液氧煤油發動機試車臺內部空氣流場仿真分析

劉 洋，孫 樂，王宏亮

（西安航天動力試驗技術研究所，西安，710100）

0 引 言

液氧煤油發動機試車臺主要承擔發動機整機地面點火的試驗任務，并測量發動機推力、推進劑流量等重要參數，對考核液氧煤油發動機性能具有重要意義[1]。發動機試驗過程中，噴管產生的超聲速燃氣會穿過試車臺燃氣排放口，對臺體內的空氣存在引射作用[2]。

試驗臺設計時，需充分考慮超聲速燃氣引射作用對試驗臺內靜壓分布及發動機推力測量的影響，合理設計臺體結構。目前針對液體火箭發動機試車臺推進劑供應系統的研究較多[3，4]，但對臺體空間結構設計研究相對較少。本文利用數值仿真方法，對某待建1200 kN液氧煤油發動機試車臺前間的空氣流場及壓力分布情況進行仿真分析，為試車臺空間結構的設計提供參考。

1 仿真方法及物理模型

所研究的待建試驗臺高21 m，占地面積340 m2，其0 m平臺處設計有4道大門（M1，M2，M3，M4），頂部設有天窗，平臺中心設有直徑6 m的圓柱形燃氣排放口。天窗一般關閉，試車時打開。試車過程中發動機噴管產生的高速燃氣通過排放口進入導流槽，受高速燃氣的引射作用影響，臺體內空氣被引射進入試車臺燃氣排放口，隨高速燃氣向下運動。

由于試車臺內被發動機燃氣引射產生的空氣流動速度較低，而發動機燃氣為超聲速流動。為了簡化網格并提高仿真計算精度，首先采用Realizable k-ε湍流模型及湍流可壓縮N-S方程對燃氣排放口內超聲速燃氣引射產生的空氣流場進行仿真計算[5]；然后將試車臺燃氣排放口截面處吸入空氣的流速采用自定義標量設置方法，加載在試車臺內部空間的仿真模型中，計算試車臺內部的空氣流動特性，該方法可節省仿真計算時間，提高計算準確性。

1.1 試車臺內部空間的仿真模型

試車臺內部由 5層鋼平臺組成，分別位于標高3.8 m、7 m、10.5 m、14 m和17.5 m處，發動機噴管底端距離燃氣排放口上部1.2 m。試車臺0 m設置有4道大門，其中3道大門的開啟面積36 m2，另一道大門開啟面積18 m2。天窗位于試車臺頂部，正對試車臺燃氣排放口，面積70 m2，試車臺內部空間三維模型網格的劃分情況如圖1所示。

圖1 試車臺內部區域計算網格示意Fig.1 Simulation Grid for Internal of Test Facility

在進行內部空氣流場仿真時，采用零方程湍流模型，該模型按下式計算湍流粘性系數：

式中 v為空氣流速，m/s；ρ為密度，kg/m3；l為計算點距離壁面最近的距離，m。

實驗顯示，對于室內空氣自然對流和強迫對流共存的混合對流流動，采用零方程湍流模型能夠獲得比帶浮升力效應的k-ε模型更準確的結果[6]，同時收斂性更佳。

模型假設如下：試車臺內部空氣密度變化不大，僅對浮升力產生影響；空氣為低速不可壓縮流體，忽略由于流體黏性力做功引起的耗散熱[7～10]。

燃氣排放口的空氣吸入區采用速度入口邊界條件，其速度分布值選取燃氣排放口內流場仿真計算結果，大門及天窗位置采用壓力出口邊界條件，出口壓力為當地大氣壓力93 kPa。

1.2 空氣吸入邊界條件的確定

超聲速燃氣引射產生的空氣流場仿真計算結果顯示試車臺燃氣排放口-4 m截面處的空氣占比（見圖2）。

提取燃氣排放口的半徑從1.3～3 m范圍內的空氣流速分布曲線如圖3所示。結合空氣占比分布，將燃氣與空氣混合區域半徑1.3～1.4 m內的空氣質量流量近似疊加在半徑1.4～3 m的計算區域范圍內，通過多項式擬合，得到空氣區速度分布與半徑應滿足的關系式，即：

式中 R為半徑，m；v為空氣速度，m/s。

圖2 空氣比例分布云圖Fig.2 Air Ratio Distribution Map

圖3 燃氣排放口截面空氣速度分布曲線Fig.3 Air Velocity Distribution of Gas Outlet

將燃氣流速表達式采用自定義標量設置方法加載在試車臺燃氣排放口-4 m截面處，作為其內部空間空氣流場仿真時速度入口邊界條件。

2 試車臺內部的空氣流場仿真

2.1 試車臺內部空氣流場的仿真分析

利用建立的仿真模型，對試車臺內部的空氣流場進行仿真計算，其空氣流場及靜壓分布如圖4～6所示。

圖4 試車臺內部吸入空氣流場云圖Fig.4 Air Flow Field in Test Facility

開設天窗時試車臺立面的壓力分布如圖6所示。從圖6中可以看出，試車臺上方大部分區域靜壓值接近當地大氣壓93 kPa，試車臺燃氣排放口入口處的靜壓相對較低，約92.5 kPa。

圖5 試車臺內部吸入空氣流速分布云圖Fig.5 Air Velocity Distribution in Test Facility

圖6 試車臺立面的壓力分布云圖Fig.6 Pressure Distribution in Test Facility

吸入空氣的流量分布情況如表1所示。

表1 各大門及天窗處的空氣流量Tab.1 Air Flow Ratio in Gates and Skylight

由表 1可知，天窗距離燃氣排放口較遠，由天窗吸入試車臺的空氣需穿過各層大小不同的圓形孔洞才能夠順利進入燃氣排放口，受流阻及距離影響，天窗處被高速燃氣吸入的空氣量較小。空氣主要通過大門M1、M2、M4被吸入，由于大門M1、M2距離燃氣排放口較近，因此空氣質量流量最大。

2.2 仿真結果的準確性驗證

為了驗證仿真結果的準確性，在某類似試驗臺前采用風速儀對發動機點火過程中燃氣排放口周圍的空氣流速進行測量。考慮到風速儀量程及測量精度等因素，所選取的4個風速測點延發動機軸線半徑為3.5 m的周向均布，測點距離地面1 m，實測值與仿真值的對比結果如表2所示。

表2 仿真值與實測值對比表Tab.2 Comparison between Simulation and Real Values

發動機試車過程中各測點位置的仿真計算結果與實測風速值的偏差均在10%以內，滿足工程計算要求。

2.3 不設置天窗對臺體內空氣流場的影響

在不設置天窗條件下，對試車臺內空氣流場進行仿真計算，除天窗處采用Wall邊界外，其他邊界條件的設定方法保持不變。計算得到試車臺內部空氣流場及壓力分布如圖7～9所示。

圖7 未設天窗時吸入空氣流場分布云圖Fig.7 Air Flow Field in Test Facility When No Skylight

對比發現，不開設天窗時，試車臺內部大部分空間的壓力接近當地大氣壓，相比較于設置天窗的情況，燃氣排放口附近的壓力不會發生明顯變化。因此，試驗臺開設天窗與否對其內部空間壓力分布的影響不明顯。

發動機推力可根據下式進行計算：

式中 qm為燃氣質量流量，kg/s；ve為燃氣流速，m/s；Ae為發動機噴管出口截面積，m2；pe為發動機噴管出口截面的燃氣壓強，Pa；pa為噴管周圍大氣壓力，Pa。

圖8 未設天窗時吸入空氣速度分布云圖Fig.8 Air Velocity Distribution in Test Facility When No Skylight

圖9 未設天窗時試車臺立面的壓力分布云圖Fig.9 Pressure Distribution in Test Facility When No Skylight

從圖9中可以看出，試車臺上方大部分區域壓力均接近當地大氣壓，發動機噴管周圍靜壓值為92750 Pa，較開設天窗條件上升250 Pa。

在發動機燃氣質量流量及流速不變的情況下，會間接導致發動機理論推力測量值減少約339 N，該值遠小于發動機實際推力1200 kN，可忽略其對發動機推力測量產生的影響。

3 結 論

利用計算流體力學仿真分析方法，對液體火箭發動機試車臺內部空氣流場進行了仿真分析，結論如下：

a）不設置天窗會對試車臺內部的氣流組織產生一定影響，但發動機高速燃氣對試車臺上部空間空氣的引射作用不明顯，試車臺臺體上部空間靜壓值較開設天窗時略有變化，試車臺頂部結構不會因為外界氣壓過大而產生破壞；

b）如試車臺不設置天窗，發動機噴管周圍氣壓有微量上升，間接導致發動機理論推力測量值減少約0.03%，該變化量遠小于發動機推力測量系統不確定度0.5%，故不會對發動機推力測量產生影響；

c）由于發動機試車過程中存在爆炸風險，需結合臺體結構特點，對泄爆效果進行分析，綜合評價液體火箭發動機試車臺開設天窗的實際意義。