罗天培,孙 德,李景龙,李 茂

(北京航天试验技术研究所,北京100074)



某大型运载火箭动力系统试验的数值模拟

罗天培,孙 德,李景龙,李 茂

(北京航天试验技术研究所,北京100074)

摘要：为了评估试验风险，并为试验台的热防护设计提供依据，采用CFD技术对某大型运载火箭动力系统试验进行了数值模拟，获得了发动机尾流流场，并对试验台的安全性进行了初步分析。计算中，采用氢氧单步燃烧反应模型，考虑尾流燃气与空气的燃烧，湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明：钮腿主体结构安全，但根部应加设防辐射层；导流槽底部结构安全；试车台井口附近会有大量的空气被抽吸，井口附近设备应重点加固。

关键词：动力系统试验；数值模拟；燃烧；试验台；安全性

1 引言

试验是液体火箭发动机研制过程中的一个基本环节,通过发动机地面试验可以验证设计的可行性、工艺的可靠性,考核、检验调试的方法,对发动机的质量及性能作出评价,而动力系统试验可全面考核火箭子级各发动机工作的协调性、增压输送系统的正确性等［1］,对火箭的顺利研制具有重大意义。火箭发动机在进行地面试验时,高温高速燃气射流会对试验台产生强烈的烧蚀和冲击作用,为保障人员及试验设施的安全,在试验前对发动机的尾流场进行预估是十分必要的。美国在Ares5运载火箭及航天飞机的研制过程中,分别对燃气射流进行仿真以考察其对试验台及发射场的影响［2-3］；国内,北京航天试验技术研究所曾对某氢氧发动机的地面试车进行数值模拟,并提出相关的热防护解决方案［4-6］,而在发射场导流槽的设计上,数值模拟也得到广泛应用以指导工程实践［7-8］。

本文对国内某大型运载火箭动力系统试验进行数值模拟,考察其对试车台的冲击作用以及试验台承受的热载,以期对试验台的安全性做出评估并指导相应的热防护设计。

2 仿真模型

2.1 几何模型

如图1、图2所示,该动力系统模块采用双发动机并联形式,发动机有初始安装角,喷管出口截面距试验台0-0平面700 mm,试验台井口7 m× 7 m,导流槽深约43 m。几何模型如图3所示,流场全部采用六面体结构化网格进行剖分,发动机内及射流主要区域进行局部“O”型剖分并加密(图4),从而提高对激波结构的仿真效果。为了验证网格无关性,分别选取89万、115万及138万网格进行对比试算,最终选择115万网格,实际数值计算的连续性、动量、能量方程得残差分别为10-2、10-4、10-6量级。

图1 动力系统模块示意图Fig.1 Sketch of the power system module

图2 试车台体示意图Fig.2 Sketch of the test stand

图3 仿真几何模型Fig.3 Geometric simulation model

2.2 计算模型及算法验证

通过求解多组分化学反应雷诺平均、守恒型Navier-Stocks方程获得燃气射流流场。湍流模型采用标准k-ε双方程模型。由于该型发动机尾流燃气为富氢状态,燃气从发动机喷管喷出后,剩余的氢气会与空气中的氧气继续补燃,故需引入燃烧模型,本文基于工程应用及计算成本的考虑,选用氢氧单步燃烧化学动力学模型,通过源项载入流场控制方程。控制方程采用二阶迎风格式离散,压力和速度采用Simple格式耦合。

图4 发动机网格Fig.4 Mesh of the engine

发动机喷管入口边界条件采用质量流量入口,并引入如下假设：假设氢和氧在燃烧室内完全燃烧生成水,这样进入喷管内燃气的成分就只有水和氢,入口温度利用热力计算获得。试车台井口选用压力入口边界条件,入口压力为标准大气压,组分为空气,导流槽所有出口边界均定义为压力出口边界条件,出口压力为标准大气压,组分为空气,所有壁面均定义为绝热、无滑移边界条件。

图5给出了计算结果同文献［5］提供的试验结果对比(同型发动机单机试车),从图中可以看出计算结果同文献中的结果符合较好,证明了算法的有效性和正确性。

图5 尾流场仿真结果同试验数据的对比Fig.5 Comparison of the simulated flow field and experiment data

图6给出了开启燃烧模型前后火箭尾流场的温度分布对比,从图中可见,由于开启燃烧模型后,富氢燃气会进一步和空气中的氧气燃烧,尾流场高温区明显增大。

图6 补燃对温度场的影响Fig.6 Effect of supplementary firing on temperature field

3 计算结果及分析

3.1 试车台钮腿热环境分析

钮腿为试车台主要承力结构,如直接被尾流火焰冲刷会威胁到试验台的安全,耐火混凝土极限使用温度一般为1400 K左右。图7给出流场内1000 K的温度等值面图,从图中可见,高温燃气从喷管喷出后并未向四周扩散,燃气喷射到底部后顺利沿着导流槽型面被导出,钮腿主体结构不受高温燃气影响,无需做防火处理。

图8给出发动机对称切面及导流槽底部的水蒸汽浓度分布,从图中可见导流槽底部会积聚大量的高温水蒸汽,同时温度也极高(图6),而水蒸汽本身是一种辐射力很强的气体,而本次试车持续时间较长,故为安全起见,应在钮腿根部增加防辐射层。

图7 钮腿热环境Fig.7 Thermal environment of the test basis

图8 对称面及底部水蒸气分布Fig.8 Water-vapor distribution at symmetry plane and bottom

3.2 导流槽底部热环境分析

图9给出燃气流线图,图中红色区域为导流槽底部喷水区。从图中可见,全部燃气都直接冲击到喷水区范围之内,这样,高温燃气会直接和冷却水直接换热,随着冷却水的汽化,燃气温度迅速降低,事实上,导流槽底部存在一个冷却水池,沿着导流槽型面向前方流动的燃气会和冷却水池内的水进一步换热降低温度,导流槽底部结构安全。

3.3 试验台井口环境分析

图10给出试车台井口流线图,从图中可见,由于高速燃气强烈的引射作用,塔架内会有大量的空气被抽吸入井口,其中大部分随着燃气冲到导流槽底部,还有部分流向流场后部以补充抽吸带来的低压环境。从模拟结果得出,试车台井口附近空气平均流速可达7 m/ s,故井口附近各种电缆及绝热层应重点加固,图11为试车结束后井口附近某管路的照片,从图中可见,管路外包覆的防辐射铝箔大部分已损坏。

图9 发动机流线及底部喷水区域示意图Fig.9 Sketch of engines′streamline and water injection′s zone

图10 井口附近流线图Fig.10 Streamlines around the well

图11 管路绝热层示意图Fig.11 Sketch of heat insulation of the pipes

4 结论

采用CFD技术对某大型运载火箭动力系统试验进行数值模拟,分析了试车时台体主要结构所处环境及其安全性,得出主要结论如下：

1)钮腿主体部分热环境良好,不受高温燃气直接冲刷,但根部会受高温水蒸汽的辐射加热,根部应加设防辐射层；

2)在导流槽底部,燃气的冲击区域全部在喷水冷却范围之内,导流槽底部结构安全；

3)井口附近由于高速燃气的隐射作用会使大量的空气被抽吸,井口附近的各种电缆及绝热层应重点加固。

参考文献（References）

［1］ 郭霄峰.液体火箭发动机试验［M］.北京：中国宇航出版社,1990：1-3.Guo Xiaofeng.Test of Liquid Rocket Engine［M］.Bejing：China Astronautic Publishing House,1990：1-3.(in Chinese)

［2］ Allgood D C, Ahuja V.Computational plume modeling of conceptual ares vehicle stage tests［R］.AIAA 2007-5708, 2007.

［3］ Liever P, Radke J, Strutzeberg L, et al.CFD modeling of plume induced environments for space shuttle liftoff debris transport analysis［C］/ /2nd Workshop on Lunar and Martian Plume Effects and Mitigation NASA KSC, 2011,1.

［4］ 李茂,陈春富,朱子勇.架空钢板对火箭发动机试车中地面热载的影响［J］.导弹与航天运载技术, 2013(2)：41- 45.Li Mao, Chen Chunfu, Zhu Ziyong.Effects of aerial steel plate on the ground heat load in rocket engine test runs［J］.Missiles and space Vehicles, 2013(2)：41-45.(in Chinese)

［5］ 李茂,王占林.氢氧火箭发动机射流仿真与试验台热防护［J］.载人航天, 2014, 20(5)：421-426.Li Mao, Wang Zhanlin.Thermal protection and plume simulation for hydrogen/ oxygen rocket engine test stage［J］.Manned Spaceflight, 2014, 20：421-426.(in Chinese)

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［7］ 刘利宏,张志成,周旭.航天发射场导流槽综合性能评价指标体系研究［J］.载人航天, 2014, 20(3)：233-237.Liu Lihong, Zhang Zhicheng, Zhou Xu.Research on global performance desing method of blast deflector in rocket launch site［J］.Manned Spaceflight, 2014,20(3)：233-237.(in Chinese)

［8］ 刘利宏,周旭,张志成.火箭发动机射流动力学仿真研究［J］.中国制造业信息化, 2009(12)：62-65.Liu Lihong, Zhou Xu, Zhang Zhicheng.Simulation study of rocket engine’s jet dynamics［J］.Manufacturing Information Engineering of China, 2009(12)：62-65.(in Chinese)

Numerical Simulation of A Large Launch Vehicle’s Stage Test

LUO Tianpei，SUN De，LI Jinglong，LI Mao
（Beijing institute of Aerospace Testing Technology，Beijing 100074，China）

Abstract：To assess the test risks and provide reference for the design of the thermal protection for the test stand，the numerical simulation of a large launch vehicle’s stage test was conducted with CFD technique.The flow field of the rocket engine＇s wake was obtained and the safety of the test stand was analyzed.The uni-step H-O reaction model was used for the reactions between the fired gas and air and the standard k-ε turbulence model was selected in the simulations.The numerical simulation results showed that the main body of stand′s basis was safe，but the root should add heat insulation to prevent the radiation；a large amount of air was pumped into the well，so the equipment around there should be reinforced.

Key words：launch vehicle′s stage test；numerical simulation；burning；test stand；safety

作者简介：罗天培(1987-),男,硕士,工程师,研究方向为计算流体力学。E-mail：156574049＠qq.com

收稿日期：2015-05-20；修回日期：2016-02-23

中图分类号：V434

文献标识码：A

文章编号：1674-5825（2016）02-0156-04