范瑞祥，徐珊姝，宮宇昆，石曉波，梁 杰

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院,北京100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京100076；3.西安航天動力研究所,西安710100；4.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所,綿陽621000)

1 引言

我國某新型運(yùn)載火箭第二級首次采用全新的四臺大推力液氧/煤油發(fā)動機(jī)并聯(lián)布局方案,如圖1所示。這種多噴管并聯(lián)布局的方案將會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)噴流在高空膨脹的情況下產(chǎn)生強(qiáng)烈的羽流交叉和干擾,產(chǎn)生很強(qiáng)的逆向回流［1］,由此會對發(fā)動機(jī)艙(即二級尾艙)內(nèi)的儀器設(shè)備產(chǎn)生嚴(yán)酷的羽流加熱環(huán)境。我國常規(guī)火箭二級尾艙儀器設(shè)備和電纜均采用逐一包覆防熱材料的傳統(tǒng)熱防護(hù)措施,這種防熱措施對于新型火箭嚴(yán)酷的二級尾艙熱環(huán)境,無論從防熱有效性、還是從工藝可實(shí)現(xiàn)性等方面均已不適用,需要研究新的尾艙防熱方案。

國外運(yùn)載火箭中,俄羅斯聯(lián)盟號和安加拉系列運(yùn)載火箭的第二級同樣采用四個噴管發(fā)動機(jī)并聯(lián)布局的方案。聯(lián)盟2-1b運(yùn)載火箭第二級采用RD-0124液氧/煤油發(fā)動機(jī),該發(fā)動機(jī)由四個固定噴管并聯(lián)組成,單個噴管推力約73 kN［2］；而安加拉系列火箭使用的通用二子級采用的是RD-0124發(fā)動機(jī)的改進(jìn)版RD-0124 A液氧/煤油發(fā)動機(jī),單個噴管推力同樣約73 kN［2］。RD-0124系列發(fā)動機(jī)底部采用整體硬質(zhì)防熱裝置,如圖2所示。相比而言,我國某新型運(yùn)載火箭的第二級的四臺發(fā)動機(jī)并聯(lián)方案推力更大(單臺推力達(dá)180 kN［3］)。

為研究新的尾艙防熱方案,首先需要對尾艙內(nèi)的熱流分布情況進(jìn)行研究。針對多噴管火箭的噴流流動問題,國內(nèi)外已開展了大量的數(shù)值模擬研究。其中比較有代表性的研究工作有Nallasamy等的四噴管底部流動模擬［4］,Chern等的多體多噴流底部流動模擬［5］,肖澤娟等將計(jì)算流體力學(xué)(CFD)和直接模擬Monte Carlo(DSMC)結(jié)合的多噴管噴流流場特性仿真［6］,以及孫萍等的四噴管發(fā)動機(jī)噴流對底部的輻射熱流特性仿真［7］,但這些研究并未針對實(shí)際運(yùn)載火箭第二級尾艙的熱流分布進(jìn)行數(shù)值仿真分析。

因此,本文將CFD/DSMC結(jié)合仿真方法引入新型運(yùn)載火箭第二級大推力液氧/煤油發(fā)動機(jī)四噴管并聯(lián)的跨流區(qū)高空羽流干擾流場及羽流回流熱流分析,以預(yù)示火箭二級尾艙在箭體稀薄大氣繞流及第二級發(fā)動機(jī)羽流回流共同作用下的熱流分布情況,從而能根據(jù)仿真結(jié)果針對性地提出一種可有效阻隔四臺并聯(lián)發(fā)動機(jī)高空羽流回流的新型輕質(zhì)、柔性整體防熱結(jié)構(gòu)。

2 基于CFD/DSMC結(jié)合仿真的火箭二級尾艙的熱流分析

2.1 CFD/DSMC結(jié)合仿真分析方法

圖1所示火箭發(fā)動機(jī)開始工作時的飛行高度在85 km以上,環(huán)境大氣稀薄,發(fā)動機(jī)噴流屬于高空羽流,從噴管內(nèi)流動開始,到羽流近場、中場和遠(yuǎn)場,氣流密度急劇減小,先后經(jīng)歷了連續(xù)流、過渡流和自由分子流等多種流動區(qū)域,而且膨脹后產(chǎn)生相互交叉干擾。同時,火箭箭體的稀薄大氣擾流也可能對羽流流場產(chǎn)生影響。因此,本文引入CFD/DSMC結(jié)合仿真方法對二級尾艙的熱流分布進(jìn)行分析：

1)采用軸對稱的DSMC方法單獨(dú)計(jì)算火箭第二級箭體周圍稀薄大氣擾流,根據(jù)仿真結(jié)果分析稀薄大氣擾流對羽流流場的影響；

2)利用CFD方法計(jì)算噴流高密度區(qū)域的羽流近場,為DSMC方法提供羽流在逆向回流區(qū)域的初始邊界；

3)由DSMC方法完成二級尾艙內(nèi)回流流場仿真及熱環(huán)境數(shù)值模擬。

數(shù)值計(jì)算區(qū)域及耦合邊界如圖3所示。文中DSMC計(jì)算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格精細(xì)描述物體表面幾何形狀,流場用笛卡爾直角坐標(biāo)網(wǎng)格方便模擬分子的跟蹤定位。CFD求解區(qū)域則使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。稀薄大氣區(qū)域使用空氣作為流動介質(zhì),羽流計(jì)算區(qū)域則使用發(fā)動機(jī)燃?xì)庾鳛榱鲃咏橘|(zhì)。計(jì)算中采用VHS分子模型,能量交換采用Larsen-Borgnakke統(tǒng)計(jì)模型。

2.2 軸對稱DSMC仿真箭體稀薄大氣繞流

DSMC仿真的火箭第二級飛行工況下箭體前部繞流流場壓力和馬赫數(shù)分布如圖4,圖中壓強(qiáng)和馬赫數(shù)進(jìn)行了無量綱化,其中流場中最大壓強(qiáng)和馬赫數(shù)設(shè)置為1?？梢?由于85 km以上大氣處于稀薄流區(qū),來流氣體密度相對較低,箭體頭部脫體激波相對較弱。激波邊界距離火箭第二級尾部的箭體表面約8 m的距離,在二級尾艙壁面附近的氣體壓力、密度、溫度等較弱。因此,可以推斷來流頭部激波不會對發(fā)動機(jī)羽流回流造成影響。

考慮到后續(xù)三維DSMC方法的計(jì)算工作量,選取合適的計(jì)算區(qū)域,將二級尾艙發(fā)動機(jī)附近空間作為三維DSMC羽流干擾回流計(jì)算的入口邊界。

2.3 三維CFD仿真發(fā)動機(jī)四噴管并聯(lián)羽流近場

尾艙內(nèi)流場須重點(diǎn)分析的剖面A仿真結(jié)果如圖5(a)所示,該剖面穿過尾部流場中心和對角的兩臺發(fā)動機(jī)噴管的中心。剖面A上的流場密度和馬赫數(shù)云圖分別如圖5(b)、(c)所示,圖中密度和馬赫數(shù)已無量綱化,流場中最大密度和馬赫數(shù)設(shè)置為1?？梢钥闯?發(fā)動機(jī)喉部下游附近產(chǎn)生了兩道內(nèi)激波,將噴管內(nèi)的流動分成了兩部分：中心區(qū)域的高速膨脹區(qū)和靠近噴管內(nèi)壁面的高壓力區(qū)。盡管由于發(fā)動機(jī)噴管內(nèi)型面的作用,高壓力區(qū)噴出的氣體在噴管軸線方向被壓縮以增大發(fā)動機(jī)推力,但四個噴管出口的羽流仍然在四臺發(fā)動機(jī)噴管出口附近的中心區(qū)域產(chǎn)生比較強(qiáng)烈的相互干擾,引起該區(qū)域內(nèi)復(fù)雜的干擾流動,使得該干擾區(qū)內(nèi)羽流流場的密度、壓力和溫度急劇增加。該干擾區(qū)產(chǎn)生的回流氣體溫度接近總溫,具備了較高的內(nèi)能,在四個噴管出口附近的中心區(qū)域產(chǎn)生了較強(qiáng)的羽流回流。

2.4 三維DSMC羽流干擾回流仿真

二級尾艙無防熱裝置狀態(tài)下,仿真模型采用的表面網(wǎng)格如圖6(a)所示,發(fā)動機(jī)噴管出口附近橫截面上的流場密度分布云圖如圖6(b),圖中對密度進(jìn)行無量綱化,其中剖面中最大密度設(shè)置為1。可以看出,在四個噴管出口附近的中心區(qū)域是流場密度和壓力最高的區(qū)域,沿著四個噴管之間的空隙呈十字形分布；其它區(qū)域流場密度和壓力較低,沿著噴管壁面呈環(huán)形分布。上述流場的分布特征與CFD仿真提供的邊界參數(shù)分布是一致的,因此DSMC與CFD的結(jié)合是可靠的。

二級尾艙不同剖面和區(qū)域的流場密度和熱流分布云圖分別如圖6(c)、(d)所示,圖中對密度和熱流進(jìn)行無量綱化,其中剖面和區(qū)域中最大密度和熱流設(shè)置為1。為方便對熱流大小進(jìn)行比較,對熱流大小進(jìn)行歸一化,我國現(xiàn)役常規(guī)火箭各發(fā)次二級尾艙熱流遙測最大值范圍為1Q0～2Q0,據(jù)此選取熱流參考值為Q0。羽流回流氣體在四臺發(fā)動機(jī)噴管出口附近的中心區(qū)域形成后向上擴(kuò)展并直接撞擊到二級尾艙內(nèi)燃燒劑貯箱的后底上,再重新向外擴(kuò)散。由于羽流回流對貯箱后底的撞擊,引起流場密度、壓力和溫度的急劇上升。從貯箱后底再往外擴(kuò)散的氣體密度要高于來自于箭體外部稀薄大氣繞流的氣體密度,繞流氣體無法進(jìn)入到二級尾艙底部發(fā)動機(jī)所在的區(qū)域,因此不會對發(fā)動機(jī)羽流回流產(chǎn)生影響。尾艙內(nèi)最高熱流在尾艙底部的中心位置,歸一化值高達(dá)9Q0；發(fā)動機(jī)電動氣閥表面的最大熱流在6.5Q0～9Q0,伺服機(jī)構(gòu)表面最大熱流約為6Q0。

3 整體防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于上述分析,四臺大推力液氧/煤油發(fā)動機(jī)并聯(lián)布局的方案在四個發(fā)動機(jī)噴管中心區(qū)域會產(chǎn)生很強(qiáng)的羽流回流,由此導(dǎo)致二級尾艙內(nèi)產(chǎn)生嚴(yán)酷的熱環(huán)境,該回流作用在尾艙內(nèi)儀器設(shè)備和發(fā)動機(jī)表面,最高可產(chǎn)生9Q0的熱流。該新型火箭二級尾艙結(jié)構(gòu)布局十分緊湊,其內(nèi)部安裝了數(shù)十臺儀器設(shè)備及眾多電纜、管路。因此,不可能采用常規(guī)火箭中所采用的儀器設(shè)備和電纜逐一包覆防熱材料的傳統(tǒng)方法來抵御如此嚴(yán)酷的熱環(huán)境。并且,四臺發(fā)動機(jī)的其中兩臺噴管需雙向搖擺用于火箭姿態(tài)控制。因此,需要研制新的整體防熱結(jié)構(gòu),既要能夠耐受長時間大熱流的羽流回流沖刷,又要能夠適應(yīng)發(fā)動機(jī)噴管的搖擺。

綜合上述因素,本文提出一種新型輕質(zhì)、柔性整體防熱結(jié)構(gòu)如圖7所示。整體防熱結(jié)構(gòu)由防熱軟裙和防熱框架組成,其中防熱軟裙安裝在防熱框架上,并與發(fā)動機(jī)噴管壁面連接安裝,將發(fā)動機(jī)羽流回流與防熱裝置上方空間相隔開。防熱軟裙采用輕質(zhì)柔性隔熱材料,用于阻隔發(fā)動機(jī)羽流回流,同時可以適應(yīng)發(fā)動機(jī)噴管搖擺的要求；防熱框架采用輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu),用于安裝和固定防熱軟裙。

4 防熱設(shè)計(jì)驗(yàn)證

4.1 CFD/DSMC仿真驗(yàn)證

針對整體防熱裝置對尾艙的防熱效果進(jìn)行仿真分析,仿真方法與邊界條件設(shè)置與第二章相同,區(qū)別為模型中增加了整體防熱狀態(tài)。二級尾艙帶整體防熱裝置狀態(tài)下的仿真模型如圖8(a)所示,了噴管對稱平面的流場溫度云圖如圖8(b)所示?？梢钥闯?羽流回流撞擊到整體防熱裝置后產(chǎn)生了很強(qiáng)的壓縮作用,溫度急劇上升,壓縮后的氣流又從噴管之間的空隙中向外擴(kuò)散出去,這說明整體防熱裝置的作用是非常明顯的,阻擋了絕大部分的羽流回流。整體防熱裝置下表面的熱流和壓力分布分別如圖8(c)、(d)所示,可見在防熱裝置下表面的中心區(qū)域形成了9Q0的最高熱流值和18P0的最大壓力值,并呈“×”形分布；少量通過整體防熱裝置外邊緣進(jìn)入二級尾艙的羽流回流在尾艙內(nèi)儀器設(shè)備和發(fā)動機(jī)組件表面上產(chǎn)生的最大熱流均小于0.25Q0。

仿真結(jié)果表明,整體防熱裝置可大幅降低尾艙內(nèi)的回流熱流。

4.2 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

使用第三章設(shè)計(jì)的柔性整體防熱結(jié)構(gòu)的新型運(yùn)載火箭進(jìn)行了兩次飛行試驗(yàn),試驗(yàn)中,在整體防熱結(jié)構(gòu)底部中心布置有一個熱流傳感器,火箭二級尾艙內(nèi)整體防熱結(jié)構(gòu)上方的發(fā)動機(jī)機(jī)架上布置了四個熱流傳感器,熱流傳感器敏感方向均豎直向下,用于測量四噴管并聯(lián)羽流回流的熱環(huán)境數(shù)據(jù)。飛行試驗(yàn)結(jié)果如圖9所示(圖中對熱流值進(jìn)行了歸一化處理,其中仿真計(jì)算熱流值設(shè)置為1),整體防熱結(jié)構(gòu)中防熱軟裙底部熱流遙測數(shù)據(jù)與本文的仿真計(jì)算結(jié)果相比,相對偏差在10%以內(nèi)。這說明本文引入的CFD/DSMC結(jié)合仿真分析方法可準(zhǔn)確模擬四臺大推力并聯(lián)發(fā)動機(jī)高空羽流干擾流場。此外,如圖10所示(圖中對熱流值進(jìn)行了歸一化處理,遙測熱流值均除以Q0),火箭二級尾艙內(nèi)最大實(shí)測熱流值小于0.25Q0,第二級飛行全過程中防熱軟裙背面溫升小于60℃,說明整體防熱結(jié)構(gòu)使二級尾艙內(nèi)熱流降低95%以上,熱防護(hù)效果顯著。

5 結(jié)論

1)本文引入的CFD/DSMC結(jié)合仿真方法,對熱流的仿真計(jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)遙測數(shù)據(jù)相對偏差小于10%,方法有效,可適用于大推力發(fā)動機(jī)四噴管并聯(lián)的高空羽流干擾流場及羽流回流的分析。

2)高空飛行中四臺并聯(lián)發(fā)動機(jī)的羽流將在四個噴管出口附近的中心區(qū)域產(chǎn)生強(qiáng)烈的相互干擾,引起該區(qū)域內(nèi)復(fù)雜的回流流動。

3)本文設(shè)計(jì)的柔性整體防熱結(jié)構(gòu),可大幅降低尾艙內(nèi)的回流熱流,能夠滿足火箭一、二級級間分離的要求。