尕永婧,王浩蘇,王妍卉,周炳紅,朱平平,邵業(yè)濤,黃 輝

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京100076;2.中國科學院國家空間科學中心,北京100190)

0 引言

運載火箭在飛行過程中為滿足發(fā)動機泵入口壓力要求,需采用自生增壓或氣瓶增壓的方式對貯箱進行增壓。對于火箭入軌末級,優(yōu)化增壓用氣及相關(guān)組件產(chǎn)品對提高運載能力有重要作用?；鸺谥靼l(fā)動機關(guān)機、載荷分離、二次啟動、末速修正等過程中,不可避免會引入相對于飛行方向的側(cè)向干擾力,箱內(nèi)推進劑晃動使得貯箱內(nèi)氣液接觸面積、換熱過程及流動特性發(fā)生相應的變化,從而對低溫貯箱氣枕壓力及增壓用氣量分析產(chǎn)生重要影響。

本文在調(diào)研國內(nèi)外運載火箭飛行過程中貯箱壓力變化影響因素的基礎(chǔ)上,采用流體體積函數(shù)方法(VOF)數(shù)值模擬貯箱內(nèi)氣液兩相流動與換熱過程,分析箱內(nèi)推進劑流動特性對氣枕壓力的影響。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

公開研究資料表明,美國[1-2]、歐洲[3]、日本[4]和中國[5-7]都進行了低溫推進劑流體形態(tài)和增壓過程的數(shù)值模擬研究,其中美國近年來還一直投入大量人力物力,進行低溫推進劑增壓過程的空間實驗研究。

1.1 Ariane 5低溫上面級ESC-A

2005年2月12日,Ariane 5低溫上面級ESCA首飛成功[3]。圖1為實測液氫箱內(nèi)的壓力變化曲線,各時段上面級的動作如下:

1)上級載荷分離(1500s～1600s);

2)載荷適配器分離(1601s～1700s);

3)下級載荷分離(1701s～2000s);

4)微重力環(huán)境(2001s～2300s);

5)末級鈍化準備(2301s～3200s);

6)貯箱鈍化(＞3200s)。

其中,第4～6階段包含載荷分離后的滑行段及末級鈍化段,貯箱內(nèi)的推進劑流動行為非常復雜。Behruzi等[3]采用FLOW-3D對Ariane 5 ESCA上面級分離過程中液氫箱推進劑的流動過程進行數(shù)值模擬,結(jié)果如圖2所示。分析表明,由于分離過程中推力大幅下降,推進劑在干擾力的作用下會晃動并向上運動至貯箱頂部。但是隨著鈍化過程的進行,推進劑運動到貯箱底部,如圖3所示。結(jié)合圖1可知,在有分離、晃動等外界干擾因素的情況下,貯箱內(nèi)的氣枕壓力隨之降低,這可能是由于推進劑晃動并向貯箱頂部運動,加劇了氣枕與推進劑的接觸面積和換熱所致。由此可見,外界干擾引起的晃動可能是貯箱內(nèi)氣枕壓力下降的極為重要的影響因素之一。

圖2 分離過程中貯箱內(nèi)推進劑形態(tài)[3]Fig.2 Location of propellant in the tank at different times after beginning of the payload separation phase[3]

圖3 鈍化過程中推進劑逐漸恢復平穩(wěn)[3]Fig.3 Propellant location inside the LH2 tank(top)and the LOX tank(bottom)with the transition from a circular ring shape fluid motion to a mainly settled motion(FIPSsimulaiton)[3]

1.2 日本H-ⅡA火箭上面級

H-IIA上面級在首飛過程中成功用相機觀測到微重力環(huán)境下液氫箱內(nèi)液面的動態(tài)特性,見圖4。根據(jù)獲得的錄像和液面?zhèn)鞲衅鲾?shù)據(jù)可以判斷,增壓氣體穿透箱內(nèi)液氫并引起液面的變化。Himeno等[4]通過數(shù)值模擬方法預示了增壓氣體直噴和斜噴對推進劑液面的影響,見圖5和圖6。分析表明,增壓氣體液面直噴會使液面變形,從而影響增壓輸送系統(tǒng)的正常工作。

圖4 H-ⅡA火箭上面級增壓過程中液氫貯箱液面變化(一次性飛行擴展試驗,CCD觀察)[4]Fig.4 Dynamic behavior of liquid hydrogen visualized during the pressurization in the extended engineering experiment of TF#1 of H-ⅡA[4]

圖5 H-ⅡA火箭上面級液氫貯箱滑行期間直噴液面變形數(shù)值模擬[4]Fig.5 Deformation of hydrogen during coasting flight before SEIG2 in TF#1 of H-ⅡA[4]

圖6 H-ⅡA火箭增壓氣體斜吹對箱內(nèi)推進劑的影響[4]Fig.6 Deformation of hydrogen during coasting flight before SEIG2 in TF#2 of H-ⅡA[4]

1.3 國內(nèi)研究情況

包鐵潁等[5]采用有限元方法對某運載火箭上面級滑行段期間的增壓氣體和推進劑溫度變化進行了數(shù)值模擬研究,計算了滑行段期間不同太陽入射角工況下的溫度變化。楊修東等[6]采用VOF方法,利用Fluent軟件對液氧貯箱自生增壓過程中液氧貯箱推進劑流動、相變和傳熱進行了三維數(shù)值模擬研究,分析了排液過程中液面的波動過程。林宏等[7]應用CFD軟件進行了三維液體晃動仿真計算,獲取了異形貯箱的晃動特性。

1.4 小結(jié)

火箭飛行過程中,上面級貯箱內(nèi)推進劑的流動狀態(tài)及氣枕壓力高度依賴初始條件?；A(chǔ)級飛行時間、飛行過程中受到的干擾力、初始增壓壓力和溫度、姿控系統(tǒng)工作帶來的推進劑晃動等因素均會對上面級貯箱內(nèi)低溫推進劑的換熱與流動過程產(chǎn)生重要影響。

2 推進劑流動及換熱特性對氣枕壓力影響的數(shù)值仿真

針對上述文獻調(diào)研,本文以三維橢球底圓柱貯箱為例進行仿真計算。貯箱結(jié)構(gòu)如圖7所示,初始充液高度(量綱為1)為0.45,網(wǎng)格選用非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格。

圖7 貯箱結(jié)構(gòu)及網(wǎng)格劃分Fig.7 Grid of tank structure

2.1 控制方程

假設(shè)流體不可壓縮、層流流動。則黏性流體運動控制方程如下

上述4個方程分別為流體連續(xù)性方程、動量守恒方程、體積函數(shù)方程和能量守恒方程。其中V、ρ、P、μ、Sh、Fσ分別為流體的運動速度、密度、壓力、黏性系數(shù)、液體蒸發(fā)/冷凝釋放的熱量和表面張力的等效體積力。Fσ=σkΔf選用CSF(Continuous Surface Force)模型,k為界面的曲率。

2.2 初邊值條件

假設(shè)流體和壁面完全浸潤,貯箱壁面速度無滑移,即V=0。貯箱上壁面外表面溫度為160K,與氣體接觸側(cè)壁外表面溫度為70K,氣枕初始溫度為80K,流體溫度為21.6K,等效對流換熱系數(shù)選取0.6W/(m2·K)和1.2W/(m2·K)。

2.3 數(shù)值結(jié)果驗證

為了驗證數(shù)值結(jié)果的正確性和準確性,將數(shù)值計算所得壓力與試驗結(jié)果進行比對,見圖8。數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果吻合良好,可以選用當前模型進行后續(xù)分析。

圖8 數(shù)值結(jié)果與試驗結(jié)果比對Fig.8 Comparison of calculation result with test data

2.4 推進劑流動特性對氣枕壓力的影響分析

計算過程中,給箱內(nèi)推進劑10°的晃動干擾(晃動幅值/貯箱半徑),將氣枕壓力計算結(jié)果與無晃動干擾的結(jié)果進行比對,如圖9所示?；蝿訉A箱氣枕壓力下降速率影響顯著,平均壓降速率較無晃動平均壓降速率增壓增加約80%,誘發(fā)原因為晃動加速了貯箱內(nèi)推進劑與氣枕之間換熱過程,因此抑制晃動對降低低溫貯箱氣枕壓力下降速率具有重要意義。

圖9 氣枕壓力隨時間變化曲線Fig.9 Variation of ullage pressure in tank with time(0°and 10°sloshing)

圖10～圖13分別為0°晃幅和10°晃幅條件下,箱內(nèi)溫度與液體容積隨時間的變化過程。0°晃幅下,箱內(nèi)推進劑液面平穩(wěn),相應的溫度變化過程較為緩慢;10°晃幅下,在104s～252s時間內(nèi),液面變形明顯,但是200s后在液體自身黏性的阻尼作用下,晃幅逐漸減弱,最后液面趨于平穩(wěn),流動逐漸穩(wěn)定。

圖10 溫度隨時間變化圖(0°晃幅)Fig.10 Variation of static temperature in tank with time(0°sloshing)

圖11 溫度隨時間變化圖(10°晃幅)Fig.11 Variation of static temperature in tank with time(10°sloshing)

圖12 液相容積隨時間變化圖(0°晃幅)Fig.12 Variation of liquid volume fraction in tank with time(0°sloshing)

圖13 液相容積隨時間變化圖(10°晃幅)Fig.13 Variation of liquid volume fraction in tank with time(10°sloshing)

3 結(jié)論

飛行過程中推進劑貯箱壓力的變化過程受晃動、推進劑初始條件、氣液接觸面積、相變傳熱等多種因素影響,實際飛行過程的箱壓變化是各種過程綜合作用的結(jié)果,很難將單一因素分離出來給出定量的結(jié)果。然而,逐個分析單一影響因素有助于從繁雜的綜合效應中認識問題。本文通過采用VOF方法,數(shù)值仿真了晃動這一因素對貯箱內(nèi)推進劑流動特性的影響過程,隨著流動特性的改變,箱內(nèi)換熱過程及氣枕壓力隨之改變,反過來又會進一步影響流動特性,直至達到平衡。本文分析結(jié)果表明,隨著晃幅的增加,氣枕壓力下降速率加快,因此抑制晃動對低溫貯箱氣枕壓力控制及增壓過程設(shè)計有重要意義。