球筛型火箭贮箱消能器结构设计及优化

李克诚 徐新生 马云龙 吴会强 武湛君

球筛型火箭贮箱消能器结构设计及优化

李克诚1徐新生1马云龙2吴会强2武湛君1

（1 大连理工大学，大连 116024；2 北京宇航系统工程研究所，北京 100076）

本文针对某飞行器贮箱工作环境与减速增压需求，设计了球筛型火箭贮箱消能器，并对内部结构形式进行了优化改进。本文首先对高速气体经过消能器结构的减速过程进行了理论分析，理论分析的过程指导了有限体积法进行流场数值计算方法，利用实验验证了仿真分析方法的可靠性，使之成为消能器结构优化设计的依据。根据仿真分析与实验研究经验，提出了优化设计方案，最终结果表明，经过本文优化设计的消能器，在满足箱内空间要求的前提下，提高了减速效率。

优化设计；球筛型；火箭贮箱；消能器

0 引言

在火箭运行过程中，随着推进剂的消耗，火箭燃料贮箱内燃料液面逐渐下降，液面上方气枕内压力会越来越低，这种现象可能影响推进剂输送的稳定性。为了保证燃料供应的连续性，需要通过增压系统向气枕注入高压气体，以维持贮箱液面受到的压力稳定[1,2]。但液体燃料贮箱增压气体如果直接导入贮箱气枕，可能导致增压气体击穿推进剂，造成输送系统夹气，影响发动机工作的可靠性的不良后果。因此，需要加装消能器以消耗增压气体的动能，以达到均匀平缓增压的效果[3-5]。

国内外专家针对消能器中高压高速气体流动的流体动力学行为做了许多理论研究与实验验证工作[6]。美国国家航空和宇宙航行局（NASA）针对半人马座火箭（Centaur AC-8）的燃料输送需求与结构空间特点，提出了多层孔板、截面扩大和中心蜂窝桶的消能器形式[7]，我国研究人员曾经针对高速、大尺寸贮箱的减速消能问题提出过消能器的设计准则，并进行了直筒型多层消能器的性能试验，但未公开发表数据与研究结果。张晓颖等[1]针对低温推进剂贮箱设计了莲蓬状回流消能器。并对氧箱和氢箱回流消能器内、外流体的流动特性进行模拟计算，给出在不同工况条件下的迹线、压力场和速度场的分布，得出了回流消能器的局部流体阻力系数。研究结果证明，莲蓬状回流消能器特殊的结构形式能够提高预冷回流液体能量分布的均匀性，有效降低回流造成的扰动。

面向不同的应用工况，需要设计不同的消能器结构形式。本文针对某飞行器贮箱工作环境与消能需求，选用结构紧凑的球筛型火箭贮箱消能器，并对内部结构组件进行了优化改进。首先，对高速气体经过消能器结构的减速过程进行了理论分析，并利用理论分析来指导设计，用有限体积法进行流场数值计算分析方法。然后，利用压降-流量实验验证了仿真分析方法的可靠性，使之成为消能器结构优化设计的依据。根据仿真分析与实验研究经验，提出了球筛型消能器优化设计方案。最终，研究结果表明，经过本文优化设计的消能器，在满足箱内空间要求的前提下，提高了结构的消能效率。

1 理论分析

消能器属于增压系统的一部分，主要负责为高压气体减速消能，使之平缓均匀地进入气枕中。如图1所示，消能器一般安装于贮箱气枕顶端，通过输送管路及其它附件连接高压气瓶。

图1 消能器的构成示意图

燃料液面在增压气流的冲击下的相应可归结为Kelvin-Helmholtz稳定问题，假设气液界面处于稳定，对于给定系统可由稳定边界条件确定增压气流的速度上限。因此，只需设计消能器结构使其出口流速达到安全范围，就可以忽略气液两相问题而仅仅计算增压气体的流动影响。本文建立三维稳态可压缩模型对流场的压力、速度进行分析。在此问题中，消能器流场质点系统应遵循如下最基本的流体力学控制方程[8]。

质量守恒方程

动量守恒方程

能量守恒方程

其中，是流体密度，是速度矢量，是面应力矢量，是体应力矢量，e是单位质量流体的内能，是传热功率。

由于筛筒型消能器流场流动复杂，计算采用收敛性好、精度高的标准K-ε双方程粘涡模型

2 仿真建模与试验验证

借助有限体积法进行流场数值计算分析手段，可以实现多工况，不同结构形式消能器的减速效果快速评价。本节通过对比喇叭型消能器的数值仿真与实验研究结果，验证了数值仿真分析的准确性。

2.1 仿真建模

数值仿真中采用商用软件Gambit按照所设计的实体模型进行1:1的比例建立三维模型，忽略结构壁厚与结构变形，而以一层没有厚度的壁面代替。同时在消能器周围建立外场以方便观察消能器附近的流场分布及变化趋势。采用非结构化的六面体网格对模型进行网格划分，根据流场的特点进行局部加密，孔板附近流速梯度较大划分网格尺寸为0.1，消能器内场网格尺寸划分为1，消能器外场网格从1开始按1.2倍的比例逐渐增大到15。最终消能器部分共划分了结构化网格250812个，最大网格畸变形率为0.590918。共划分非结构化网格735947个，最大网格畸变形率为0.803164，其中只有一个单元网格畸变形率超过0.8。喇叭形消能器网格划分结果如图2所示。

图2 喇叭形消能器网格划分图

建好几何与网格模型后，需要根据贮箱环境设置流场的边界条件，然后输出网格文件。将网格文件读入fluent，根据理论分析结果设置计算参数。入口边界条件设为固定流量，流量从25L/min开始，以10L/min为保载采样步长，直到入口流量增加到190L/min，出口为标准大气边界。同时采集入口、出口的局部压强，计算压强差D。图3为入口流量为25L/min时，消能器总压分布结果。

2.2 试验验证

以铝合金为结构材料，参照进行数值模拟结构形式，设计并制作喇叭口形消能器如图4所示。将消能器固定在压力—流量测试试验平台内的实验台上进行高压气流测试。试验平台由气源（空气压缩机），压力表，流量计和消能器试件组成，流量以及压力的变化由摄像机记录，如图5所示。

图3 喇叭形消能器总压分布图

图4 喇叭形消能器实物图

试验测试预设定多个工况，入口流量从约25 L/min开始，以10L/min为采样步长，直到入口流量增加到190L/min位置，同时采集入口出口的局部压强，通过对比试验与数值模拟的压降—流量曲线可以验证计算方法的可靠性。流量与局部压降的变化趋势如图6所示。

图6 两次试验的消能器局部压降随入口流量的关系曲线

如图6所示，试验与模拟结果有很强的相关性。试验与模拟结果对比，验证了模型与数值分析的有效性。有限体积法进行流场数值计算结果可以作为结构优化设计的依据。

3 某型飞行器消能器结构设计与优化

受某飞行器贮箱空间所限，所有部件的整体尺寸都较小，由于气枕空间较小，增压气体的可用减速距离很短，这就对消能器的减速性能和效率提出了更高的要求。前人提出的喇叭型消能器在此并不适用。本文采用了直筒-侧面开孔的筛筒型结构，并在初步设计方案的基础上在内部增加了球筛结构，同时增大了整体尺寸进行了扩容，结构具体形式如图7所示。

针对所设计工况的数值计算，设置连续性残差为10-3，其它变量残差设置为10-4，同时当计算得到的入口和出口质量流量误差不超过10-3时，认为计算结果收敛。结构优化前后的速度矢量分布结果如图8所示。

图7 筛筒型消能器结构

图8 优化前后消能器速度矢量分布

入口边界条件如表1所示。

表1 模拟计算边界条件

衡量消能器性能的指标包括：消能器的减速效果，以及增压气体经过消能器作用之后的压力损失。提取流场关键位置的计算结果表2所示。

表2 计算结果

从图8中可以看出，筛筒型消能器入口出来的射流到导流锥顶部主流流速基本没有降低，保持约70m/s的大小，导流锥是对改变增压气体流动方向起到决定性影响，它使原来能量集中的射流向垂直射流方向的360度范围均匀分散开，这样就实现了降低流动速度和能量密度的效果。此外，增压气体沿导流锥撞击到筛筒壁面，然后沿壁面向上攀升，最后从筛孔中流入气枕。这途中在筛筒内会产生大型的漩涡，穿过筛孔时会产生众多小型涡，这样就增加气体分子间的摩擦、气体与壁面间的摩擦，同时将气流分散的更均匀，从而实现消耗气体动能，降低气体流速的效果，最终达到平稳补充气枕压力的效果，也使得增压气流吹向液体燃料液面时的冲击力会变得柔和，根据以往经验可知，当出口速度低于10m/s时，液面总是稳定的[6]，所以，利用所设计的结构可以实现防止增压气体冲击液面，造成液体飞溅。另外，从出口的流速分布来看，增压气体有明显倾斜向上流动的趋势，这对防止冲击液面也是有利的。

对原直筒筛结构进行了形状和尺寸上的优化，在其内部增加球筛的结构形式，加装的球筛结构使入口射流在12mm的距离内分散开，将增压气体分为两部分。一部分透过球筛仍按原来的方向流动，但流速有所降低；另一部分沿着壁面在球筛内回流，从筛孔均匀流出，最终增压气体经过筛筒孔板的二次过滤后从筛壁流出。优化后的结构对增压气体的流动的引导和耗散作用，使增压气体在气枕内的分布更加均匀，流动速度更加平缓。由表2中的结果可知，优化后的结构扩容了1.25倍，以压力损失增大408.1Pa为代价，使减速效率由89.89%提高到了97.29%，出口平均流动速度由7.54m/s降低到2.17m/s。

为了观察增压气体流出消能器后的衰减情况，在x=0的平截面上建立横向特征线和纵向特征线，横向特征线距离消能器底部分别为5mm,15mm，25mm；纵向特征线距离筛筒侧壁分别5mm，15mm,25mm。由于消能器结构基本对称，流场分布也基本对称，因此特征线上的速度分布就可以反映流场其它同等位置的流场分布，如图9所示。

图9 消能器结构特征线速度分布

从结果来看，随着离开消能器底面的距离增大，吹击液面方向的平均流速逐渐降低，速度分布也趋于均匀，对于优化前的筛筒型消能器，在其下方25mm位置处，气体流速处于0.2m/s到0.3m/s的范围内。对于优化后的消能器结构，其下方25mm位置处，气流速度处于0.01m/s到0.02m/s之间。由此可见，优化结构可将增压气体的冲击动量降低一级数量级。

流出消能器后5mm的距离以内，气流分布是不均匀的，这是因为筛筒型消能器采用孔板侧壁结构，增压气体流出时速度大小、方向都会发生较大变化，在壁面附近会形成许多小湍涡，流速分布杂乱无规律。之后，气流在空间充足的气枕中自由流动，其流速逐渐趋于稳定均匀。对于优化前的结构，离开侧壁25mm的距离后，气流最大流速低于2.5m/s，筛筒上方流动较剧烈，下方较平和，再结合速度矢量分布可看出，其筛筒上方存在气流反吹贮箱顶壁的现象，因此，在出口流动速度较大的情况下，这会存在一定的不安全隐患。优化后的消能器结构，在增压气体离开其侧壁面25mm后，速度分布平缓，大小低于0.1m/s，这对于平滑补充气枕压力，降低增压气体对气枕和燃料液面的扰动都能起到积极的作用。

4 结论

本文设计并优化了上面级贮箱消能器结构，通过模拟上面级贮箱消能器的流场，得出了增压气体在气枕内的流动情况，并对消能器对增压气体的耗散和控制作用进行了分析。

（1）球筛型消能器的设计改变了增压气体入射方向，降低了增压气体的流速，使增压气体均匀平缓地进入气枕，从而避免高速入射气流直吹液面造成液体飞溅，进而防止低温液体与气枕中高温气体直接交换能量引起气枕压力不足。

（2）球筛型消能器减速效率高达97.29%，与之前的结构相比在减速性能上提高了71.22%，使增压气体进入气枕的均匀性和平滑性进一步得到了提高，消除了气流反吹贮箱顶壁的问题，对维持气枕平衡稳定具有更好的效果。

（3）所设计的新型贮箱增压气体消能器，其模型结构及仿真计算结果可以为工程应用、实验及同类产品结构设计提供指导和借鉴。

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Optimum Design of Ball Screen Damper in Cryogenic Tank

LI Ke-cheng1XU Xin-sheng1MA Yun-long2WU Hui-qiang2WU Zhan-jun1

(1 Dalian University of Technology，Dalian 116024, China；2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

Aim at working environment and requirements of deceleration-pressurization for an aircraft, ball screen damper in cryogenic tank is designed and optimized. Firstly the deceleration process of high-speed gas in dampers is theoretical analysis in this paper.The theoretical analysis to guide the process of the finite element modeling method, the reliability of the simulation analysis methodverified by experiment. According to the experience of simulation analysis and experimental research, the optimal design scheme is put forward.The final results show that the optimized damper in this paper can improve the deceleration efficiency on the premise of satisfying the space requirements of the cryogenic tank.

optimum design; ball screen; rocket tank; damper

TH137.8

A

1006-3919(2020)02-0013-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2020.02.002

2019-10-21；

2020-01-07

国家重点研发计划：（2018YFA0702800），国家自然科学基金（51805068）

李克诚（1988－），男，博士研究生，研究方向：火箭推进剂贮箱结构分析与设计；（116024）大连理工大学航空航天学院.