姿軌控發動機開機充填和關機傳熱特性

黃 艦，林慶國

(上?？臻g推進研究所 上?？臻g發動機工程技術研究中心，上海 201112)

0 引言

雙組元姿軌控發動機廣泛應用于衛星、飛船、深空探測器等飛行器，其工作性能直接影響飛行器壽命、控制精度和安全性等。其中，開關機過程是影響發動機響應特性和可靠性的重要過程。例如真空環境下，發動機關機后燃燒室余熱一部分熱返浸到發動機噴注器及閥門，結構溫度升高可引發關機后的推進劑返腔現象，再啟動時發生預點火引起爆燃或急驟流動。某型號火箭飛行試驗過程中，也出現過發動機噴注器爆燃所導致的噴注面板脫落故障。

國內外對雙組元姿軌控發動機進行了大量研究，其中穩態仿真結果與試驗數據較吻合，但瞬態仿真結果與試驗數據仍有差異。例如，Binder等基于RL10建立了瞬態模型，當進口狀態、初始溫度等條件在一定范圍變動時，該模型能夠較準確地預測發動機的瞬態特性。文獻[8-9]采用推進系統庫ESPSS開發的瞬態模型在發動機建壓過程模擬方面還需優化改進。Sassnick等采用DLR軟件對火箭發動機關機過程進行仿真，無法準確模擬點火過程。劉昆等開發的瞬態過程仿真軟件LRETMMSS只適用于分級燃燒循環發動機系統。文獻[12-15]建立通用仿真軟件模擬發動機瞬態過程，但因為發動機內部流道結構復雜，所以通用仿真軟件難以對發動機啟動過程不均勻噴注特性進行準確數值模擬。楊俊等提出判別發動機啟動充填完成的兩種方法，其中介質噴出法獲得的充填時間較曲率水平法更符合實際情況。此外仿真研究還指出，發動機噴注器環形流道數值模擬需要考慮彎管效應，重整化群-模型比標準-模型更適合計算彎管流動特性。

在冷流實驗研究方面，Gauffre等通過實驗觀察到了噴注器內水的充填和泄流過程。李鰲等采用發光二極管與高速相機，通過監測發動機出口液體流出情況來間接測量開關機時間。

為了深入研究姿軌控發動機的開關機特性，本文設計了透明噴注器試件和冷流實驗系統，開展冷流實驗測量的可視化研究，獲得了清晰的噴注器內部流動形態，對發動機開機充填和關機傳熱特性進行數值模擬，并對模擬結果進行了冷流實驗和熱試驗證。通過地面狀態流動過程的仿真分析，評估了不同安裝方向對發動機開機充填的影響。最后對真空狀態下采用真實推進劑的發動機關機過程進行仿真，分析了發動機關機后的推進劑蒸氣返腔現象，對于探索姿軌控發動機開關機過程中的流動現象具有工程實用價值。

1 冷流實驗系統

圖1 實驗系統工作原理圖

噴注器采用透明的有機玻璃制作，包括法蘭、分配板、噴注芯體、過渡段等，如圖2所示。

圖2 實驗零件實物圖

實物圖及剖面示意圖見圖3。透明噴注器試驗件與電磁氣動閥通過透明過渡段連接。由于試驗件內部流道結構復雜，平視觀察時內部流道重疊，難以獲取噴注器內部流動情況，而采用透明過渡段可以通過俯視來進行觀測，能夠較好地獲取內部流動情況。過渡段內包含兩個通道，分別與閥門和噴注器法蘭上的模擬氧化劑路和模擬燃料路對接，通道長均為40 mm。過渡段上加工有兩圈凹槽，用于放置O形密封圈，保證對接位置密封。

圖3 試驗件實物圖及剖面結構示意圖

2 數值計算模型和方法

2.1 數學模型

因為發動機開機過程中，其進口處雷諾數≈10，為湍流流動，另外在開機時推進劑充填噴注器流道可能出現瞬時壓強低于飽和壓強或者關機時熱返浸引起噴注器流道內殘余推進劑溫度升高，都會引起推進劑相變，所以在數值模擬中考慮湍流、兩相流及相變模型。

2.1.1 湍流模型

因為重整化群-模型比標準-模型更適合計算彎管內的流動特性，并且能較好地對瞬態流動進行模擬，所以湍流模型采用重整化群-模型。

重整化群-模型中，在大尺度上應用修正后的黏度項來體現小尺度的影響，其方程和方程為

(1)

(2)

式中：為流體密度；為單位時間；和分別為湍流動能和湍流耗散率；和分別為湍流動能和湍流耗散率有效普朗特數的倒數；和為流體速度；為名義黏性系數；和分別為由層流速度梯度和浮力產生的湍流動能；為在可壓縮流中擴散引起的波動；1、2、3為常量；為附加項；和為源項。

2.1.2 兩相流模型

兩相流采用流體體積(VOF)模型，其中各流體共用一個動量方程，計算中每個單元內都記錄各相流體所占體積分數。每增加一相，就引進一個變量，稱為單元內該相的體積分數。每個單元中，所有相的體積分數和為1。

通過求解某一相或多相體積分數連續方程來跟蹤相間界面，第相體積分數公式為

(3)

式中：為相向相的質量傳遞速率；為相向相的質量傳遞速率；為源項。

2.1.3 氣液相變模型

對多相流動而言，相變為不同相間質量傳遞的一種方式。當推進劑發生蒸發或凝結時，需要考慮相變模型。蒸發—凝結過程的質量傳遞由蒸氣輸運方程確定，其表達式為

(4)

式中：下標v和l分別為蒸氣相和液相；和分別為蒸發和凝結過程中對應的質量傳遞速率。

當液相溫度高于飽和溫度時，蒸發質量傳遞速率表達式為

(5)

當氣相溫度低于飽和溫度時，凝結質量傳遞速率表達式為

(6)

式中為蒸發或凝結系數。

2.2 計算區域及邊界條件

本文分別對發動機起動的推進劑充填、穩態工作、關機后的推進劑泄流過程進行模擬，各階段模擬采用的模型和網格如下。

冷流實驗計算模型包括氧化劑流道模型和燃料流道模型，如圖4所示。

圖4 實驗模型仿真計算區域及網格

根據冷態實驗條件對相應邊界條件進行設置，多相流模型包含兩相，主相為空氣，次相為水。

流體計算模型如圖5所示，將發動機氧化劑流道、燃料流道和下游燃燒室整合在一起，用于仿真發動機真空狀態開關機流動特性。根據高模熱試車條件對相應邊界條件進行設置,多相流模型包含三相，主相為氮氣，次相為液態和氣態的四氧化二氮和一甲基肼。

圖5 真實模型仿真計算區域及網格

為了模擬發動機瞬態傳熱特性，建立了包含發動機結構的流固耦合計算模型，如圖5所示。其中固體結構由電磁氣動閥、噴注器和發動機噴管組成；流體部分包括氧化劑流道、燃料流道以及燃燒室部分流體域，流體介質為四氧化二氮和一甲基肼。發動機開機過程氧閥和燃閥進口設置流量分別為0.368 kg/s和0.223 kg/s，對應著穩態工作時的額定流量；出口均設置為壓力出口，混合項靜壓根據高空試車燃燒室壓力數據進行設置。

2.3 網格無關性分析

表1 不同計算模型的合適網格數目

圖6 壓力分布圖

3 仿真分析與實驗研究

3.1 瞬態充填過程計算方法驗證

圖7為氧化劑路充填過程的仿真與實驗對比圖，可以看出仿真與實驗結果接近。實驗過程中，在開機后7 ms可以觀測到頭部噴射出兩條水柱，而仿真中開機后6 ms有兩個噴注孔流出與之對應驗證了仿真計算方法的準確性。由于法蘭的遮擋，實驗中觀測到的兩條水柱出現時間稍晚于對應的噴注孔流出水的時刻。

圖7 充填過程的仿真(左)與實驗(右)比對圖

3.2 地面狀態安裝方向對充填流動的影響分析

發動機開展地面實驗時，重力作用可能會引起不同安裝方向的流動差異。為此，以氧化劑流道為例，仿真了不同安裝方向下開機過程氧化劑流道的流動情況；安裝方向分別為豎直向上安裝狀態、水平安裝狀態和豎直向下安裝狀態。仿真表明，不同安裝方向下發動機氧化劑路充填完成時刻基本相同(豎直向上安裝時充填3.5 ms，水平安裝時充填3.6 ms，豎直向下安裝時充填3.5 ms)，充填時間相差均不超過0.1 ms；這說明發動機的安裝方向對氧化劑路充填的影響較小。

3.3 地面狀態充填流動過程動態分析

圖8 發動機氧化劑路充填動態示意圖

3.4 關機后非穩態傳熱計算方法驗證

熱試車實驗條件為模擬的真空環境，發動機主要工況參數氧化劑閥門和燃料閥門進口額定流量分別為0.368 kg/s和0.223 kg/s，焊縫溫度和噴管喉部溫度穩態值分別為1 000 K和1 200 K。根據高模熱試車結果，將穩態工作狀態作為關機的初始狀態進行關機過程仿真計算，圖9為關機后140 s內發動機噴注器溫度變化曲線的仿真與實驗結果。

圖9 關機后發動機噴注器溫度變化曲線

3.5 真空狀態關機后推進劑泄流過程

真空狀態下發動機關機后，考慮到背壓過低，噴注器流道內的殘余推進劑會發生相變，并通過蒸發的形式向外排出。本文計算了氧化劑和燃料單獨存在時的泄流過程。

圖10 泄流過程氣態氧化劑分布圖

圖11 泄流過程氣態燃料分布圖

仿真結果表明，氧化劑路和燃料路開關機過程均出現了蒸氣返腔現象。燃料相比氧化劑較難蒸發，同時燃料蒸氣相比氧化劑蒸氣更容易出現返腔現象，內圈位置相比外圈更容易出現返腔現象。出現返腔現象后部分返腔蒸氣會發生凝結，燃料蒸氣主要凝結在氧化劑路中心區集液腔內。由于燃料蒸發緩慢，實際氧化劑蒸氣并不會向燃料腔道流動。在設計發動機工作程序時，需要考慮真空環境下推進劑蒸發引起的返腔現象，從而控制發動機開關機過程返腔的蒸氣量以及凝結量，保證發動機開關機安全可靠工作。

4 結論

本文通過對姿軌控發動機開機充填和關機傳熱特性的研究，得出以下結論。

1)地面狀態下安裝方向對發動機開機充填影響較小。發動機開機流動過程中，不同安裝方向下噴注器氧化劑路充填完成時刻基本相同，充填時間相差均不超過0.1 ms。

2)分析瞬態流動仿真結果，給出了發動機噴注器流道的改進方向，可適當縮小外圈第二層集液環容積，使得兩層集液環充填時間接近并且噴注孔推進劑流出時間較一致，從而提高發動機響應速度。

3)通過考慮低壓相變過程，模擬得到了推進劑在關機過程中出現了返腔現象，燃料蒸氣相比氧化劑蒸氣更容易出現返腔現象，內圈位置相比外圈更容易出現返腔現象，并且發現了燃料蒸氣主要凝結在氧化劑路中心區集液腔內的現象，為發動機故障評判提供了參考。在設計發動機工作程序時，需要考慮真空環境下推進劑蒸發引起的返腔現象，從而控制發動機開關機過程返腔的蒸氣量以及凝結量，保證發動機開關機安全可靠工作。