大擴張比噴管分離流動冷流試驗研究

劉 沛，李 耿，趙 利

（1.西安航天動力技術研究所，西安 710025；2.陜西宇航科技工業(yè)有限公司，西安 710025）

大擴張比噴管分離流動冷流試驗研究

劉 沛1，＊，李 耿1，趙 利2

（1.西安航天動力技術研究所，西安 710025；2.陜西宇航科技工業(yè)有限公司，西安 710025）

為研究流動分離條件下氣流特性，針對某試驗大擴張比噴管，開展了地面冷流試驗研究。試驗得到了分離點前后測點壓強與入口壓強的變化規(guī)律，并對測點壓強數(shù)據(jù)進行了傅里葉分析。研究結果表明，隨著入口壓強升高，分離點前測點壓強不斷升高，分離點后測點壓強降低，遠離分離點的下游測點壓強基本不變，且略低于環(huán)境壓強；流動分離會導致分離點后壓強脈動增大，且脈動主要為50Hz以內(nèi)的低頻脈動，該研究為大擴張比噴管的設計及試驗提供了重要參考。

流動分離；冷流試驗；壓強脈動

0 引 言

大擴張比噴管在地面試車及發(fā)動機的起動、關機過程中都會發(fā)生流動分離。分離導致的流動不穩(wěn)定往往產(chǎn)生較大的振動載荷，從而影響試驗測試以及試車結果的評價，嚴重時還會對噴管和發(fā)動機的結構造成破壞，美國的J-2S發(fā)動機［1］、歐洲的Vulcain發(fā)動機［2］以及日本的LE-7A發(fā)動機［3］在研制過程中均出現(xiàn)過因氣流分離導致的試車故障。因此，深入研究流動分離現(xiàn)象，掌握相關機理和規(guī)律，對于提高火箭發(fā)動機的設計及試驗測試水平具有重要意義。

關于流動分離，國外開展了大量的研究。文獻［4-5］中數(shù)值仿真表明噴管中存在2種不同的分離模式，即FSS（Free Shock Separation）和RSS（Restricted Shock Separation），該結果已得到實驗的廣泛證實［68］。文獻［9］研究發(fā)現(xiàn)，馬赫盤后漩渦的阻礙作用是導致氣流再附著發(fā)生RSS的重要因素；文獻［10］則認為分離后的回流區(qū)是噴管內(nèi)部激波反射的結果，認為TIC噴管是避免強烈側向載荷的更好選擇；文獻［11］在研究中發(fā)現(xiàn)TIC噴管中會發(fā)生“Quasi-RSS”，并認為這與噴管中的側向載荷有很大關系。國內(nèi)各科研院所和高校也對流動分離開展了相應研究；文獻［12］采用數(shù)值仿真對燃燒室壓強和噴管型面對流動分離的影響進行了研究；文獻［13］對分離條件下噴管壁面的氣動彈性響應進行了分析，未發(fā)現(xiàn)噴管周期性振動的變化；文獻［14］采用流固耦合方法對噴管快速升壓過程進行研究，結果表明噴管中的側向載荷與升壓過程的快慢有關。但上述研究均未對流動分離條件下氣流本身的特性進行深入研究。

由于固體推進劑燃氣組分復雜，高溫高壓兩相流動使測試和分析的精度難以保證，而冷流試驗具有工質(zhì)氣體組分簡單，試驗壓強及流量易于控制，測量精度高等優(yōu)點。且冷流條件與熱流條件在分離機理上是相同的，因此采用冷流試驗研究固體火箭發(fā)動機噴管的分離流動具有一定的實際意義。

本文對固體火箭發(fā)動機分離流場進行冷流試驗研究，對試驗的壓強數(shù)據(jù)進行分析，以揭示分離點前后噴管壁面壓強脈動特性。

1 試驗裝置及測試參數(shù)

1.1 試驗裝置

試驗噴管總長396mm，喉徑為Φ40mm，噴管內(nèi)型面為錐形，收斂半角為40°，擴張半角為15°，最大擴張比為30.25。噴管壁面處沿軸線分布11個測壓孔，用以測量噴管內(nèi)的壓強分布，噴管型面及測點分布如圖1所示。

圖1 噴管結構圖Fig.1 Configuration of test nozzle

試驗裝置主要由空氣供應系統(tǒng)、集氣裝置、試驗臺控制系統(tǒng)、壓強測試系統(tǒng)和PXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成，如圖2所示。

試驗時，空氣供應系統(tǒng)產(chǎn)生的高壓空氣通過管路進入集氣裝置，經(jīng)控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)至試驗所需的壓強后流入噴管，通過壓強測試系統(tǒng)對噴管壁面的壓強進行測量。

圖2 試驗裝置照片F(xiàn)ig.2 Photo of test facility

1.2 測試參數(shù)

根據(jù)流動分離特性，試驗中在噴管入口及上游區(qū)域采用正壓傳感器測量，對于分離點附近及下游區(qū)域，由于壓強低于大氣壓強，采用負壓傳感器進行測量。試驗分離點位置由數(shù)值仿真結果得到，試驗采用的正壓測試系統(tǒng)及負壓測試系統(tǒng)的靜態(tài)校準精度分別為0.0678%～0.2119%、0.2518%～0.4470%。

試驗采用動態(tài)傳感器具有很高的固有頻率，高頻特性較好。由于負壓傳感器對工作環(huán)境壓強非常敏感，為了避免噴管射流引射作用對近壁區(qū)大氣壓強產(chǎn)生影響從而造成測試誤差，負壓傳感器采用測壓管路引出至遠離噴管外壁區(qū)。采用對測壓管路充油的方法提高測壓管路的動態(tài)響應頻率，并采用Φ100mm標準動態(tài)壓力激波管獲得測壓管路和壓力傳感器的動態(tài)校準數(shù)據(jù)。校準結果表明，壓力測試系統(tǒng)在幅值誤差為5%時的工作頻帶為10.1kHz。

由于固體火箭發(fā)動機主要部件固有頻率一般不大于500Hz，對更高頻率的壓強脈動不敏感，因此數(shù)據(jù)采樣頻率選取為1000Hz，采樣有效時長大于15s。

2 試驗結果分析與討論

2.1 測點位置與壓強變化

圖3為試驗過程中噴管的外壁情況，從圖中可以看出：噴管外壁上游發(fā)生冷凝現(xiàn)象，這是由于高壓氣體在噴管中膨脹加速，溫度不斷下降導致噴管外壁溫度降低，空氣中的水蒸氣在噴管外壁遇冷凝結；噴管外壁下游無冷凝現(xiàn)象，原因是噴管中發(fā)生氣流分離，分離點后氣流速度降低，溫度上升，同時分離區(qū)回流速度較低，使得氣流與噴管內(nèi)壁的對流換熱效應減弱，噴管外壁溫度接近外界環(huán)境。

根據(jù)試驗結果，當入口總壓升高時，測點壓強呈現(xiàn)3種不同的變化趨勢：測點壓強持續(xù)升高，測點壓強先降低后升高，測點壓強基本不變且略低于環(huán)境壓強。圖4～7分別為平滑后典型測點的壓強-時間曲線，對應測點依次為入口測點、測點p1、測點p2和測點p8。

根據(jù)文獻［15］，流動分離會造成壁面壓強呈現(xiàn)圖8所示的分布規(guī)律，即：分離點前，壁面壓強隨著軸向距離的升高而降低，在分離點處達到最低；分離點后，壁面壓強急劇升高；遠離分離點的下游，壁面壓強緩慢升高，在噴管出口處達到與環(huán)境壓強基本一致。在環(huán)境壓強不變條件下，分離點位置隨入口壓強的升高向噴管出口移動，且分離點前相同軸向位置的壁面壓強與入口壓強之比保持不變。根據(jù)上述規(guī)律，測點p1壓強變化趨勢與入口壓強一致，隨入口壓強升高而升高，說明測點p1位于分離點上游；當入口壓強較低時，測點p2壓強隨入口壓強的升高而降低，達到最低值后，入口壓強繼續(xù)升高，p2壓強也隨之升高，說明在試驗過程中，隨著入口壓強的升高，分離點位置由測點p2上游移動至p2下游；測點p8壓強基本不變，且與環(huán)境壓強基本一致，說明測點p8位于遠離分離點的下游。

圖3 試驗過程噴管外壁情況Fig.3 Photo of nozzle in test

圖4 入口測點壓強-時間曲線Fig.4p-tcurve at inlet

圖5p1測點壓強-時間曲線Fig.5p-tcurve oftest pointp1

圖6p2測點壓強-時間曲線Fig.6p-tcurve of test pointp2

圖7p8測點壓強-時間曲線Fig.7p-tcurve oftest pointp8

圖8 流動分離條件下噴管壁面壓強變化曲線［15］Fig.8 Wall pressure distribution under the separation condition

2.2 壓強脈動特性分析

圖9給出了入口平均壓強pc＝4.28MPa時的壁面壓強分布。從圖中可以看出，沿噴管軸線方向，從測點p1到測點p5，壁面壓強逐漸降低，平均壓強由487.67kPa降低到36.65kPa，而到了測點p6，平均壓強又迅速升高到68.90kPa，這表明試驗壓強下分離點位于測點p5和p6之間。

圖9 試驗壁面壓強分布，pc＝4.28MPaFig.9 Wall pressure distribution by test，pc＝4.28MPa

分別選取分離點前后測點的壓強數(shù)據(jù)進行分析，圖10為壓強平穩(wěn)段p4～p6和p11測點的壓強-時間曲線。對該結果進行統(tǒng)計分析，結果如表1所示。數(shù)據(jù)顯示，分離點上游壓強數(shù)據(jù)波動較小，且數(shù)據(jù)波動隨著靠近分離點而減小，測點p4和p5的數(shù)據(jù)峰值分別為4.76和2.44kPa，對應的數(shù)據(jù)標準差分別為0.6642和0.3073kPa；分離點下游數(shù)據(jù)波動顯著增大，測點p6和p11的數(shù)據(jù)峰峰值分別為12.26和14.61kPa，對應的數(shù)據(jù)標準差分別為1.5333和2.0707kPa。

圖10 測點p4～p6、p11的壓強-時間曲線，pc＝4.28MPaFig.10p-tcurve of test pointsp4～p6、p11，pc＝4.28MPa

表1 測點p4～p6、p11壓強數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析Table 1 Statistic analyses of pressure data of test pointsp4～p6、p11

為進一步分析分離點前后壓力脈動特性的差異，對平穩(wěn)段測點壓強數(shù)據(jù)進行傅里葉變換得到測點壓強的頻譜，結果如圖11～14所示。

壓強數(shù)據(jù)的頻譜分析結果表明，測點p4處壓強脈動主要集中在2.2～23.8Hz頻帶，脈動主頻率為18.6Hz，對應幅值0.1097kPa。測點p5處壓強脈動突出頻帶為3.7～21.4Hz，脈動主頻率為3.7Hz，對應幅值0.0219kPa，僅為測點p4主頻脈動幅值的20%。這表明，分離點前壁面壓強脈動主要為低頻脈動，隨著流動接近分離點，壁面壓強脈動的低頻成分會急劇減弱。

圖11 測點p4數(shù)據(jù)頻譜Fig.11 Spectrum of pressure of test pointp4

圖12 測點p5數(shù)據(jù)頻譜Fig.12 Spectrum of pressure of test pointp5

圖13 測點p6數(shù)據(jù)頻譜Fig.13 Spectrum of pressure of test pointp6

圖14 測點p11數(shù)據(jù)頻譜Fig.14 Spectrum of pressure of test pointp11

測點p6壓強脈動主要集中在4.1～50Hz頻帶，脈動主頻率為4.1Hz，對應幅值為0.1787kPa，為測點p5的8.16倍。這表明，氣流流經(jīng)分離點后，低頻脈動會顯著增強，這可能是由于測點p6位于分離點下游，該處邊界層與壁面發(fā)生分離，并與外界回流空氣相互作用造成。

靠近噴管出口的測點p11處低頻壓強脈動不明顯，各頻帶脈動成分相當，但相對于分離點上游，壁面壓強脈動在較高頻帶（＞50Hz）幅值有所增大。

通過以上壓強數(shù)據(jù)分析可以發(fā)現(xiàn)，對于噴管中的分離流動，分離點前后氣流的脈動特性有很大差異。分離點后時域曲線的峰峰值和頻域曲線的幅值遠大于分離點前，說明分離之前的流場比較穩(wěn)定，湍流脈動較弱，流動分離之后，流場變得不穩(wěn)定，湍流脈動效應明顯增強。由于分離后氣流的脈動幅度增大，對噴管擴張段的載荷也更大，因此在大面積比噴管的地面試車過程中，可能會因為分離后氣流增大的動態(tài)載荷而導致噴管結構的破壞。另外，從測試結果的頻域分析來看，分離后氣流的低頻脈動尤為突出，因此在實際噴管設計中，應該注意噴管的模態(tài)等特性，避免與氣流激勵發(fā)生耦合引起噴管的共振。

3 結 論

通過對流動分離條件下大擴張比噴管的冷流試驗，可以得到以下結論：

（1）大擴張比噴管在地面條件下會發(fā)生流動分離：分離點前壁面壓強隨入口壓強升高而升高；靠近分離點的下游，壁面壓強隨入口壓強的升高而下降；遠離分離點的下游，壁面壓強基本不變，且與環(huán)境壓強一致，可以據(jù)此判斷測點與分離點的相對位置；

（2）流動分離條件下，分離點前后的流動特性有很大差異。分離點前的流場比較穩(wěn)定，壓強脈動較弱，流動分離后，壓強脈動效應顯著增強，隨著遠離分離點，壓強脈動減弱，但強于分離點上游；

（3）冷流條件下，分離點后的壓強脈動主要集中在50Hz以內(nèi)的低頻帶，流動分離產(chǎn)生的低頻壓強脈動可能導致噴管發(fā)生共振并造成結構破壞。

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Experimental study on cold separation flow in large expansion ratio nozzle

Liu Pei1，＊，Li Geng1，Zhao Li2
（1.The Institute of Xi’an Aerospace Solid Propulsion Technology，Xi’an 710025，China；2.Shaanxi Aerospace Science and Technology Industrial Co.，LTD，Xi’an 710025，China）

In order to investigate flow characteristics of the separation flow，cold flow tests were conducted in a solid rocket motor nozzle with a high expansion ratio under the sea level condition.The influences of the inlet pressure on the pressure of test points upstream and downstream the separation location were revealed in the tests and pressure data were analyzed by means of FFT.The results show that the pressure increases for test points upstream the separation location but decreases for test points downstream the separation location.The pressure is steady and right below the ambient pressure for test points downstream and far away from the separation location.Pressure fluctuations become more evident after separation in comparison with that before separation，and the enhanced pressure fluctuations were mainly low-frequency fluctuations in the range of 50Hz.The research has important reference to the designing and testing of the nozzle with a high expansion ratio.

flow separation；cold flow test；pressure fluctuation

（編輯：楊 娟）

2016-04-17；

2016-07-26

＊通信作者E-mail：liupei0102＠163.com

LiuP，LiG，ZhaoL.Experimentalstudyoncoldseparationflowinlargeexpansionrationozzle.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2017，31（1）：62-66.劉 沛，李 耿，趙 利.大擴張比噴管分離流動冷流試驗研究.實驗流體力學，2017，31（1）：62-66.

1672-9897（2017）01-0062-05

10.11729／syltlx20160067

V435

A

劉 沛（1989-），男，河南省南陽人，助理工程師。研究方向：固體火箭發(fā)動機設計。通信地址：陜西省西安市120信箱（710025）。E-mail：liupei0102＠163.com