氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流干擾試驗(yàn)研究

吳靖， 蔡國(guó)飆， 賀碧蛟

(1. 福州大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院, 福州 350116； 2. 北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院, 北京 100083)

航天器在執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，往往需要使用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作提供更大推力或?qū)崿F(xiàn)復(fù)雜機(jī)動(dòng)，例如高空火箭配備的發(fā)動(dòng)機(jī)組、衛(wèi)星平臺(tái)的推力器陣列等。距離不太遠(yuǎn)的多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作時(shí)產(chǎn)生的多股羽流在膨脹過(guò)程中發(fā)生氣體相互碰撞、流場(chǎng)形態(tài)改變、氣流參數(shù)變化的現(xiàn)象，稱為羽流干擾(或羽流相互作用)。羽流干擾會(huì)造成羽流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化，可能導(dǎo)致羽流氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱及污染效應(yīng)增強(qiáng)，影響航天器正常工作，帶來(lái)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度或熱防護(hù)方面的風(fēng)險(xiǎn)。因此，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)工作時(shí)的羽流干擾效應(yīng)進(jìn)行評(píng)估。

研究羽流效應(yīng)的基礎(chǔ)是要對(duì)羽流形成的流場(chǎng)有充分的認(rèn)識(shí)。一般來(lái)說(shuō)，羽流干擾形成的流場(chǎng)參數(shù)不能用各發(fā)動(dòng)機(jī)羽流的流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行線性疊加，流場(chǎng)中膨脹波束和壓縮波束(或激波)的交匯和疊加導(dǎo)致了較為復(fù)雜的流動(dòng)特性[1-3]。

在已有的羽流干擾研究中，研究對(duì)象主要以衛(wèi)星平臺(tái)上的小推力發(fā)動(dòng)機(jī)或以中性氣體為工質(zhì)的模擬推力器產(chǎn)生的羽流，發(fā)動(dòng)機(jī)或推力器的流量較小、間距較大(一般大于5倍噴管出口直徑)，羽流干擾區(qū)域距發(fā)動(dòng)機(jī)較遠(yuǎn)，處于流場(chǎng)遠(yuǎn)場(chǎng)。研究手段以數(shù)值模擬為主[4-6]，試驗(yàn)研究由于受到真空設(shè)備抽氣能力的限制，只進(jìn)行了以中性氣體(如N2、Ar、CO2等)為工質(zhì)的羽流流場(chǎng)參數(shù)測(cè)量[7-12]，未見(jiàn)到以真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒氣體進(jìn)行羽流干擾試驗(yàn)的相關(guān)文獻(xiàn)。

本文基于以CZ-5二級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)為原型設(shè)計(jì)的60 N氫氧模擬發(fā)動(dòng)機(jī)[13]，開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)羽流和雙機(jī)干擾羽流流場(chǎng)的試驗(yàn)研究，測(cè)量流場(chǎng)壓力，對(duì)雙機(jī)羽流干擾造成的流場(chǎng)增強(qiáng)效應(yīng)進(jìn)行分析。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 真空羽流效應(yīng)試驗(yàn)系統(tǒng)

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流流場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)真空羽流效應(yīng)試驗(yàn)系統(tǒng)(PES)[14-16]中進(jìn)行。PES真空艙(如圖1所示)為外徑5.2 m、長(zhǎng)度12.6 m的臥式圓柱形316 L不銹鋼筒體，兩端為標(biāo)準(zhǔn)橢圓形封頭。真空獲取系統(tǒng)包括外置式真空抽氣系統(tǒng)及內(nèi)置式低溫吸附系統(tǒng)。其中外置式真空抽氣系統(tǒng)包括螺桿泵、羅茨泵、分子泵及低溫泵。內(nèi)置式低溫吸附系統(tǒng)為雙層通過(guò)液氮制冷的熱沉。有效試驗(yàn)空間為φ4.2 m×9.9 m，系統(tǒng)抽速可達(dá)到106L/s，極限真空度可達(dá)到10-4Pa。真空艙內(nèi)背景真空度通過(guò)置于艙壁上的皮拉尼真空計(jì)和熱陰極電離真空計(jì)進(jìn)行監(jiān)測(cè)。

圖1 PES真空艙Fig.1 Vacuum chamber of PES

1.2 氫氧模擬發(fā)動(dòng)機(jī)

氫氧模擬發(fā)動(dòng)機(jī)與CZ-5二級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)具有相同工質(zhì)、相同混合比及等比例的噴管型面[13]，推力為60 N，混合比為6.43，燃燒室壓力為0.6 MPa，噴管出口直徑為71.6 mm，擴(kuò)張比為80，縮放系數(shù)為1∶14.7。結(jié)構(gòu)如圖2所示。

1.3 流場(chǎng)壓力測(cè)量裝置

為了在一次點(diǎn)火過(guò)程中獲得更多的壓力數(shù)據(jù)，采用總壓皮托管陣列進(jìn)行羽流流場(chǎng)壓力的測(cè)量，皮托管陣列及微差壓傳感器示意圖如圖3所示。皮托管陣列由15根相同的總壓皮托管組成，皮托管材料為304不銹鋼，外徑為5.0 mm，內(nèi)徑為3.8 mm。皮托管互相平行且入口保持平齊，兩兩間距20 mm。傳感器輸出測(cè)量端和參考端的壓力差，即皮托管入口的激波后總壓[17]。

圖3 皮托管陣列及微差壓傳感器示意圖Fig.3 Schematic of pitot tube array and differential pressure transducer

2 試驗(yàn)流程

發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)工作時(shí)，另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的存在對(duì)羽流主流區(qū)造成的影響可忽略不計(jì)，故設(shè)計(jì)統(tǒng)一的雙機(jī)安裝支架，一次安裝，單機(jī)、雙機(jī)試驗(yàn)在一次關(guān)艙試驗(yàn)中完成。

圖4為試驗(yàn)系統(tǒng)空間位置關(guān)系示意圖。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管出口中心相聚150 mm，軸線夾角為5°，位于同一水平面xOy上。單機(jī)和雙機(jī)羽流流場(chǎng)試驗(yàn)采用同一坐標(biāo)系，即以1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口中心為坐標(biāo)原點(diǎn)O，以1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線為x軸，以1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口遠(yuǎn)離2號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的半徑方向?yàn)閥軸。單機(jī)試驗(yàn)為1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)工作，雙機(jī)試驗(yàn)為兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作。皮托管陣列移動(dòng)范圍距發(fā)動(dòng)機(jī)出口平面140～600 mm，在同一位置分別測(cè)量單機(jī)和雙機(jī)工作時(shí)羽流流場(chǎng)壓力，可對(duì)雙機(jī)工作時(shí)的羽流干擾效應(yīng)進(jìn)行分析。

圖4 試驗(yàn)系統(tǒng)空間位置關(guān)系Fig.4 Spatial relation of experimental system

氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)大氣條件下單機(jī)和雙機(jī)熱試車如圖5所示，燃燒室壓力及噴管出口火焰穩(wěn)定，證明發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常，燃燒狀態(tài)穩(wěn)定。進(jìn)行真空羽流流場(chǎng)測(cè)量時(shí)，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)采用重復(fù)脈沖工作方式，點(diǎn)火時(shí)間設(shè)置為300 ms，保證艙內(nèi)動(dòng)態(tài)真空度以維持相對(duì)穩(wěn)定的羽流流場(chǎng)形態(tài)，并保證燃燒室及噴管熱結(jié)構(gòu)安全。單機(jī)和雙機(jī)點(diǎn)火工作時(shí)的動(dòng)態(tài)真空度分別約為3 Pa和6 Pa。

圖5 大氣環(huán)境下氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)和雙機(jī)熱試車Fig.5 Hot firing tests of single and dual hydrogen/oxygen engine(s) in atmospheric environment

3 結(jié)果與分析

圖6和圖7分別為皮托管陣列測(cè)得的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)羽流和雙機(jī)干擾羽流的流場(chǎng)波后壓力云圖，云圖通過(guò)離散測(cè)點(diǎn)線性插值生成。

通過(guò)對(duì)比，可以明顯看出兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)中間的流場(chǎng)(y=140 mm附近)形成了一塊新的壓力較高的“羽流干擾區(qū)”，這是由于兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)各自產(chǎn)生的羽流在膨脹過(guò)程中發(fā)生相互作用，羽流氣體分子的碰撞在雙機(jī)中線附近產(chǎn)生了2束壓縮波，導(dǎo)致氣流速度降低而壓力升高。若把發(fā)動(dòng)機(jī)自身產(chǎn)生的羽流稱為“主流”，可以認(rèn)為主流在干擾區(qū)產(chǎn)生了一股新的羽流，稱為“干擾流”。干擾流向下游的膨脹速度比主流慢，使得在距發(fā)動(dòng)機(jī)出口相同距離的羽流遠(yuǎn)場(chǎng)位置，干擾流壓力高于主流壓力，因此形成了向下游突出的流場(chǎng)壓力圖像。

通過(guò)云圖的對(duì)比還可以看出，雙機(jī)工作時(shí)羽流干擾的范圍逐漸沿y方向擴(kuò)張，在x=600 mm處，羽流干擾范圍未超過(guò)1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線，因此1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線上半部分的流場(chǎng)未受到羽流干擾的影響，基本與單機(jī)工況流場(chǎng)相同。

圖8(a)～(f)分別為皮托管陣列入口距1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)出口140、166、240、350、450和600 mm時(shí)，在單機(jī)和雙機(jī)工況下測(cè)得的波后壓力對(duì)比。從圖中可以看出，單機(jī)羽流流場(chǎng)波后壓力顯示了較好的對(duì)稱性，沿y軸正方向，流場(chǎng)壓力總體上先增大后減小。當(dāng)x≥240 mm的工況開(kāi)始時(shí)，壓力最大值偏移了發(fā)動(dòng)機(jī)軸線，這是由于氣流經(jīng)鐘形噴管內(nèi)斂形的壁面產(chǎn)生了壓縮波束，壓縮波束向流場(chǎng)下游傳播的時(shí)候穿過(guò)了噴管軸線，導(dǎo)致該處壓力變大。隨著軸向距離x的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)軸線上的壓力迅速降低，而徑向上遠(yuǎn)離軸線的測(cè)點(diǎn)處的壓力逐漸升高，因此同一徑向上的壓力梯度變小，壓力散點(diǎn)顯示的形狀逐漸平緩，這是發(fā)動(dòng)機(jī)羽流向真空中膨脹的結(jié)果。

圖6 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)羽流流場(chǎng)波后壓力云圖Fig.6 Plume flow field contour of pressure behind shock wave for single hydrogen/oxygen engine

圖7 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)干擾羽流流場(chǎng)波后壓力云圖Fig.7 Interacted plume flow field contour of pressure behind shock wave for dual hydrogen/oxygen engines

圖8 不同軸向距離的單機(jī)和雙機(jī)羽流流場(chǎng)波后總壓對(duì)比Fig.8 Comparison of plume flow field’s total pressure behind shock wave between single engine and dual engines at different axial distances

通過(guò)圖8中單、雙機(jī)羽流流場(chǎng)波后總壓的對(duì)比可以明顯看出雙機(jī)羽流干擾對(duì)流場(chǎng)壓力的增強(qiáng)及其影響范圍。需要注意的是當(dāng)軸向距離較近時(shí)(x≤240 mm的工況)，雙機(jī)工況測(cè)量結(jié)果右端散點(diǎn)的壓力較高并不是羽流干擾的結(jié)果，而是因?yàn)闇y(cè)點(diǎn)位于2號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)羽流主流區(qū)內(nèi)。

由于羽流干擾發(fā)生在發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)對(duì)稱面附近，可以計(jì)算得到對(duì)應(yīng)不同軸向距離x的雙機(jī)對(duì)稱面的y坐標(biāo)，如表1所示，即代表該坐標(biāo)附近為不同軸向距離時(shí)羽流干擾發(fā)生的區(qū)域。將不同軸向距離x對(duì)應(yīng)的y坐標(biāo)與圖8對(duì)照，可以看出隨著軸向距離的增大，羽流干擾也逐漸增強(qiáng)，雙機(jī)工況壓力與單機(jī)工況壓力的比值增大，最高可以達(dá)到5倍以上。同時(shí)，羽流干擾的范圍也隨著軸向距離的增大而增大：當(dāng)x=140 mm，僅有y=80 mm這個(gè)測(cè)點(diǎn)位于羽流干擾區(qū)內(nèi)；而當(dāng)x=600 mm時(shí)，y≥60 mm的5個(gè)測(cè)點(diǎn)都位于羽流干擾區(qū)內(nèi)。

由圖8(e)和(f)可以看出，在羽流干擾區(qū)內(nèi)，位于雙機(jī)對(duì)稱面測(cè)點(diǎn)的壓力小于相鄰測(cè)點(diǎn)的壓力，這是由于羽流干擾的壓縮波束邊界偏離雙機(jī)對(duì)稱面，氣流受到壓縮波束作用壓力升高，越過(guò)壓縮波束后壓力降低，因此壓力最大值偏離對(duì)稱面(圖8(a)～(d)由于測(cè)點(diǎn)位置的問(wèn)題未能明顯看出)。

表1 不同軸向距離x對(duì)應(yīng)的雙機(jī)對(duì)稱面所在的y坐標(biāo)Table 1 y coordinate at symmetry plane of dual engines corresponding to different axial distances x mm

4 結(jié) 論

本文基于北京航空航天大學(xué)真空PES對(duì)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流干擾流場(chǎng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，利用皮托管陣列測(cè)量了氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)羽流和雙機(jī)干擾羽流的激波后總壓場(chǎng)，分析了羽流干擾對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的增強(qiáng)效應(yīng)，結(jié)論如下：

1) 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)羽流流場(chǎng)顯示了良好的對(duì)稱性，羽流在真空中迅速膨脹，壓力沿噴管軸線方向快速下降。隨著鐘形噴管內(nèi)斂型壁面產(chǎn)生的壓縮波束穿過(guò)噴管軸線，在流場(chǎng)下游的位置，同一徑向上的壓力最大值偏離噴管軸線。隨著軸向距離的增大，壓力最大值偏移距離隨之增大，同時(shí)壓力分布變得平緩。

2) 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)干擾羽流流場(chǎng)表明，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)羽流主流之間的區(qū)域發(fā)生了羽流干擾，形成了2束壓縮波，壓縮波間的區(qū)域構(gòu)成了羽流“干擾流”，干擾流的壓力受到明顯的增強(qiáng)，最高壓力可達(dá)到單機(jī)羽流在相同位置壓力的5倍以上。羽流干擾范圍隨著軸向距離的增大而增大，但在試驗(yàn)中未超過(guò)噴管軸線。隨著氣流穿過(guò)干擾流的壓縮波束邊界而到達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)對(duì)稱面，同一徑線方向干擾流最大壓力值的位置偏離對(duì)稱面。