流進行仿真以考察其對試驗臺及發(fā)射場的影響［2-3］；國內,北京航天試驗技術研究所曾對某氫氧發(fā)動機的地面試車進行數(shù)值模擬,并提出相關的熱防護解決方案［4-6］,而在發(fā)射場導流槽的設計上,數(shù)值模擬也得到廣泛應用以指導工程實踐［7-8］。

本文對國內某大型運載火箭動力系統(tǒng)試驗進行數(shù)值模擬,考察其對試車臺的沖擊作用以及試驗臺承受的熱載,以期對試驗臺的安全性做出評估并指導相應的熱防護設計。

2 仿真模型

2.1 幾何模型

如圖1、圖2所示,該動力系統(tǒng)模塊采用雙發(fā)動機并聯(lián)形式,發(fā)動機有初始安裝角,噴管出口截面距試驗臺0-0平面700 mm,試驗臺井口7 m× 7 m,導流槽深約43 m。幾何模型如圖3所示,流場全部采用六面體結構化網(wǎng)格進行剖分,發(fā)動機內及射流主要區(qū)域進行局部“O”型剖分并加密(圖4),從而提高對激波結構的仿真效果。為了驗證網(wǎng)格無關性,分別選取89萬、115萬及138萬網(wǎng)格進行對比試算,最終選擇115萬網(wǎng)格,實際數(shù)值計算的連續(xù)性、動量、能量方程得殘差分別為10-2、10-4、10-6量級。

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

圖2 試車臺體示意圖Fig.2 Sketch of the test stand

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

2.2 計算模型及算法驗證

通過求解多組分化學反應雷諾平均、守恒型Navier-Stocks方程獲得燃氣射流流場。湍流模型采用標準k-ε雙方程模型。由于該型發(fā)動機尾流燃氣為富氫狀態(tài),燃氣從發(fā)動機噴管噴出后,剩余的氫氣會與空氣中的氧氣繼續(xù)補燃,故需引入燃燒模型,本文基于工程應用及計算成本的考慮,選用氫氧單步燃燒化學動力學模型,通過源項載入流場控制方程?？刂品匠滩捎枚A迎風格式離散,壓力和速度采用Simple格式耦合。

圖4 發(fā)動機網(wǎng)格Fig.4 Mesh of the engine

發(fā)動機噴管入口邊界條件采用質量流量入口,并引入如下假設：假設氫和氧在燃燒室內完全燃燒生成水,這樣進入噴管內燃氣的成分就只有水和氫,入口溫度利用熱力計算獲得。試車臺井口選用壓力入口邊界條件,入口壓力為標準大氣壓,組分為空氣,導流槽所有出口邊界均定義為壓力出口邊界條件,出口壓力為標準大氣壓,組分為空氣,所有壁面均定義為絕熱、無滑移邊界條件。

圖5給出了計算結果同文獻［5］提供的試驗結果對比(同型發(fā)動機單機試車),從圖中可以看出計算結果同文獻中的結果符合較好,證明了算法的有效性和正確性。

圖5 尾流場仿真結果同試驗數(shù)據(jù)的對比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的溫度分布對比,從圖中可見,由于開啟燃燒模型后,富氫燃氣會進一步和空氣中的氧氣燃燒,尾流場高溫區(qū)明顯增大。

圖6 補燃對溫度場的影響Fig.6 Effect of supplementary firing on temperature field

3 計算結果及分析

3.1 試車臺鈕腿熱環(huán)境分析

鈕腿為試車臺主要承力結構,如直接被尾流火焰沖刷會威脅到試驗臺的安全,耐火混凝土極限使用溫度一般為1400 K左右。圖7給出流場內1000 K的溫度等值面圖,從圖中可見,高溫燃氣從噴管噴出后并未向四周擴散,燃氣噴射到底部后順利沿著導流槽型面被導出,鈕腿主體結構不受高溫燃氣影響,無需做防火處理。

圖8給出發(fā)動機對稱切面及導流槽底部的水蒸汽濃度分布,從圖中可見導流槽底部會積聚大量的高溫水蒸汽,同時溫度也極高(圖6),而水蒸汽本身是一種輻射力很強的氣體,而本次試車持續(xù)時間較長,故為安全起見,應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 對稱面及底部水蒸氣分布Fig.8 Water-vapor distribution at symmetry plane and bottom

3.2 導流槽底部熱環(huán)境分析

圖9給出燃氣流線圖,圖中紅色區(qū)域為導流槽底部噴水區(qū)。從圖中可見,全部燃氣都直接沖擊到噴水區(qū)范圍之內,這樣,高溫燃氣會直接和冷卻水直接換熱,隨著冷卻水的汽化,燃氣溫度迅速降低,事實上,導流槽底部存在一個冷卻水池,沿著導流槽型面向前方流動的燃氣會和冷卻水池內的水進一步換熱降低溫度,導流槽底部結構安全。

3.3 試驗臺井口環(huán)境分析

圖10給出試車臺井口流線圖,從圖中可見,由于高速燃氣強烈的引射作用,塔架內會有大量的空氣被抽吸入井口,其中大部分隨著燃氣沖到導流槽底部,還有部分流向流場后部以補充抽吸帶來的低壓環(huán)境。從模擬結果得出,試車臺井口附近空氣平均流速可達7 m/ s,故井口附近各種電纜及絕熱層應重點加固,圖11為試車結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)動機流線及底部噴水區(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 結論

采用CFD技術對某大型運載火箭動力系統(tǒng)試驗進行數(shù)值模擬,分析了試車時臺體主要結構所處環(huán)境及其安全性,得出主要結論如下：

1)鈕腿主體部分熱環(huán)境良好,不受高溫燃氣直接沖刷,但根部會受高溫水蒸汽的輻射加熱,根部應加設防輻射層；

2)在導流槽底部,燃氣的沖擊區(qū)域全部在噴水冷卻范圍之內,導流槽底部結構安全；

3)井口附近由于高速燃氣的隱射作用會使大量的空氣被抽吸,井口附近的各種電纜及絕熱層應重點加固。

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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

作者簡介：羅天培(1987-),男,碩士,工程師,研究方向為計算流體力學。E-mail：156574049＠qq.com

收稿日期：2015-05-20；修回日期：2016-02-23

中圖分類號：V434

文獻標識碼：A

文章編號：1674-5825（2016）02-0156-04