基于CFD/DSMC羽流仿真的新型运载火箭二级尾舱整体防热方案研究

范瑞祥，徐珊姝，宫宇昆，石晓波，梁 杰

(1.中国运载火箭技术研究院,北京100076；2.北京宇航系统工程研究所,北京100076；3.西安航天动力研究所,西安710100；4.中国空气动力研究与发展中心超高速所,绵阳621000)

1 引言

我国某新型运载火箭第二级首次采用全新的四台大推力液氧/煤油发动机并联布局方案,如图1所示。这种多喷管并联布局的方案将会导致发动机喷流在高空膨胀的情况下产生强烈的羽流交叉和干扰,产生很强的逆向回流［1］,由此会对发动机舱(即二级尾舱)内的仪器设备产生严酷的羽流加热环境。我国常规火箭二级尾舱仪器设备和电缆均采用逐一包覆防热材料的传统热防护措施,这种防热措施对于新型火箭严酷的二级尾舱热环境,无论从防热有效性、还是从工艺可实现性等方面均已不适用,需要研究新的尾舱防热方案。

国外运载火箭中,俄罗斯联盟号和安加拉系列运载火箭的第二级同样采用四个喷管发动机并联布局的方案。联盟2-1b运载火箭第二级采用RD-0124液氧/煤油发动机,该发动机由四个固定喷管并联组成,单个喷管推力约73 kN［2］；而安加拉系列火箭使用的通用二子级采用的是RD-0124发动机的改进版RD-0124 A液氧/煤油发动机,单个喷管推力同样约73 kN［2］。RD-0124系列发动机底部采用整体硬质防热装置,如图2所示。相比而言,我国某新型运载火箭的第二级的四台发动机并联方案推力更大(单台推力达180 kN［3］)。

为研究新的尾舱防热方案,首先需要对尾舱内的热流分布情况进行研究。针对多喷管火箭的喷流流动问题,国内外已开展了大量的数值模拟研究。其中比较有代表性的研究工作有Nallasamy等的四喷管底部流动模拟［4］,Chern等的多体多喷流底部流动模拟［5］,肖泽娟等将计算流体力学(CFD)和直接模拟Monte Carlo(DSMC)结合的多喷管喷流流场特性仿真［6］,以及孙萍等的四喷管发动机喷流对底部的辐射热流特性仿真［7］,但这些研究并未针对实际运载火箭第二级尾舱的热流分布进行数值仿真分析。

因此,本文将CFD/DSMC结合仿真方法引入新型运载火箭第二级大推力液氧/煤油发动机四喷管并联的跨流区高空羽流干扰流场及羽流回流热流分析,以预示火箭二级尾舱在箭体稀薄大气绕流及第二级发动机羽流回流共同作用下的热流分布情况,从而能根据仿真结果针对性地提出一种可有效阻隔四台并联发动机高空羽流回流的新型轻质、柔性整体防热结构。

2 基于CFD/DSMC结合仿真的火箭二级尾舱的热流分析

2.1 CFD/DSMC结合仿真分析方法

图1所示火箭发动机开始工作时的飞行高度在85 km以上,环境大气稀薄,发动机喷流属于高空羽流,从喷管内流动开始,到羽流近场、中场和远场,气流密度急剧减小,先后经历了连续流、过渡流和自由分子流等多种流动区域,而且膨胀后产生相互交叉干扰。同时,火箭箭体的稀薄大气扰流也可能对羽流流场产生影响。因此,本文引入CFD/DSMC结合仿真方法对二级尾舱的热流分布进行分析：

1)采用轴对称的DSMC方法单独计算火箭第二级箭体周围稀薄大气扰流,根据仿真结果分析稀薄大气扰流对羽流流场的影响；

2)利用CFD方法计算喷流高密度区域的羽流近场,为DSMC方法提供羽流在逆向回流区域的初始边界；

3)由DSMC方法完成二级尾舱内回流流场仿真及热环境数值模拟。

数值计算区域及耦合边界如图3所示。文中DSMC计算采用非结构网格精细描述物体表面几何形状,流场用笛卡尔直角坐标网格方便模拟分子的跟踪定位。CFD求解区域则使用结构网格。稀薄大气区域使用空气作为流动介质,羽流计算区域则使用发动机燃气作为流动介质。计算中采用VHS分子模型,能量交换采用Larsen-Borgnakke统计模型。

2.2 轴对称DSMC仿真箭体稀薄大气绕流

DSMC仿真的火箭第二级飞行工况下箭体前部绕流流场压力和马赫数分布如图4,图中压强和马赫数进行了无量纲化,其中流场中最大压强和马赫数设置为1。可见,由于85 km以上大气处于稀薄流区,来流气体密度相对较低,箭体头部脱体激波相对较弱。激波边界距离火箭第二级尾部的箭体表面约8 m的距离,在二级尾舱壁面附近的气体压力、密度、温度等较弱。因此,可以推断来流头部激波不会对发动机羽流回流造成影响。

考虑到后续三维DSMC方法的计算工作量,选取合适的计算区域,将二级尾舱发动机附近空间作为三维DSMC羽流干扰回流计算的入口边界。

2.3 三维CFD仿真发动机四喷管并联羽流近场

尾舱内流场须重点分析的剖面A仿真结果如图5(a)所示,该剖面穿过尾部流场中心和对角的两台发动机喷管的中心。剖面A上的流场密度和马赫数云图分别如图5(b)、(c)所示,图中密度和马赫数已无量纲化,流场中最大密度和马赫数设置为1。可以看出,发动机喉部下游附近产生了两道内激波,将喷管内的流动分成了两部分：中心区域的高速膨胀区和靠近喷管内壁面的高压力区。尽管由于发动机喷管内型面的作用,高压力区喷出的气体在喷管轴线方向被压缩以增大发动机推力,但四个喷管出口的羽流仍然在四台发动机喷管出口附近的中心区域产生比较强烈的相互干扰,引起该区域内复杂的干扰流动,使得该干扰区内羽流流场的密度、压力和温度急剧增加。该干扰区产生的回流气体温度接近总温,具备了较高的内能,在四个喷管出口附近的中心区域产生了较强的羽流回流。

2.4 三维DSMC羽流干扰回流仿真

二级尾舱无防热装置状态下,仿真模型采用的表面网格如图6(a)所示,发动机喷管出口附近横截面上的流场密度分布云图如图6(b),图中对密度进行无量纲化,其中剖面中最大密度设置为1。可以看出,在四个喷管出口附近的中心区域是流场密度和压力最高的区域,沿着四个喷管之间的空隙呈十字形分布；其它区域流场密度和压力较低,沿着喷管壁面呈环形分布。上述流场的分布特征与CFD仿真提供的边界参数分布是一致的,因此DSMC与CFD的结合是可靠的。

二级尾舱不同剖面和区域的流场密度和热流分布云图分别如图6(c)、(d)所示,图中对密度和热流进行无量纲化,其中剖面和区域中最大密度和热流设置为1。为方便对热流大小进行比较,对热流大小进行归一化,我国现役常规火箭各发次二级尾舱热流遥测最大值范围为1Q0～2Q0,据此选取热流参考值为Q0。羽流回流气体在四台发动机喷管出口附近的中心区域形成后向上扩展并直接撞击到二级尾舱内燃烧剂贮箱的后底上,再重新向外扩散。由于羽流回流对贮箱后底的撞击,引起流场密度、压力和温度的急剧上升。从贮箱后底再往外扩散的气体密度要高于来自于箭体外部稀薄大气绕流的气体密度,绕流气体无法进入到二级尾舱底部发动机所在的区域,因此不会对发动机羽流回流产生影响。尾舱内最高热流在尾舱底部的中心位置,归一化值高达9Q0；发动机电动气阀表面的最大热流在6.5Q0～9Q0,伺服机构表面最大热流约为6Q0。

3 整体防热结构设计

基于上述分析,四台大推力液氧/煤油发动机并联布局的方案在四个发动机喷管中心区域会产生很强的羽流回流,由此导致二级尾舱内产生严酷的热环境,该回流作用在尾舱内仪器设备和发动机表面,最高可产生9Q0的热流。该新型火箭二级尾舱结构布局十分紧凑,其内部安装了数十台仪器设备及众多电缆、管路。因此,不可能采用常规火箭中所采用的仪器设备和电缆逐一包覆防热材料的传统方法来抵御如此严酷的热环境。并且,四台发动机的其中两台喷管需双向摇摆用于火箭姿态控制。因此,需要研制新的整体防热结构,既要能够耐受长时间大热流的羽流回流冲刷,又要能够适应发动机喷管的摇摆。

综合上述因素,本文提出一种新型轻质、柔性整体防热结构如图7所示。整体防热结构由防热软裙和防热框架组成,其中防热软裙安装在防热框架上,并与发动机喷管壁面连接安装,将发动机羽流回流与防热装置上方空间相隔开。防热软裙采用轻质柔性隔热材料,用于阻隔发动机羽流回流,同时可以适应发动机喷管摇摆的要求；防热框架采用轻质复合材料结构,用于安装和固定防热软裙。

4 防热设计验证

4.1 CFD/DSMC仿真验证

针对整体防热装置对尾舱的防热效果进行仿真分析,仿真方法与边界条件设置与第二章相同,区别为模型中增加了整体防热状态。二级尾舱带整体防热装置状态下的仿真模型如图8(a)所示,了喷管对称平面的流场温度云图如图8(b)所示。可以看出,羽流回流撞击到整体防热装置后产生了很强的压缩作用,温度急剧上升,压缩后的气流又从喷管之间的空隙中向外扩散出去,这说明整体防热装置的作用是非常明显的,阻挡了绝大部分的羽流回流。整体防热装置下表面的热流和压力分布分别如图8(c)、(d)所示,可见在防热装置下表面的中心区域形成了9Q0的最高热流值和18P0的最大压力值,并呈“×”形分布；少量通过整体防热装置外边缘进入二级尾舱的羽流回流在尾舱内仪器设备和发动机组件表面上产生的最大热流均小于0.25Q0。

仿真结果表明,整体防热装置可大幅降低尾舱内的回流热流。

4.2 飞行试验验证

使用第三章设计的柔性整体防热结构的新型运载火箭进行了两次飞行试验,试验中,在整体防热结构底部中心布置有一个热流传感器,火箭二级尾舱内整体防热结构上方的发动机机架上布置了四个热流传感器,热流传感器敏感方向均竖直向下,用于测量四喷管并联羽流回流的热环境数据。飞行试验结果如图9所示(图中对热流值进行了归一化处理,其中仿真计算热流值设置为1),整体防热结构中防热软裙底部热流遥测数据与本文的仿真计算结果相比,相对偏差在10%以内。这说明本文引入的CFD/DSMC结合仿真分析方法可准确模拟四台大推力并联发动机高空羽流干扰流场。此外,如图10所示(图中对热流值进行了归一化处理,遥测热流值均除以Q0),火箭二级尾舱内最大实测热流值小于0.25Q0,第二级飞行全过程中防热软裙背面温升小于60℃,说明整体防热结构使二级尾舱内热流降低95%以上,热防护效果显著。

5 结论

1)本文引入的CFD/DSMC结合仿真方法,对热流的仿真计算结果与飞行试验遥测数据相对偏差小于10%,方法有效,可适用于大推力发动机四喷管并联的高空羽流干扰流场及羽流回流的分析。

2)高空飞行中四台并联发动机的羽流将在四个喷管出口附近的中心区域产生强烈的相互干扰,引起该区域内复杂的回流流动。

3)本文设计的柔性整体防热结构,可大幅降低尾舱内的回流热流,能够满足火箭一、二级级间分离的要求。