牛振祺，陳海鵬，褚洪杰，沈涌濱，湯 波

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 中國航天科技集團(tuán)公司，北京，100048）

液體火箭貯箱增壓過程數(shù)值模擬研究

牛振祺1，陳海鵬1，褚洪杰2，沈涌濱1，湯 波1

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 中國航天科技集團(tuán)公司，北京，100048）

基于流體體積函數(shù)方法建立了N2O4貯箱的二維軸對(duì)稱非穩(wěn)態(tài)模型，對(duì)貯箱增壓過程進(jìn)行了數(shù)值模擬。通過模擬結(jié)果與火箭遙測數(shù)據(jù)的對(duì)比分析證明了模型建立的合理性。模擬結(jié)果顯示，貯箱內(nèi)外壁面溫度接近，氣枕頂部溫度較高。將增壓消能器等效處理為I、II兩種結(jié)構(gòu)。對(duì)于結(jié)構(gòu)I，在飛行末期整個(gè)氣枕存在明顯的軸向溫度分層，而結(jié)構(gòu)II與I相比，貯箱頂部壁面附近的溫度明顯低于結(jié)構(gòu)I的溫度，且增壓氣體對(duì)液面沒有明顯沖擊作用，在設(shè)計(jì)增壓消能器時(shí)宜選結(jié)構(gòu)II。

貯箱增壓；溫度場；數(shù)值模擬

0 引 言

液體運(yùn)載火箭在火箭升空過程中需要一套增壓輸送系統(tǒng)來保證在泵入口要求的壓力下將推進(jìn)劑輸入發(fā)動(dòng)機(jī)。貯箱作為推進(jìn)劑的存儲(chǔ)裝置，設(shè)計(jì)中對(duì)氣枕壓力與溫度均有要求[1]。中國現(xiàn)役火箭中，常規(guī)推進(jìn)劑氧箱經(jīng)蒸發(fā)器加熱后的高溫、高壓氣體自貯箱頂部進(jìn)入氣枕，液體推進(jìn)劑自貯箱底部排出。對(duì)于N2O4貯箱的增壓排液過程，高溫N2O4氣體進(jìn)入貯箱的自生增壓方式是貯箱增壓氣體輸送的一種重要形式，在這一過程中，由于氣枕溫升以及氣體流動(dòng)，增壓氣體與氣枕原有氣體、貯箱壁、液面等發(fā)生熱交換，造成氣枕及貯箱壁的溫度分布發(fā)生變化，而溫度分布又會(huì)對(duì)貯箱材料性能、氣枕壓力及保險(xiǎn)閥的正常工作產(chǎn)生影響。因此，分析貯箱增壓排液過程中氣枕與壁面的溫度分布對(duì)于貯箱的設(shè)計(jì)具有重要意義。

研究人員主要采用零維整體模型與一維分層模型分析增壓過程中氣枕溫度、與氣枕接觸壁面溫度、氣枕壓力等隨時(shí)間的變化規(guī)律。零維整體模型假設(shè)氣枕溫度、氣枕壓力、與氣枕接觸壁面溫度不存在空間分布，僅隨時(shí)間改變，而一維分層模型不但考慮了各參量隨時(shí)間的變化關(guān)系，也考慮了其沿軸向的分布規(guī)律。針對(duì)貯箱增壓排液過程，研究人員所建立的零維及一維數(shù)學(xué)模型在預(yù)測氣枕壓力、氣枕溫度分布等方面具有一定的適用性，但仍存在不能展示箱內(nèi)物理量的徑向及局部分布等缺點(diǎn)[2～5]。近年來，隨著計(jì)算流體力學(xué)技術(shù)（Computational Fluid Dynamics，CFD）的快速發(fā)展，將CFD方法應(yīng)用于貯箱增壓排液過程的數(shù)值模擬成為可能，它不僅能得到氣枕溫度、壓力等參量的空間分布，還能獲得各參量隨時(shí)間的變化關(guān)系，彌補(bǔ)了零維模型和一維模型的不足。本文旨在應(yīng)用CFD方法對(duì)貯箱增壓過程進(jìn)行數(shù)值模擬。

本文以火箭二級(jí)N2O4貯箱為研究對(duì)象，采用二維軸對(duì)稱非穩(wěn)態(tài)模型，應(yīng)用VOF方法捕捉氣液界面，忽略氣液相之間的質(zhì)量交換，著重分析壁面和氣枕空間在增壓氣體輸送過程中溫度的變化，為液體燃料貯箱結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供初步理論依據(jù)。

1 貯箱壁面溫度影響因素

貯箱增壓過程實(shí)際上是箱內(nèi)能量的一個(gè)分配問題，其基本過程如圖1所示。

圖1 貯箱增壓過程原理示意

在一定輸入能量流率的情況下，能量的主要分配項(xiàng)包括：a）增壓氣體和箱壁換熱；b）氣動(dòng)加熱輸入熱量；c）氣體和液體換熱；d）克服體積功；e）氣體內(nèi)能增加。壁面溫度的變化是此過程中的一個(gè)重要環(huán)節(jié)。

從整個(gè)增壓過程來看，對(duì)于壁面溫度的影響因素主要包括：

a）貯箱外壁散熱和氣動(dòng)加熱；

b）進(jìn)入貯箱增壓氣體介質(zhì)種類、溫度、流量；

c）貯箱增壓壓力；

d）推進(jìn)劑種類、物性、表面行為特性及其溫度；

e）貯箱結(jié)構(gòu)型式、材料、壁厚；

f）箱內(nèi)消能器布局型式；

g）工作時(shí)間。

對(duì)于二級(jí)N2O4貯箱的自生增壓過程，根據(jù)以上對(duì)于壁面影響因素的分析及貯箱的工作條件，可作如下假設(shè)：

a）增壓氣體及推進(jìn)劑的流量、溫度為定值；

b）貯箱外界環(huán)境為真空，只存在輻射散熱；

c）貯箱壁面厚度恒定；

d）由于N2O4氣體在高溫下基本上分解為NO2，增壓氣體成分假設(shè)只有NO2；

e）采用二維軸對(duì)稱模型；

f）根據(jù)測量數(shù)據(jù)，二級(jí)氧箱安溢閥門打開時(shí)機(jī)較少，因此此計(jì)算中，不考慮安溢閥門打開因素。

2 物理模型

二級(jí)氧化劑貯箱由圓柱形的箱筒段和上下橢球形前后底組成，氣枕位于貯箱前底，增壓氣體由增壓消能器進(jìn)入氣枕，推進(jìn)劑自出流口排出。增壓管是一段彎曲的直徑為50 mm的管道，在管路尾端的下表面開有34個(gè)直徑為10 mm的出氣孔，增壓氣體由出氣孔排出。為了簡化結(jié)構(gòu)，便于建模，氧箱壁面厚度設(shè)為4 mm，二級(jí)氧箱的簡化物理模型如圖2所示。由于增壓管是彎曲結(jié)構(gòu)，且安裝位置偏離貯箱對(duì)稱軸，所以增壓消能器只能應(yīng)用三維模型計(jì)算，但三維模型計(jì)算量巨大，應(yīng)用二維軸對(duì)稱模型是一種有效手段。

圖2 簡化貯箱結(jié)構(gòu)物理模型

為比較不同增壓消能器結(jié)構(gòu)型式對(duì)流場和溫度場的影響，特設(shè)置了兩種結(jié)構(gòu)型式。增壓消能器結(jié)構(gòu)根據(jù)出氣孔面積進(jìn)行二維等效處理，增壓消能器的等效結(jié)構(gòu)Ⅰ、Ⅱ示意如圖3所示。等效結(jié)構(gòu)Ⅰ的增壓氣體水平進(jìn)入貯箱頂部，等效結(jié)構(gòu)Ⅱ的增壓氣體沿半球形區(qū)域進(jìn)入貯箱頂部。增壓氣體出流口單個(gè)小孔長度為3 mm（出流口作近似軸對(duì)稱處理），結(jié)構(gòu)Ⅰ有4個(gè)環(huán)形出口，結(jié)構(gòu)Ⅱ有5個(gè)環(huán)形出口。

圖3 增壓消能器等效結(jié)構(gòu)示意

在增壓排液的初始時(shí)刻，貯箱內(nèi)裝有一定量的液態(tài)N2O4，溫度為15 ℃，貯箱頂部為氣枕區(qū)，NO2為增壓介質(zhì)，在一定的初始?xì)庹頊囟群统跏細(xì)庹砣莘e下進(jìn)行增壓計(jì)算。由于二級(jí)氧箱外界環(huán)境為真空，貯箱外壁與環(huán)境的熱交換方式只有輻射，貯箱外壁設(shè)置為輻射邊界條件。

3 數(shù)學(xué)模型

針對(duì)二級(jí)貯箱物理模型，本文基于Ansys Fluent 13.0建立了二維軸對(duì)稱非穩(wěn)態(tài)模型，著重分析貯箱增壓過程中氣枕區(qū)各參數(shù)的變化規(guī)律。對(duì)于貯箱內(nèi)的增壓過程，氣液相界面之間沒有相互穿插和滲透，比較適合采用流體體積函數(shù)（Volume of Fluid，VOF）多相流模型捕捉兩相之間的界面。

VOF方法由Hirt[6]提出，用于追蹤兩種或多種互不滲透流體相的相界面。在VOF方法中，對(duì)引入模型里的每一流體相，引入一相體積分?jǐn)?shù)的變量。在每個(gè)控制容積內(nèi)所有相的體積分?jǐn)?shù)之和為1。VOF求解整個(gè)計(jì)算域內(nèi)單一的動(dòng)量守恒方程，如式（1）所示，計(jì)算得到的速度場由各流體相所共享。

式中 v為速度向量；g為重力加速度向量；F為源項(xiàng);ρ為密度；μ為粘度；動(dòng)量方程取決于各相的平均物性ρ和μ，而平均物性由所有相的體積分?jǐn)?shù)計(jì)算，對(duì)于氣液兩相流動(dòng)，由下式表示：

式中 α1，α2分別為氣相和液相的體積分?jǐn)?shù)。

在VOF方法中，跟蹤不同相之間的界面是由求解單相或多相的體積分率的連續(xù)性方程得到的。在本文中，液相（液相為分散相）體積分率的連續(xù)性方程為

式中 αq為第q相流體的體積分率，0＜αq＜1表示計(jì)算單元中包含第q相流體與其它相流體的界面，αq=0表示在計(jì)算單元中沒有第q相流體，αq=1表示計(jì)算單元中充滿第q相流體，在本文的氣液兩相模擬中，第q相流體指的是液相，而主體相是氣相，氣相體積分?jǐn)?shù)通過α1+α2=1來計(jì)算；為相q到相p的傳質(zhì)量；為相p到相q的傳質(zhì)量; sαq為源項(xiàng)，默認(rèn)為0，也可將其定義為常數(shù)或自定義源項(xiàng)。本文的模擬中不考慮兩相之間的傳質(zhì)。

對(duì)于具有低雷諾數(shù)的層流流動(dòng)，N-S方程可以進(jìn)行數(shù)值求解，且對(duì)物理模型沒有任何要求。而對(duì)于高雷諾數(shù)的流動(dòng)，則需要考慮湍流的影響，需引入湍流模型來封閉方程。為了考慮湍流的作用，本文采用RNG k-ε模型封閉方程。VOF模型中，與湍流有關(guān)的標(biāo)量（如k、ε）輸運(yùn)方程在整個(gè)流場內(nèi)也是由各流體相共用的。動(dòng)量方程中的源項(xiàng)包括表面張力動(dòng)量源項(xiàng)和氣液相間作用力動(dòng)量源項(xiàng)，本文只考慮表面張力作用。

VOF方法所用的表面張力模型是CSF（Continuum Surface Force）模型，由Brackbill等提出，本文只考慮表面張力為常數(shù)的情況，且只考慮界面法向的作用力。界面兩側(cè)的壓力差為（p2-p1）：

式中 σ為表面張力系數(shù)；R1和R2分別為相界面的雙向曲率半徑。

對(duì)于氣液兩相流動(dòng)，由于表面張力而增加的動(dòng)量源項(xiàng)表示為

式中 ρ由式（2）計(jì)算得到；κ為相界面的曲率。本文在Fluent中設(shè)定NO2和液態(tài)N2O4之間的表面張力系數(shù)為0.025 61 N/m。

在Fluent的VOF模型中，壁面粘附模型可以和表面張力模型結(jié)合使用。對(duì)液相與壁面間粘附力的處理不是以邊界條件的形式給出，而是將其計(jì)入表面張力動(dòng)量源項(xiàng)。通常，流體與壁面形成的接觸角的變化反映了固壁附近液相表面法向量的變化。固、液表面處相界面法向量可表示為

式中 nw和tw分別為壁面法向和切向的單位矢量；為固體表面的固液接觸角。此接觸角與離開壁面的單元遠(yuǎn)處的相界面法向共同確定了相界面的局部曲率，該曲率被用于調(diào)整表面張力計(jì)算中的體積力源項(xiàng)。本文設(shè)定固液接觸角為90°。

采用氦增壓的液氫貯箱增壓過程研究表明，增壓氣體帶入貯箱的能量當(dāng)中，約有50%～60%通過氣體與壁面換熱傳遞給貯箱壁，同時(shí)有20%～25%的能量留在氣枕區(qū)，其他熱量則通過氣液相間熱質(zhì)轉(zhuǎn)移作用傳遞給液相[7]。因此氣體與固壁換熱、氣液相間熱質(zhì)轉(zhuǎn)移作用直接影響到數(shù)值模擬的正確與否。在本文的計(jì)算中，自生增壓氣體的主要能量通過與壁面換熱傳遞給貯箱壁面，忽略氣液相之間的傳質(zhì)，著重考慮流體與固壁的耦合換熱作用，因此將包括金屬壁在內(nèi)的整個(gè)區(qū)域劃分網(wǎng)格，壁面厚度劃分為4層網(wǎng)格，在流體相近壁面區(qū)域和增壓氣體入口區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，總網(wǎng)格數(shù)為84 301。近壁區(qū)的流固耦合換熱采用Fluent中的增強(qiáng)壁面函數(shù)方法求解，設(shè)定壁面厚度為4 mm，軟件將自動(dòng)激活相應(yīng)的導(dǎo)熱模型。貯箱內(nèi)壁面設(shè)置為無滑移靜止邊界條件，外壁面設(shè)置為輻射邊界條件。貯箱二維軸對(duì)稱模型的網(wǎng)格劃分和邊界條件設(shè)置如圖4所示。圖4中液態(tài)N2O4出口設(shè)為質(zhì)量流量出口邊界條件。

圖4 二維軸對(duì)稱模型的網(wǎng)格劃分和邊界條件設(shè)置

計(jì)算中假定重力場恒定（9.8 m/s2），對(duì)稱軸為X軸，重力方向?yàn)閄軸正方向，非穩(wěn)態(tài)計(jì)算的時(shí)間步長取為0.01 s，計(jì)算總時(shí)間為125 s。NO2氣體密度采用理想氣體模型計(jì)算，NO2氣體的其他物性參數(shù)采用Fluent自帶數(shù)據(jù)庫數(shù)據(jù)；液態(tài)N2O4的密度計(jì)算采用Boussinesq模型，密度參考值設(shè)為1455.75 kg/m3，比熱設(shè)為1515.6 J/(kg·K)，粘度（20 ℃時(shí)）為0.418 9×10-3Pa·s，熱導(dǎo)率（20 ℃時(shí)）為0.153 516 w/(m·K)，液態(tài)N2O4的熱膨脹系數(shù)設(shè)定為0.001 06 K-1。計(jì)算初場靜止。對(duì)于參量的離散格式，壓力項(xiàng)采用PRESTO!格式，體積分?jǐn)?shù)項(xiàng)采用Geo-Reconsturc格式，其他參量均采用二階迎風(fēng)格式。壓力速度耦合項(xiàng)選用基于壓力隱式算子分裂（Pressure Implicit with Splitting of Operators，PISO）算法修正壓力值。

4 計(jì)算結(jié)果與遙測數(shù)據(jù)的對(duì)比

根據(jù)上面的物理和數(shù)學(xué)模型，結(jié)合相應(yīng)的邊界條件，基于Ansys Fluent13.0求解得到計(jì)算結(jié)果。為了驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果的有效性，本文將模擬結(jié)果與火箭遙測數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比分析。

首先對(duì)二級(jí)氧箱前底壁溫的結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。圖5為二級(jí)氧箱前底壁面溫度點(diǎn)標(biāo)識(shí)。氧箱前底測溫點(diǎn)位于圖5中的1007點(diǎn)，其余溫度點(diǎn)依次向后推移。圖6為不同的溫度標(biāo)識(shí)點(diǎn)的模擬結(jié)果和遙測結(jié)果。由圖6可以看出，隨著飛行時(shí)間的推移，溫度均呈增大的趨勢。離前底增壓消能器越遠(yuǎn)，溫度上升越慢。遙測結(jié)果與916點(diǎn)的模擬結(jié)果吻合良好，但與測溫點(diǎn)1007的模擬結(jié)果相差較大，1007點(diǎn)溫度高于遙測結(jié)果。

圖5 二級(jí)氧箱前底壁面溫度點(diǎn)標(biāo)識(shí)

圖6 二級(jí)氧箱前底壁溫結(jié)果對(duì)比

圖7為二級(jí)氧箱氣枕內(nèi)溫度傳感器測點(diǎn)的計(jì)算結(jié)果與測量結(jié)果。由圖7可以看出，計(jì)算結(jié)果高于遙測結(jié)果。這是由于在建立物理模型時(shí)對(duì)增壓消能器進(jìn)行等效處理，貯箱內(nèi)部流場與真實(shí)結(jié)果存在偏差，由此得到的計(jì)算結(jié)果也存在偏差。增壓消能器的氣體出口的流動(dòng)方向?yàn)檠厮胶洼S向的半球型區(qū)域，而本文所用的二維軸對(duì)稱模型將其等效為氣流沿水平方向吹掃，高溫氣流勢必會(huì)對(duì)貯箱壁產(chǎn)生額外的加熱作用，因此計(jì)算結(jié)果要高于遙測結(jié)果。這樣的結(jié)果可以用于貯箱的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，因?yàn)橘A箱壁溫的計(jì)算只需得到其最大理論值，以此用于貯箱結(jié)構(gòu)的校核計(jì)算。此外，圖7中的氣體溫度計(jì)算值出現(xiàn)上下振蕩的現(xiàn)象，這是因?yàn)樵鰤簹怏w沿水平方向流出，氣流速度較大，氣流的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度也較大，導(dǎo)致溫度出現(xiàn)振蕩。

二級(jí)氧箱的氣枕壓力的計(jì)算結(jié)果和遙測結(jié)果如圖8所示。

圖7 二級(jí)氧箱氣體溫度結(jié)果對(duì)比

圖8 二級(jí)氧箱氣枕壓力結(jié)果對(duì)比

從圖8可以看出，計(jì)算值與遙測測量值基本吻合。造成結(jié)果偏差的主要原因是在對(duì)氣體相進(jìn)行物性計(jì)算時(shí)，假設(shè)只有N2O4的分解產(chǎn)物NO2，而實(shí)際增壓氣體是N2O4和NO2的混合物。因?yàn)? mol的N2O4對(duì)應(yīng)2 mol的NO2，因此數(shù)值模擬結(jié)果預(yù)測的貯箱壓力比實(shí)際值偏大。

通過以上對(duì)貯箱壁面溫度、氣體溫度和壓力的結(jié)果對(duì)比，可以得出，本文建立的模型合理，可以用于貯箱壁面和氣枕溫度的分析。

5 壁面和氣體溫度分析

圖5中的800點(diǎn)附近內(nèi)外壁面的溫度如圖9所示。從圖9可以看出，內(nèi)外壁面溫度非常接近，這是由于壁面材料為鋁合金，熱傳導(dǎo)性能良好。此外，由于外壁面向真空進(jìn)行輻射散熱，因此，外壁溫度稍低于內(nèi)壁溫度。

圖9 內(nèi)外壁面溫度比較（800點(diǎn)）

圖10為增壓消能器為等效結(jié)構(gòu)Ⅰ時(shí)22.75 s、58.75 s、94.75 s、124.75 s 4個(gè)時(shí)刻的氣枕溫度場等值線?；鸺w行過程中，高溫氣體自貯箱頂部進(jìn)入氣枕，造成氣枕頂部溫度較高，而底部由于液面的冷卻作用溫度較低，在飛行末期整個(gè)氣枕存在明顯的軸向溫度分層。圖10的模擬結(jié)果也驗(yàn)證了這一點(diǎn)，并且徑向在靠近壁面處的溫度高于氣枕中心溫度，氣枕區(qū)域的上部較為明顯。高溫增壓氣體自增壓消能器進(jìn)入氣枕，由于來流速度較大，高溫氣流直接沖刷貯箱壁面，同時(shí)由于浮力的作用，氣流在流向壁面的過程中向上傾斜，造成增壓口正對(duì)偏上位置的壁面直接面對(duì)氣流沖刷，溫度最高。在增壓消能器氣流出口附近的氣枕頂端區(qū)域，氣體擾動(dòng)最大，徑向存在明顯的溫度局部分布，這是貯箱零維或一維模型所不能得到的。增壓氣流碰到壁面后又開始沿壁面向下流動(dòng)，并在流動(dòng)過程中動(dòng)量逐漸降低，造成靠近壁面的氣枕溫度高于中心溫度。

圖10 不同時(shí)刻氣枕溫度場等值線（等效結(jié)構(gòu)Ⅰ）

增壓消能器為等效結(jié)構(gòu)Ⅱ時(shí)在17.19 s、53.19 s、89.19 s和125.19 s 4個(gè)時(shí)刻的氣枕溫度場等值線如圖11所示。由圖11可以看出，結(jié)構(gòu)Ⅱ與Ⅰ相比，溫度場差異很大，且貯箱頂部壁面附近的溫度明顯低于結(jié)構(gòu)Ⅰ的溫度，這對(duì)貯箱壁面有利，此外，增壓氣體對(duì)液面的沖擊作用不明顯，因此，在設(shè)計(jì)增壓消能器時(shí)宜選結(jié)構(gòu)Ⅱ。造成氣枕內(nèi)部溫度場分布的主要原因是增壓氣體流場的分布，在增壓初期，氣體由增壓消能器出流口呈半球放射狀噴出，由于來流的慣性作用，靠近貯箱軸線的出流口的氣體射流速度較大。之后放射狀氣流動(dòng)量逐漸降低，當(dāng)氣流到達(dá)貯箱液面時(shí)，靠近貯箱軸線的液面被速度較高的中心氣流沖出小的凹坑。然后氣流被液面分成對(duì)稱的兩股氣流，分別沿液面向壁面方向流動(dòng)，同時(shí)由于液面、壁面的阻擋，以及氣流的浮升力作用，對(duì)稱的兩股氣流在抵達(dá)壁面后轉(zhuǎn)而向上流動(dòng)。

圖11 不同時(shí)刻氣枕溫度場等值線圖（等效結(jié)構(gòu)Ⅱ）

圖12為等效結(jié)構(gòu)Ⅰ、Ⅱ增壓過程末期壁面溫度沿軸向的分布。對(duì)于等效結(jié)構(gòu)Ⅰ，溫度分布云圖展示了貯箱壁面溫度沿軸線向下逐漸遞減的過程，隨著增壓過程的進(jìn)行，氣枕區(qū)域逐漸擴(kuò)展，氣枕內(nèi)的氣體量逐漸增大，氣枕下部溫度逐漸升高，與氣枕接觸的壁面區(qū)域也逐漸被加熱，此外，貯箱壁面內(nèi)部沿軸向的導(dǎo)熱對(duì)壁面也有加熱作用。而對(duì)于等效結(jié)構(gòu)Ⅱ，沒有明顯的軸向溫度分布，只有在緊靠增壓消能器處的壁面溫度較高，因此，圖12的溫度云圖進(jìn)一步證明在設(shè)計(jì)增壓消能器時(shí)宜選結(jié)構(gòu)Ⅱ。

圖12 增壓過程末期壁溫沿軸向分布

6 結(jié)束語

本文針對(duì)N2O4貯箱的自生增壓過程，根據(jù)壁面影響因素的分析及貯箱的工作條件，對(duì)物理模型進(jìn)行了簡化處理，并基于VOF方法建立了二維軸對(duì)稱非穩(wěn)態(tài)模型，對(duì)貯箱增壓過程進(jìn)行了數(shù)值模擬。通過將壁溫、氣體溫度、壓力的模擬結(jié)果與火箭遙測數(shù)據(jù)的對(duì)比分析，可以證明本文建立的模型是合理的，可以用于貯箱壁面和氣枕溫度的分析。為比較不同增壓消能器結(jié)構(gòu)形式對(duì)流場和溫度場的影響，本文將增壓消能器等效處理為Ⅰ、Ⅱ兩種結(jié)構(gòu)。數(shù)值模擬結(jié)果得到了氣體溫度和貯箱壁面溫度的變化規(guī)律，模型可以預(yù)測氣枕區(qū)域軸向和徑向的溫度分布。結(jié)果顯示，貯箱內(nèi)外壁面溫度非常接近，火箭飛行過程中，高溫氣體自貯箱頂部進(jìn)入氣枕，造成氣枕頂部溫度較高，而底部由于液面的冷卻作用溫度較低。對(duì)于等效結(jié)構(gòu)Ⅰ，在飛行末期整個(gè)氣枕存在明顯的軸向溫度分層，而等效結(jié)構(gòu)Ⅱ與Ⅰ相比，由于氣枕內(nèi)部流場分布的變化，造成溫度場差異較大，且貯箱頂部壁面附近的溫度明顯低于結(jié)構(gòu)Ⅰ的溫度，在設(shè)計(jì)增壓消能器時(shí)宜選結(jié)構(gòu)Ⅱ。

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Numerical Study on Tank Pressurization Process of Liquid Rocket

Niu Zhen-qi1, Chen Hai-peng1, Chu Hong-jie2, Shen Yong-bin1, Tang Bo1
(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076; 2. China Aerospace Science And Technology Corporation, Beijing, 100048)

A two-dimensional axisymmetrical model based on volume of fluid (VOF) method is set up to solve the unsteady process of nitrogen tetroxide(N2O4)tank. The model is used to simulate the tank pressurization process. The validity of model is tested through the comparison with the experimental data of flight. The simulated results provided the distributions of ullage temperature and wall temperature of tank. The inner and outer wall temperature of tank is almost equal. The maximum temperature is located at the top of tank ullage. In this paper, the pressurized gas injector is equivalent to two structures of I or Ⅱ. For the structure of Ⅰ, thermal stratification of tank ullage is obvious during the flight, and the temperature at the top of tank ullage is higher than the result of structure of Ⅱ. The impact of pressurized gas to propellant liquid is negligible for the structure of Ⅱ. Therefore, the structure of Ⅱ is superior to the structure of I.

Tank pressurization; Temperature field; Numerical simulation

V41

A

1004-7182(2016)05-0016-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20160504

2015-07-09；

2016-04-20

牛振祺（1985-），男，博士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榛鸺黧w系統(tǒng)