主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟_兰宝刚.pdf

测控技术 年第 卷第 期试验与测试 收稿日期：引用格式：兰宝刚，刘拓，颜文选主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟测控技术，（）：，（）：主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟兰宝刚，刘 拓，颜文选（西安航天动力测控技术研究所，陕西 西安；北京航空航天大学 宇航学院，北京）摘要：大部分高空模拟试车台的数值模拟（不论是主动引射还是被动引射）仅模拟了发动机稳定运行的稳态流场，然而发动机启动、熄火以及在发动机运行的过程中药形的变化（药柱燃烧速率变化）都会影响发动机室压从而改变试验舱舱压。针对某大型主动引射高空模拟试车台，应用某商业软件模拟了 、和 这 个典型流量的发动机工作全程中某主动引射高空模拟试车台的流场。选取了几个典型工况进行分析并与试验数据进行对比，仿真数据与试验数据对比良好。通过此研究，在试验前能够较准确地预示引射舱压曲线，揭示舱压规律，指导真实试验，降低试验风险。关键词：主动引射；高空模拟试车台；扩压器；瞬态；数值模拟中图分类号：文献标志码：文章编号：（）：,(,;,):(),(),:,:;高空火箭发动机的工作高度非常高，都在 以上，此处大气稀薄，发动机喷管出口压强很低，发动机喷管出口燃气流处于欠膨胀状态。为了发动机能够获得更高的比冲和总冲，设计师为高空中运行的发动机设计了大扩张比（扩张角）的喷管，喷管出口气流的马赫数很高但是这就导致了喷管出口处气流的静压非常低（低于 ）。当大扩张比的发动机在常规地面静止试验设备上进行试验时，喷管出口背压约等于，即一个标准大气压，远高于发动机燃气流在发动机喷管内完全膨胀时喷管出口的静压。在发动机研制过程中必须通过试验来验证设计方法并考核发动机的性能。在这种情况下，高空模拟试验系统应运而生。高空模拟试验就是通过各种可行的方式，当高空工作发动机安置到试验台上稳定运行时，给发动机提供一个比发动机喷管内气流完全膨胀时喷管出口气流静压还要低的低压环境，并获得所需的发动机参数。给高空工作的发动机在地面上提供近似高空环境的地面点火试验设备称为高空模拟试车台。对于大部分高空模拟试车台的数值模拟（不论是主动引射还是被动引射），国内和国外大部分论文仅模拟了发动机稳定运行的稳态流场，例如李纲等进行了固冲发动机高空模拟引射器的设计和试验研究，朱子勇、李培昌等利用某数值模拟软件对某型号液氢 液氧火箭发动机在高空模拟引射试验中扩压器进行数值计算，均为稳态计算；但是由于发动机启动、熄火以及在发动机点火过程中药形的变化都会导致发动机燃烧室室压发生变化进而导致试验舱舱压发生改变，不利于发动机运行时参数的测量以及后效冲量的测量。本文旨在对某大型主动引射高空模拟试车台进行二维非定常流场仿真，应用二维轴对称雷诺平均方程和 湍流模型进行数值模拟，空间上采用二阶迎风格式对连续方程、动量方程和能量方程耦合求解（这种耦合求解方法对引射器管道超声速流场结构的捕捉至关重要），接着求解湍流输运方程，时间上采用显式的 方法进行迭代推进，探究发动机启动、熄火以及由于药型变化导致室压变化时的试验舱舱压变化和试验舱扩压器喷管的流场结构以分析舱压变化的原因。根据获得的数据，研究主动引射模拟试验系统在不同发动机试验时和发动机室压变化时的舱压关系，以期在试验前准确预示引射舱压、指导试验，并解释试验中的特殊现象。数值计算模型 计算模型主动引射高空模拟试车台结构简图如图 所示，已应用于固体火箭发动机高空模拟试验中。图 主动引射高空模拟试车台结构简图 由于主动引射高模试车台扩压器和引射器结构简单化处理之后是轴对称的，所以应用二维雷诺平均 方程来进行计算。计算方程和湍流模型 方程简化成二维轴对称形式后为（）式中各个系数的具体含义和表达式见文献。在应用动量守恒和能量守恒时，需要获得黏性系数 的值，这就需要运用到湍流模型，本次数值模拟采用 两方程模型，与之对应的输送方程为|（）|（）（）式中：为湍流动能；为湍流耗散率；模型常数，；为平均速度梯度对湍动能 的影响；为压缩性修正项。式中各个系数的具体含义和表达式参见文献。组分输运模型由于在此次计算中，发动机和引射器的工作介质为不同的两种高温燃气，所以要采用组分输运模型。通过求解描述每种组成物质的对流、扩散和反应源的守恒方程来模拟不同组分在流场中的混合和输运行为，并通过第 种物质的对流扩散方程估算每种物质的质量分数。守恒方程的通用形式为()()（）在湍流中，第 种物质的扩散通量一般由式（）计算得出：，|，（）式中：为第 种物质的质量分数；为流场速度矢量；为第 种物质的扩散通量；为化学反应的净产生速率（由于本文没有涉及相关的化学反应，故该项可以忽略）；为通过离散相和用户定义的源项；，为第 种物质的质量扩散系数；为湍流动力黏性系数；为施密特数，定义为运动黏性系数和扩散系数的比值；，为热扩散系数。公式中各个系数的具体含义和表达式参见文献。建模方案计算区域网格划分如图 所示，包括真空舱、发动机喷管、扩压器和引射器。计算中，发动机和引射器的主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟工作介质为两种不同的高温燃气。在实际的点火试验中，高温燃气经固体火箭发动机燃烧室排出进入拉法尔喷管，燃气的各项流动参数在喷管出口呈一定的径向分布规律，故计算域的燃气一入口截取至喷管入口；对于环形引射器，类似于一个拉法尔喷管，故燃气二入口截取至环形引射器喷嘴入口；将喷管流场、引射器流场、扩压器流场和引射管道流场一体化计算，两个气相入口均采用压力进口；在引射管道扩压器后端增加一个远场区域，同时将远场区域边界设定为计算域出口，并将边界条件设置为压力边界；模型中固体壁面均采用无滑移绝热壁面；对称轴处采用轴边界条件。轴对称计算域采用结构网格划分，在喷管壁面、环形引射器壁面、扩压器管道以及引射管道壁面附近设置了边界层网格，需要特别注意的是贴壁第一层网格位置的确定，本文中第一层网格的位置由 来确定，对网格进行无关性验证，发现当网格数超过 万之后，马赫数和静压变化很小，不同网格的流场分布也相当接近，且激波的捕捉很成功，在计算误差允许的范围内，可证明仿真结果网格无关性，故选取网格数为 万。图 计算区域网格划分监测点的设置如图 所示。由于在试验舱内压强变化不大，所以设置了 个压力监测点，在获取试验舱舱压时，选取 个监测点的压强并求平均，以此作为试验舱内的压强。图 监测点的设置 算例验证为了验证数值仿真程序的正确性，尤其是针对超声速引射器内流动过程及宏观性能预测的适用性和准确性，对某一等截面超超引射器内的流场结构进行了验证。实验参数：混合室入口一、二次流流道高度均为，一、二次流间隔板高度为 ，一、二次流来流总压比为，二次流总压为 ，等截面混合室的长高比为。数值计算选取整个引射管道和一、二次流喷管作为计算区域，入口给定上述参数。实验拍摄得到的混合室前段的纹影照片与数值模拟得到的密度等值线的对比如图 所示。图 超引射器混合室前段流场结构的实验结果与数值模拟结果对比 由图 可以看到，在给定的流场参数下，数值模拟得到的流场结构和实验结果非常吻合。数值模拟对一次流在引射喷管出口形成的膨胀波、斜激波以及二次流在混合室入口形成的激波串的捕捉都非常精确。因而，本文所采用的计算程序适用于对超超引射器内流动过程的数值模拟。计算结果分析 的发动机点火时扩压器内流场及试验舱舱压变化规律发动机流量 时，由于流量较小，不足以启动扩压器，引射方式为超亚引射。的发动机启动过程中，发动机室压随时间变化曲线如图 所示。图 发动机启动过程中发动机室压随时间变化曲线测控技术 年第 卷第 期 时试验舱舱压随时间变化曲线如图 所示。图、图 分别为扩压器内气流的马赫数云图和压强云图。图 时试验舱舱压随时间变化曲线图 时高模试车台扩压器内气流的马赫数云图图 时高模试车台扩压器内气流的压强云图 由图 和图 可以看出，随着发动机的启动，发动机燃气流射入扩压器内，随着发动机燃气流的不断射入，扩压器末端气流不断堆积，在扩压器内形成逆压梯度。在 时，发动机出口流量约为 ，发动机喷管处于普朗特迈耶尔膨胀状态。当喷管出口的高速燃气流射入扩压器时，气流在扩压器内形成了马赫环。气流经过马赫环，总压不断下降，同时，由于逆压梯度的存在，燃气流流速逐渐降低至亚声速，燃气流在亚声速区出现分离，并打到扩压器的收敛壁面上，在燃气流主流两侧出现回流现象，回流区呈现逆压梯度，燃气流回流进试验舱内，试验舱内舱压升高。在 时，此时发动机喷管出口流量为 ，此时气流分离部位沿着扩压器后移，因为此时亚声速区随着时间的推移逐渐沿着扩压器后移。此时燃气流仍然在向试验舱内回流，部分燃气在回流进试验舱之前会被靠近发动机喷管出口附近的超声速剪切层卷吸带走，由于此时发动机喷管出口流量和马赫数不够大，卷吸能力不够强，所以流向试验舱内的燃气流净流量仍然大于，此时试验舱舱压仍然继续升高。随着发动机燃气不断地回流进试验舱，回流区域逆压梯度不断增强，回流区气流速度降低。在 时，此时发动机喷管出口流量为 ，此时扩压器内燃气流最大马赫数约为 ，此时，发动机喷管出口燃气流已经有足够的能量将全部回流的气体全部卷吸带走，此时，流进试验舱内的燃气净流量等于，试验舱内舱压达到最大，约为 。在 时，此时发动机喷管出口流量为 ，回流区依然存在比较强的逆压梯度，发动机喷管出口燃气流能量增强而回流区燃气流速度降低，所以此时发动机喷管出口燃气流已经有足够的能量将全部回流的气体在回流进试验舱之前就将其全部卷吸带走，并在喷管出口附近带走部分试验舱内的气体，试验舱内舱压不断下降。随着发动机流量的继续增加，发动机喷管出口燃气流卷吸能力进一步增强，试验舱内舱压降低，回流区逆压梯度减弱，回流气体进一步向着试验舱方向流动，并在喷管出口处被卷吸带走，试验舱内舱压达到平衡，约为 ，形成典型的超亚引射。图 为试验时扩压器未启动时发动机点火瞬间试验舱舱压随时间变化曲线。在发动机点火瞬间，试验舱舱压首先升高然后降低至一个比零二次流时高的稳定水平，将仿真数据和试验数据进行对比，时域误差最大为，绝对值最大误差为，在可接受的范围内，仿真结果和试验结果对比拟合度良好。的发动机点火时扩压器内流场及试验舱舱压变化规律发动机流量 时，流量已经大到足可主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟图 发动机点火瞬间试验时试验舱舱压随时间变化曲线以启动扩压器，引射方式为超超引射。发动机流量 时试验舱的舱压随时间变化曲线如图 所示。图 时试验舱舱压随时间变化曲线发动机流量 时某高模试车台扩压器内气流的马赫数云图和压强云图如图 和图 所示。随着发动机喷管出口燃气流流入扩压器，扩压器内压强升高，形成逆压梯度。在流量增大到能够使得扩压器启动之前和 时扩压器内流场相同时，气流在扩压器内形成了马赫环。流量增大到扩压器启动之后，如图（）和图（）所示，扩压器内形成了类似于零二次流时超声速引射器内的“死水区”和伪激波，此时燃气流在喷管出口附近形成剪切流卷吸带走部分试验舱内的气体，试验舱内压强降低。随着发动机流量的进一步增大，发动机出口燃气流将“死水区”向后推进，直至将“死水区”完全推进引射器内，此时，扩压器内燃气流流场如图（）所示，在扩压器内形成了典型的扩压器完全启动之后的现象。气流经过多道激波后，马赫数减小，压强升高。由于激波系的存在，扩压器入口处压强低至 以下，试验舱内气流进入扩压器入口处并被喷管出口的高超声速气流卷吸带走，试验舱内气流被进一步抽吸直至降低到 ，此时扩压器试验舱达到平衡。图 时高模试车台扩压器内气流的马赫数云图图 时高模试车台扩压器内气流的压强云图 的发动机点火时扩压器内流场及试验舱舱压变化规律发动机流量 时，扩压器依然处于启动状态，引射方式同样为超超引射。发动机流量 时试验舱的舱压随时间变化曲线如图 所示。测控技术 年第 卷第 期图 时试验舱舱压随时间变化曲线发动机流量 时高模试车台扩压器内气流的马赫数云图和压强云图分别如图 和图 所示。在流量增大到能够使得扩压器启动之前和 时的扩压器内流场不同之时，燃气流流入扩压器，扩压器内压强升高，形成逆压梯度。由于此工况下发动机流量较大，所以在扩压器内堆积的压强较大，逆压梯度较大。燃气流最后经过一道激波由超声速减值亚声速排入引射器。燃气流在亚声速区内回流，在主燃气流两侧形成亚声速回流区。主流与回流区间形成了新的附面层。沿着回流区与主流边界的压缩波与附面层的相互作用引起了主流内可压缩波的复杂流动，当激波足够强使得附面层分离时，激波被反射并且在图 时高模试车台扩压器内气流马赫数云图图 时高模试车台扩压器内气流的压强云图下游产生了一系列分叉波系，形成伪激波。燃气流经过伪激波之后再经过一道强度比较大的激波减速增压至亚声速区。此时，由于燃气流向试验舱内回流，试验舱内舱压升高。在燃气流增大到能够启动扩压器之后，在扩压器内形成了“死水区”和伪激波，如图（）和图（）所示。随着发动机不断地喷出气流，发动机出口燃气流将“死水区”向后推进，直至将“死水区”完全推进引射器内，如图（）所示。气流经过多道激波减速增压并将试验舱内空气抽吸，直至扩压器试验舱达到平衡，此时试验舱内压强约为 。时发动机工作结束过程扩压器内流场及试验舱舱压变化规律在主动引射高空模拟试验中，当发动机工作结束后，环形引射器仍然会运行一段时间，使得试验舱保持一定时间的真空度（具体时间长短根据需要确定）。时，流量太小不足以启动扩压器，试验舱舱压在 左右浮动，所以不进行研究。在某发动机室压下降至工作结束过程中，发动机室压随时间变化曲线如图 所示。发动机流量 时，在发动机工作结束过程中，试验舱的舱压随时间变化曲线如图 所示。发动机流量 时，在发动机工作结束过程中，扩压器内气流的马赫数云图和压强云图分别如图 和图 所示。主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟图 发动机室压下降至工作结束过程中发动机室压随时间变化曲线图 发动机工作结束过程中的试验舱舱压随时间变化曲线从图 和图 中可以看出，在发动机室压减小直至工作结束的过程中，扩压器内流场变化主要分为 个阶段。扩压器内形成了典型的激波反射激波结构，发动机喷管出口的高速燃气流经过多道激波减速增压排出扩压器。当发动机室压降低，发动机喷管内以及喷管出口燃气流压强降低，喷管出口燃气流排入扩压器后扩压器内压强随之降低，喷管扩压器试验舱的平衡状态被打破。试验舱舱压相对于此时与扩压器压强平衡状态的舱压要高，试验舱内气流流入第一道激波前的低压区内，试验舱内舱压降低，发动机室压随时间不断减小，试验舱内舱压随时间降低。由于发动机室压不断降低，燃气流能量不断减小，且逆压梯度存在气流分离，因而在扩压器内开始出现死水区和激波串与伪激波结构。由于此时扩压器仍然处于启动状态，随着发动机室压的不断降低，气流能量进一步减小，“死水区”“激波串”向扩压器上游移动，试验舱内气流继续流入第一道激波前的低压区内，试验舱内舱压继续随时间降低。图 发动机工作结束过程中的扩压器内气流马赫数云图 之后。发动机流量已经小到不足以启动扩压器，此时扩压器内逆压梯度的存在使得发动机喷管出口燃气流回流进试验舱，同时，伴随着扩压器内逆压梯度的气流回流，试验舱内舱压短时间内不断升高直至 左右，之后由于引射器的抽吸作用稳定至 。图 为试验时发动机室压如图 和图 变化时，试验舱内舱压随时间变化的曲线。观察发现：在发动机启动过程中，试验舱舱压由零二次流时的 ，突然升高至 ，之后迅速降低至小于 。在发动机工作过程中维持在小于 的低压环境，当发动机室压降低时，试验舱舱压随之降低。测控技术 年第 卷第 期图 发动机工作结束过程中的扩压器内气流的压强云图图 发动机室压如图 和图 变化时试验舱舱压随时间变化曲线 在发动机熄火过程中，试验舱舱压先降低，之后突然升高至，一个短暂的峰值之后，稳定至零二次流时的舱压 。将仿真数据与试验数据进行对比，即将图 与图、图 进行对比发现，误差不会超过，造成误差的主要原因是试验过程中真空舱存在漏气，且传感器的测量精度为，仿真与试验对比度良好。结束语由于缺少主动引射高空模拟试车台瞬态流场的研究，本文运用某商业软件模拟了 个典型流量（、和 ）的发动机工作全程中某主动引射高空模拟试车台的流场，并就某个特殊工况的流场进行了发动机工作全程的计算，选取了几个典型工况进行分析并与试验数据进行对比，研究发现：（）不同流量的发动机点火过程中，扩压器中的流场状态不一致。流量为 的发动机启动过程中，喷管出口燃气流在亚声速区出现气流分离并沿着燃气流主流两侧回流进试验舱导致试验舱舱压升高。随着发动机流量的增大，发动机喷管出口燃气流能量增强，将全部回流的气体在回流进试验舱之前就将其全部卷吸带走，并在喷管出口附近带走部分试验舱内的气体，使试验舱内舱压降低，达到平衡时试验舱内舱压约为，形成典型的超亚引射。流量为 的发动机启动过程中，流量增大到未启动扩压器之前与流量为 时相同。当压强增大到可以启动扩压器之后，形成典型的扩压启动现象并将试验舱内气流进一步抽吸直至其降低到。发动机流量为 时，与流量为 的区别是在未启动扩压器之前由于逆压梯度较强形成伪激波现象，扩压器试验舱达到平衡时试验舱流场为 。（）在发动机熄火过程中，试验舱舱压先降低，之后随着室压降低突然升高至 ，一个短暂的峰值之后，稳定至零二次流时的舱压 。（）采取的数值方法和计算模型在试验前能够较准确地预示引射舱压曲线，揭示舱压规律，指导真实试验，从而降低试验风险。参考文献：唐金兰，刘佩进固体火箭发动机原理北京：国防工业出版社，：，（）西安航天动力测控技术研究所固体火箭发动机试验测试西安：西北工业大学出版社，主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟 ：，（），（）：，：，（）：霍东兴，闫大庆，高波可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望固体火箭技术，（）：，（）：（），（）：，（）：，（）：，：，（）：，：，（）：，（）：，（）：，（）：（上接第 页）参考文献：飞机设计手册总编委会飞机设计手册 第 册 重量平衡与控制北京：航空工业出版社，：，（），：李文强，张正吉飞机重量重心测量技术现状与发展趋势衡器，（）：，（）：（）刘少军，王瑜瑜飞机重心自动调节系统的设计国外电子测量技术，（）：，（）：（）贾磊 飞机纵向重心自动调控系统设计与实现哈尔滨：哈尔滨工业大学，：，（）付瑞通用型飞机纵向重心自动调节系统的设计与实现西安：西北工业大学，：，（）李晖基于 的飞机重心自动控制系统设计西安：西北工业大学，：，（）李俊峰，张雄理论力学 版北京：清华大学出版社，：，（）金涛虚拟仪器系统的误差分析方法的研究重庆：重庆大学，：，（）测控技术 年第 卷第 期