发动机尾流仿真应用分析

发动机尾流仿真应用分析

周游 1 戴芳立 2

北京航天试验技术研究所 北京 100074

摘 要

火箭发动机燃气流动与传热是试验过程中一定要考虑的内容。目前，大多数火箭发动机依靠将推进剂的化学能转换为动能作为其发射和飞行的动力，伴随推进剂燃烧和燃气流动，喷入环境介质中的高温燃气射流缠身的声、光、力、热等环境效应对地面设备产生烧蚀和冲击，影响火箭发动机试验设施正常工作。因此，火箭发动机燃气尾流的流动特性就是发动机试验阶段试验系统设计中必须考虑的重要内容。另一方面，随我国航天技术发展，火箭发动机技术越来越先进，推力量级逐步提高，高温燃气的流量也随之提升，将会对试验台造成更大的冲击烧蚀和辐射，试验台的热防护问题也因此更加突出。

1国外研究现状

2007年，NASA斯坦尼斯航天中心报道了CFD技术在发动机羽焰仿真中的应用情况，主要包括以下两方面的工作:

（1）计算模型适应的研究

采用一台小型气氧甲烷发动机尾焰对仿真计算结果进行验证。仿真计算中，分别采用了无黏理想气态状态方程模型、湍流理想气体状态方程模型、湍流真实气体状态方程模型，其中湍流模型采用k-ε模型，真实气体模型采用了13组分模型，计算网格数目为6000个。分别从尾焰马赫盘的位置和尺寸、火焰扩散率以及喷管流动的分离位置、光谱辐射对比仿真结果和试验结果，认为采用带反应的湍流真实气体状态方程模型可以对结果进行较好的预示。

（2）ARES动力系统试验导流槽热环境分析

采用CFD技术手段评估B-2试验台是否能够用于战神（ARSV ARES和型号）分级动力系统试验，需要通过CFD仿真解决的主要技术问题有:尾焰冲击导流槽转向对试验台的影响、导流槽过热问题、强振动对试验设备影响的问题。主要计算模型和方法为430万非结构网格（在90个CPU上并行计算）、理想气体状态方程、冻结流（不考虑在空气中的补燃）不考虑水冷的影响。他们认为不考虑水冷的原因有:水从数以千计的小孔喷出，小孔尺寸过小，若计算小孔，则会导致网格数量超出目前计算机计算水平的能力。在不水冷与水冷时的两种状态下，他们计算后认为大部分的流场状态应该是类似的；不采用水冷却的仿真计算结果应该可以满足工程需求，可以为冷却系统的设计提供基础依据。

2射流基本特征及基本数值模拟方法

2.1射流基本特征

发动机工作时，会产生高温燃气从喷管喷出，产生射流流动。并且，绝大多数的液体火箭发动机喷出的燃气射流，都属于超音速的流动。射流基本特性如下:

（1）边界层的出现和发展。流体具有黏性，黏性的存在会使射流层之间发生黏连作用。射流流动包括层流流动、湍流流动或者是两者兼有，对于火箭发动机射流，属于湍流流动。在湍流射流中，一般都充满着涡旋，射流在流动的过程中将会呈现不规则的运动，从而引发了射流微团间的横向动量交换、热量交换或质量交换，从而形成湍流射流边界层。

（2）在流场的超声速段和在亚声速段中，不同截面上的气流会有自模性。原因是周围介质与射流主流的掺混呈现出线性规律，并有渐进性。对于液体火箭发动机产生的燃气射流而言，一般会采取一维等熵的流动来分析。

2.2基本数值模拟方法

2.2.1基本控制方程

雷诺平均方法是工程应用中最普遍的方法。第一把瞬态运动分解成为平均与脉动的运动两部分看。第二针对雷诺应力做出各种各样的假设。第三步使湍流的平均雷诺方程封闭。

2.2.2模型及计算方法

流动与传热的计算中用的较多是有限差分法法、有限体积法法、有限元分析法和有限分析法。根据控制方程分为分离算法和耦合算法。耦合算法侧重守恒方程离散。分离算法侧重控制方程离散。本项目基于 FLUENT平台，采用分离算法对尾喷流进行数值模拟。分离算法中，离散控制方程的常用格式包括中心差分格式、一阶迎风格式、混合格式、指数格式、二阶迎风格式等，离散格式不同计算精度有所不同。本项目将对常用离散格式对计算精度的进行研究。

3应用与验证

3.1试验系统概况

在9吨氢氧发动机试验台中，引射筒外的燃气尾流区域有用于安装扩压器和引射器的导轨，试车过程中的高温尾流燃气使地面和导轨受热，热胀冷缩效应可能会导致地面开裂以及导轨变形，影响到后续试验的进行，因此，有必要对引射筒外场的燃烧流场进行研究，为地面及导轨的热防护提供参考信息。

3.2模型参数

1）计算模型

本项工作为简化计算过程，降低计算成本，采用二维轴对称模型对引射筒及外场的燃烧流动场进行计算，忽略了地面的影响。计算区域包括发动机、真空舱、扩压器、引射筒及尾流区域，其中引射筒出口距离发动机喷管出口约21m，环引蒸汽入管道距离发动机喷管约42m，即距离引射器出口约为21m，外场计算半径为2m（发动机轴线与地面的距离为2m）。

2）计算方法

由于没有找到合适的同时考虑氢气和一氧化碳燃烧的模型，本项工作对燃烧过程进行了简化，分别采用三种计算模型对外场流场处理:不加载燃烧模型（Flow Model）。发动机燃气和燃发器蒸汽均按单一介质处理，介质属性通过热力计算获得；该模型仅考虑流动和掺混，没有燃烧过程。加载氢气-空气单步燃烧模型（H2-Air- Mode1）:发动机燃气按照氢\氧完全燃烧处理，发动机燃气中只含有水和剩余的氢气；燃发器蒸汽假设全部为水蒸气，热力学参数与温度的关系采用多项式拟合；尾流流场中，发动机尾流燃气中的氢气将继续与空气进行燃烧加载一氧化碳-空气单步燃烧模型（co-Air- Model）:发动机燃气假设全部为水蒸气，温度参数通过热力计算获得，热力学参数与温度的关系采用多项式拟合。燃发器蒸汽主要组分通过热力计算获得，包括水蒸气、二氧化碳和一氧化碳，喷出后与空气燃烧的只有一氧化碳，因此加载一氧化碳和空气的燃烧模型。湍流模型选择为标准k-ε双方程模型。燃烧外场不考虑热辐射，不考虑水蒸气的冷凝。源项由化学动力学模型引入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

3.3结果分析

在不同仿真模型条件下扩压器和环形引射筒内的静温分布。可以看出，三种仿真模型条件下扩压器和环形引射器内的流场结构基本相似，没有显著的区别；发动机主流燃气在扩压器内流速较高，相对引射筒内的主流燃气，温度较低；发动机主流燃气进入引射筒后，流速降低，静温升高；在环形引射筒内，较低温度的引射蒸汽一直维持在引射筒内的外围，引射蒸汽没有完全渗透到发动机主流燃气中与主流燃气掺混，较低温度的引射蒸汽避免了高温的发动机主流燃气与引射筒壁面的直接接触，对引射筒能起到保护作用。

4结论

本文主要对数值模拟方法在各试验中的应用及验证情况进行了介绍，涵盖9吨氢氧发动机高模试验尾流。初步应用结果表明，数值模拟可以为试验台的热防护提供一定的参考信息，有利于提高试验的安全可靠性。

参考文献

［1］.于勇，陶剑，范玉青.大型数字化设计制造技术应用综述.航空制造技术，2009年第11期，pp:56-60

［2］.王国庆，胡新平，以三维数字化设计制造为突破口，实现研制模式变革（之三）—航天一院对三位数字化设计制造的思考与实践数字军工，2011年第7期，pp:4-7.

［3］.王国庆，胡新平.以三维数字化设计制造为突破口，实现研制模式变革之四航天一院对三位数字化设计制造的思考与实践.数字军工2011年第8期，pp:17-21.

［4］.陈月根数字化设计与仿真技术在航天器中的应用与趋势数字军工2008第3期，pp:12-16.

［5］.谷巍，刘刚.载人航天器数字化设计管理模式航天制造技术，2013第1期，pp:59-63.

［6］.刘利宏，张志成，周旭大运载火发射工位导流槽射流动力学研究2006年中国宇航学会发射工程与地面设备专业委员会学术交流会论文集.

［7］.刘利宏，周旭，张志成火箭发动机射流动力学仿真研究中国制造业信息化，2008.