飛行器用液氫貯箱低溫推進(jìn)劑晃動(dòng)熱力學(xué)響應(yīng)分析

李 文,陳叔平,趙高逸,謝高峰

(1.蘭州理工大學(xué)石油化工學(xué)院,蘭州 730050; 2.北京航天發(fā)射技術(shù)研究所,北京 100076)

1 引言

隨著航空、航天技術(shù)的快速發(fā)展,飛行器的探測(cè)范圍和續(xù)航時(shí)間明顯增加,飛行器所攜帶液體推進(jìn)劑的比重不斷增大,飛行器在姿態(tài)調(diào)整過程中貯箱內(nèi)推進(jìn)劑發(fā)生劇烈晃動(dòng),即充液容器在外部激勵(lì)作用下自由界面波動(dòng)或容器強(qiáng)制運(yùn)動(dòng)所引起的流體整體運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象[1-2]。而低溫推進(jìn)劑密度大、粘度小,外部微小振動(dòng)或晃動(dòng)激勵(lì)即可引起罐內(nèi)流體大幅非線性晃動(dòng),嚴(yán)重威脅飛行器系統(tǒng)穩(wěn)定性和結(jié)構(gòu)安全性,且該現(xiàn)象自20 世紀(jì)五六十年代就已引起國(guó)內(nèi)外研究人員的廣泛關(guān)注[3-5]。

在一定漏熱環(huán)境下,外界擾動(dòng)所產(chǎn)生的低溫推進(jìn)劑晃動(dòng)不僅會(huì)對(duì)貯箱產(chǎn)生附加力矩,還將引發(fā)貯箱內(nèi)氣液相間熱力學(xué)不平衡等現(xiàn)象。劉展等[6-7]針對(duì)非等溫貯箱晃動(dòng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了分析。Isaacson 等[8]針對(duì)圓柱形貯箱作簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)和不規(guī)則運(yùn)動(dòng)時(shí)的液體晃動(dòng)特性,定性分析了外部激勵(lì)與自由液面波形的關(guān)系。Ludwig 等[9]在圓柱形貯箱中用液氮進(jìn)行了實(shí)驗(yàn),根據(jù)不同的晃動(dòng)試驗(yàn),建立了Nusselt 數(shù)和Reynolds 數(shù),以反映箱體壓降與晃動(dòng)特性之間的關(guān)系。Das 等[10]采用FC-72 與HFE7000 為工質(zhì),實(shí)驗(yàn)研究了在穩(wěn)定區(qū)以及非穩(wěn)定區(qū),軸向激勵(lì)對(duì)箱體熱力特性的影響,研究指出,箱體壓力變化與外部激勵(lì)大小有直接關(guān)系。Kassemi 等[11]采用數(shù)值模擬分析橫向加速度引起的晃動(dòng)對(duì)貯箱傳熱和壓降的影響。Montsarrat[12]以儲(chǔ)罐壓降為重點(diǎn),預(yù)測(cè)了液氫貯箱中的晃動(dòng)熱力學(xué)性能。李培昌等[13]研究發(fā)現(xiàn)貯箱內(nèi)氣液界面在晃動(dòng)激勵(lì)作用下被擾動(dòng),導(dǎo)致氣相冷凝增加,貯箱內(nèi)壓力迅速降低等現(xiàn)象。Berglund 等[14]對(duì)液氫貯箱的相關(guān)預(yù)測(cè)表明,液氫可能被注入排氣口和泄放系統(tǒng),導(dǎo)致推力不平衡和控制失效。2020年12月9日,Space X 對(duì)星艦運(yùn)載器一枚原型試驗(yàn)箭進(jìn)行了首次高空飛行測(cè)試。但在著陸過程中,由于頭部燃料貯箱壓力過低,導(dǎo)致著陸速度過快,飛船發(fā)生爆炸[15]。因此,為保證低溫貯箱的安全運(yùn)行,有必要對(duì)飛行器用貯箱內(nèi)液氫晃動(dòng)熱力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行深入研究。

本文針對(duì)飛行器用160 L 高真空多層絕熱液氫貯箱,數(shù)值模擬研究不同的晃動(dòng)激勵(lì)、初始液體溫度和初始充滿率下的晃動(dòng)熱力學(xué)特性,旨在為飛行器用低溫液氫貯箱防晃設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供技術(shù)參考。

2 計(jì)算模型

2.1 VOF 模型

液體晃動(dòng)過程中,液氫的流動(dòng)是一個(gè)自由界面運(yùn)動(dòng)的問題,且液氫貯箱內(nèi)始終存在氣液界面,本文采用流體體積方法(Volume of Fluid,VOF)模型捕捉對(duì)相界面進(jìn)行追蹤。VOF 方法是一種在固定的歐拉網(wǎng)格下的表面追蹤方法,其根據(jù)相份額φq的值來確定自由界面,如式(1)所示:

界面質(zhì)量、動(dòng)量以及能量平衡通過加載到離散項(xiàng)中的源項(xiàng)實(shí)現(xiàn),用于求解該過程的控制方程。連續(xù)性方程如式(2)所示:

式中:ρ為密度,ui為平均速度矢量,Sm為源項(xiàng)。

動(dòng)量方程如式(3)所示:

式中,ρ為密度;P為靜壓;τij為應(yīng)力張量;gi和Fi分別為i 方向上的重力體積力和外部體積力,Fi包含其他模型相關(guān)源項(xiàng)。應(yīng)力張量由式(4)給出:

式中,τij為應(yīng)力張量;μ為動(dòng)力粘度;ui、uj分別為i、j 方向上的平均速度矢量。

能量方程如式(5)所示:

式中,ρ為密度;u為流體速度;T為溫度;cp為比熱容;k為流體換熱系數(shù);gradT為溫度梯度,用來表示溫度的變化率;Sh為流體的內(nèi)熱源及由于粘性作用流體機(jī)械能轉(zhuǎn)換為熱能的部分,簡(jiǎn)稱粘性耗散項(xiàng)。

在外部漏熱作用下,氣液界面會(huì)發(fā)生傳熱傳質(zhì)過程。相變模型采用Lee 模型,該模型假設(shè)界面相變發(fā)生在恒壓和準(zhǔn)熱平衡狀態(tài)下,如式(6)所示:

式中:Sm為質(zhì)量能量源項(xiàng);rl、rv分別為液相、氣相的氣化潛熱;αl、αv為液相、氣相所占相份額;Tl、Tv為液相、氣相溫度;Tsat為飽和溫度。

2.2 數(shù)值模型

研究所用液氫貯箱為球形貯箱,主要由內(nèi)容器和外殼組成。因內(nèi)容器中液體晃動(dòng)是本文重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容,為簡(jiǎn)化問題,僅針對(duì)內(nèi)容器建模。圖1 展示了本文所研究液氫貯箱,其內(nèi)容器直徑為700 mm,壁厚為2 mm,罐壁材料為5083 鋁合金。貯箱外部環(huán)境溫度為293 K,與低溫流體間存在較大溫差,部分環(huán)境漏熱q將滲入低溫貯箱。為研究貯箱內(nèi)流體晃動(dòng)問題,對(duì)貯箱施加水平晃動(dòng)激勵(lì),并在箱體內(nèi)部氣相區(qū)設(shè)有壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)以研究貯箱內(nèi)流體動(dòng)力特性,具體如圖1 所示。為節(jié)省計(jì)算資源,采用二維模型計(jì)算求解。

圖1 低溫液氫貯箱內(nèi)罐示意圖Fig.1 Schematic diagram of the inner tank of a cryogenic liquid hydrogen tank

2.3 網(wǎng)格劃分

采用ANSYS 自帶前處理軟件Meshing 對(duì)液氫貯箱進(jìn)行網(wǎng)格劃分。計(jì)算采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,近壁處進(jìn)行加密處理,網(wǎng)格模型及網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證如圖2 所示。飛行器機(jī)動(dòng)過程中晃動(dòng)激勵(lì)為0.11 m/s 時(shí),選擇了3 種不同數(shù)量(70 967、115 489 與173 892)的計(jì)算網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證。對(duì)比不同計(jì)算網(wǎng)格下的晃動(dòng)力變化可知,3種計(jì)算網(wǎng)格下箱體所受晃動(dòng)力幾乎完全重合,晃動(dòng)力波動(dòng)趨勢(shì)存在微小差異,表明網(wǎng)格數(shù)量對(duì)箱體所受晃動(dòng)力的影響較小。因此,為減少計(jì)算資源并提高計(jì)算精度,選擇數(shù)目為115 489 的網(wǎng)格進(jìn)行后續(xù)數(shù)值模擬研究[16]。

圖2 網(wǎng)格模型及無關(guān)性驗(yàn)證Fig.2 Grid model and grid independence verification

2.4 初始條件

Agui 和Arndt 等[17-18]針對(duì)低溫杜瓦內(nèi)所做實(shí)驗(yàn)和數(shù)值結(jié)果表明,貯箱內(nèi)的實(shí)際溫度分布呈熱分層狀態(tài),即氣液相間無溫度階躍。為保證貯箱發(fā)射前氣液相間溫度良好的過渡,液相初始溫度為20.0 K,在同一初始充滿率不同晃動(dòng)激勵(lì)、不同初始液體溫度及不同初始充滿率下的氣枕區(qū)域從界面處(20.0～21.5 K)到貯箱頂部(25 K)采用線性溫度分布如圖3 所示。罐內(nèi)初始充滿率50%,即液位高度 350 mm,初始?xì)庹韷毫?.15 MPa。

圖3 液氫貯箱內(nèi)初始溫度分布Fig.3 Initial temperature distribution in the liquid hydrogen tank

2.5 邊界條件

2.5.1 晃動(dòng)激勵(lì)

為模擬飛行器用液氫貯箱晃動(dòng),選擇不同頻率不同振幅的簡(jiǎn)諧激勵(lì)作為動(dòng)量源項(xiàng)添加到計(jì)算模型中。相應(yīng)的簡(jiǎn)諧波動(dòng)方程如式(7)所示:

式中,A為橫向激勵(lì)振幅,本文所取振幅分別為0.018 m、0.036 m、0.071 m;激勵(lì)頻率f=1.0 Hz;t為時(shí)間,計(jì)算步長(zhǎng)為0.001 s。

貯箱與飛行器具有相同的飛行速度,可對(duì)貯箱壁面施加飛行器運(yùn)行的速度邊界條件(后文簡(jiǎn)稱晃動(dòng)激勵(lì)),以模擬貯箱內(nèi)部的液氫晃動(dòng),模擬設(shè)置中,在x軸方向(如圖1 所示)對(duì)貯箱罐壁施加如下速度晃動(dòng)激勵(lì),作用時(shí)間為2.5 s。

相應(yīng)的速度晃動(dòng)激勵(lì)如式(8)所示:

式中,v為速度激勵(lì),通過位移激勵(lì)x求導(dǎo)得到,表示為x＇。

為實(shí)現(xiàn)液氫貯箱所受到的簡(jiǎn)諧激勵(lì),本文通過編寫用戶自定義函數(shù)(User Defined Function,UDF)并結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)對(duì)氣液界面波動(dòng)過程進(jìn)行有效預(yù)測(cè)。

2.5.2 漏熱熱流密度

外界熱流量進(jìn)入貯箱的途徑,主要包括通過絕熱層、管路及玻璃鋼支撐結(jié)構(gòu)的漏熱量。

通過絕熱層的漏熱量如式(9)所示:

式中,λMLI取0.000 22 W(m·K)為高真空多層絕熱表觀導(dǎo)熱系數(shù),MLI 表示多層絕熱,A為絕熱層表面積,Ta取293 K,Td取20 K 分別為環(huán)境溫度及介質(zhì)溫度,通過絕熱層漏熱量為3.66 W。

通過氣相管的漏熱量如式(10)所示:

式中,λ為5083 鋁無縫管熱導(dǎo)率,單位W/(m·K);Fe為氣相管的換熱面積,單位m2;Le為氣相管的管長(zhǎng),單位m;Ta、Td分別為環(huán)境溫度和介質(zhì)溫度,單位K。

通過液相管的漏熱量如式(11)所示:

通過管路的綜合漏熱量為2.30 W,如式(12)所示:

通過玻璃鋼支撐結(jié)構(gòu)的綜合漏熱量如式(13)所示:

式中,n為支撐結(jié)構(gòu)數(shù)量;λs為玻璃鋼熱導(dǎo)率,單位W(m·K);A為玻璃鋼橫截面積,單位m2;L為玻璃鋼長(zhǎng)度,單位m;Ta、Td分別為環(huán)境溫度和介質(zhì)溫度,單位K。通過玻璃鋼支撐的綜合漏熱量為2.25 W。

通過絕熱層、管路和玻璃鋼支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)入液氫貯箱的總漏熱量如式(14)所示:

式中,Q為液氫貯箱總漏熱量,8.21 W。通過內(nèi)容器壁面的漏熱熱流密度:

式中,為內(nèi)容器外表面的面積,1.56 m2。

數(shù)值模擬中,對(duì)漏熱熱流做時(shí)均化處理,均視為第二類邊界條件,其值為5.26 W/m2。

2.6 求解設(shè)置

采用Fluent 雙精度求解器對(duì)液氫儲(chǔ)罐內(nèi)液氫晃動(dòng)的熱力耦合特性進(jìn)行瞬態(tài)數(shù)值模擬。貯箱內(nèi)氣枕空間增壓氣體為氫氣,計(jì)算工質(zhì)為液氫。氫氣采用理想氣體模型,液氫密度采用Boussinesq假設(shè),運(yùn)動(dòng)粘度等參數(shù)均參考物性軟件NIST。參量的離散格式設(shè)置如表1 所示。

表1 離散格式Table 1 Discretization scheme

2.7 數(shù)值模型驗(yàn)證

由于液氮在物理性質(zhì)上與液氫最為接近,而流體的晃動(dòng)與運(yùn)動(dòng)粘度直接相關(guān),液氮與液氫的運(yùn)動(dòng)粘度較為接近,標(biāo)況下二者比值如式(16)所示:

式中,υLN2為液氮運(yùn)動(dòng)黏度,υLH2為液氫運(yùn)動(dòng)黏度。

采用軟件ANSYS Fluent 19.0 模擬Lacapere[19]和Agui 等[17]針對(duì)立式低溫恒溫器所進(jìn)行的液氮晃動(dòng)實(shí)驗(yàn),以驗(yàn)證本文所構(gòu)建數(shù)值模型的有效性和準(zhǔn)確性。模擬過程中的初始條件和邊界條件與實(shí)驗(yàn)保持一致,計(jì)算處理與設(shè)置與本文所構(gòu)建模型相一致。獲得了低溫恒溫器內(nèi)氣枕壓力值。因液氮晃動(dòng)實(shí)驗(yàn)過程重點(diǎn)關(guān)注低溫恒溫器內(nèi)部壓力變化,此處選取實(shí)驗(yàn)值與模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,兩者之間的相對(duì)誤差如圖4 所示。

圖4 實(shí)驗(yàn)值與模擬值間的相對(duì)誤差Fig.4 Relative error between the experimental value and the simulated value

由圖4 可知,氣枕壓力降幅高于實(shí)驗(yàn),原因在于數(shù)值模擬未考慮氣液界面附近的液相熱分層。在40 s 的數(shù)值計(jì)算過程中,除前9 s 和后3 s 的模擬值與實(shí)驗(yàn)值存在較大偏差(最大為18%)外,其余時(shí)間兩者誤差均小于5%。結(jié)果表明,本文所構(gòu)建的數(shù)值模型可用于運(yùn)載飛行器用液氫貯箱內(nèi)液氫晃動(dòng)熱力學(xué)響應(yīng)的研究。

3 結(jié)果與討論

3.1 不同晃動(dòng)激勵(lì)下晃動(dòng)熱力性能

為研究不同晃動(dòng)激勵(lì)對(duì)飛行器用液氫貯箱內(nèi)熱力學(xué)性能的影響,比較了晃動(dòng)激勵(lì)為0.00 m/s,0.11 m/s,0.22 m/s,0.44 m/s 時(shí)液氫貯箱內(nèi)氣枕壓力的變化情況,氣枕壓力變化曲線及貯箱溫度場(chǎng)分布分別如圖5 和圖6 所示。

圖5 氣相測(cè)點(diǎn)Pv 處壓力變化曲線Fig.5 Pressure change curve at the gas phase measurement point Pv

由圖5 可知,當(dāng)施加不同晃動(dòng)激勵(lì)時(shí),貯箱氣枕壓力并未立即迅速降低,隨晃動(dòng)激勵(lì)的擾動(dòng),破壞了貯箱內(nèi)熱力學(xué)平衡。①當(dāng)晃動(dòng)激勵(lì)為0 m/s時(shí),因環(huán)境熱量漏入罐中,氣枕壓力出現(xiàn)先降后升的趨勢(shì),最大壓降2 Pa,最大壓升15.4 Pa。②當(dāng)晃動(dòng)激勵(lì)為0.11 m/s 時(shí),在2.5 s 的數(shù)值模擬過程中,氣液界面附近的兩相流只出現(xiàn)了小幅晃動(dòng),壓力曲線呈現(xiàn)出小振幅的線性響應(yīng),最大壓降120.3 Pa。③當(dāng)晃動(dòng)激勵(lì)為0.22 m/s 時(shí),貯箱內(nèi)液體表現(xiàn)出較強(qiáng)的非線性響應(yīng)。結(jié)合溫度云圖6(c)可知,1.6 s 時(shí)液體以剪切流的形式到達(dá)氣枕空間,同時(shí)由于外界晃動(dòng)激勵(lì)的作用,貯箱內(nèi)流體往復(fù)運(yùn)動(dòng),致使剪切流發(fā)生波浪破碎,產(chǎn)生大量飛濺液滴,氣枕壓力出現(xiàn)大幅下降的拐點(diǎn),直至壓降速率達(dá)到最大后,貯箱內(nèi)被擾動(dòng)的熱力學(xué)狀態(tài)重新達(dá)到平衡,最大壓降為6084.5 Pa。④當(dāng)晃動(dòng)激勵(lì)為0.44 m/s 時(shí),壓力曲線表現(xiàn)出高振幅的非線性響應(yīng)。前1.1 s 氣枕壓力線性降低,1.3 s 后,液體波浪到達(dá)氣枕空間,并夾帶大量過熱氣體。相比0.22 m/s 而言,液體到達(dá)氣枕空間后產(chǎn)生更多量的飛濺液滴,導(dǎo)致氣、液相間接觸面積急劇增大,在增強(qiáng)氣、液兩相間換熱的同時(shí)伴隨著相變傳質(zhì),導(dǎo)致氣枕壓力大幅降低,氣枕空間最大壓降9158.3 Pa。

圖6 不同晃動(dòng)激勵(lì)下溫度場(chǎng)分布云圖Fig.6 Temperature contour under different sloshing excitations

總之,氣枕壓力隨晃動(dòng)的進(jìn)行持續(xù)降低,且晃動(dòng)激勵(lì)越大氣枕壓力降幅越大,晃動(dòng)激勵(lì)為0.11、0.22、0.44 m/s 時(shí)的氣枕壓降分別為120.3、6084.5、9158.3 Pa。

由圖7 可知不同晃動(dòng)激勵(lì)下氣液界面處測(cè)點(diǎn)Ti處溫度隨時(shí)間的變化規(guī)律。在未施加晃動(dòng)激勵(lì)時(shí),測(cè)點(diǎn)溫度微幅波動(dòng)升高,最大增幅為0.05 K;晃動(dòng)激勵(lì)為0.11 m/s 時(shí),測(cè)點(diǎn)溫度小幅波動(dòng)升高,最大增幅為0.315 K;晃動(dòng)激勵(lì)為0.22 m/s 時(shí),在2.08 s 之前,測(cè)點(diǎn)溫度波動(dòng)升高,最大增幅為1.809 K,在2.08 s 后,受流動(dòng)粘性及阻尼運(yùn)動(dòng)的影響,測(cè)點(diǎn)溫度隨時(shí)間波動(dòng)降低。晃動(dòng)激勵(lì)為0.44 m/s 時(shí),與晃動(dòng)激勵(lì)為0.22 m/s時(shí)測(cè)點(diǎn)溫度的波動(dòng)變化趨勢(shì)相似,在1.91 s 之前,測(cè)點(diǎn)溫度波動(dòng)升高,最大增幅為1.392 K;隨后受流體粘性及阻尼運(yùn)動(dòng)的影響,測(cè)點(diǎn)處溫度波幅逐漸減小。

圖7 不同晃動(dòng)激勵(lì)下氣液界面測(cè)點(diǎn)Ti 溫度變化Fig.7 Temperature change at point Ti of gas-liquid interface under different sloshing excitations

由以上分析可知,在2.5 s 的數(shù)值計(jì)算時(shí)間內(nèi),不同晃動(dòng)激勵(lì)下氣液界面處測(cè)點(diǎn)Ti處的溫度隨時(shí)間波動(dòng)增大,且晃動(dòng)激勵(lì)越大,波動(dòng)越劇烈。原因在于當(dāng)施加不同晃動(dòng)激勵(lì)時(shí),貯箱軸對(duì)稱上的測(cè)點(diǎn)受氣相傳熱及壁面自然對(duì)流作用,被加熱液體會(huì)向氣液界面處流動(dòng)積聚,因此,氣液界面處測(cè)點(diǎn)溫度隨時(shí)間波動(dòng)升高。

3.2 不同初始液體溫度下氣枕壓力變化

當(dāng)初始?xì)庹韷毫?50 kPa 時(shí),液氫的飽和溫度為21.77 K,選擇3 種初始液體溫度分別為20.0、21.0、21.5 K,其值均小于液氫的飽和溫度,即該溫度下的液相皆處于過冷狀態(tài)。

晃動(dòng)激勵(lì)為0.22 m/s、初始充滿率為50%和初始液體溫度分別為20.0、21.0、21.5 K 時(shí)氣相測(cè)點(diǎn)Pv的氣枕壓力變化如圖8 所示。

圖8 不同初始液體溫度下氣相測(cè)點(diǎn)Pv 處壓力變化Fig.8 Pressure changes at the gas phase measurement point Pv under different initial liquid temperatures

由圖8 可知,在過冷液體冷凝下,前1.5 s 不同初始液體溫度下的氣枕壓力隨時(shí)間線性降低,1.5 s 后剪切流到達(dá)氣枕空間,增大了氣液相間接觸面積。此外,對(duì)液氫而言,初始液體溫度越低,過冷度越大,當(dāng)晃動(dòng)激勵(lì)作用于罐壁,使得氣液相間接觸面積增大時(shí),氣枕空間過熱氣相被初始液體溫度較低的液氫極大冷凝,致使氣枕空間發(fā)生更大壓降。因此,氣枕壓降隨初始液體溫度的降低而增大。當(dāng)初始液體溫度從20.0 K 升高到21.5 K 時(shí),測(cè)點(diǎn)處的最終氣枕壓力值分別為143 921、144 752、146 098 kPa,相對(duì)應(yīng)的壓降分別為6079、5248 和3902 Pa。

3.3 不同初始充滿率下氣枕壓力變化

為探究晃動(dòng)激勵(lì)為0.22 m/s、初始液體溫度為20.0 K 和初始充滿率分別為30%、40%、50%、60%、70%下的晃動(dòng)熱力性能,在罐體對(duì)稱軸上設(shè)置了氣相測(cè)點(diǎn)Pv(0,600)。該測(cè)點(diǎn)在不同初始充滿率、同一晃動(dòng)激勵(lì)下的氣枕壓力變化曲線如圖9 所示。

圖9 不同初始充滿率下氣相測(cè)點(diǎn)Pv 處壓力變化Fig.9 Pressure changes at the gas phase measurement point Pv under different initial full rates

由圖9 可知,不同初始充滿率下氣枕壓力不斷降低,且初始充滿率越高,過冷液體中貯存了更多的冷量,氣枕壓力降幅越大。隨著初始充滿率從30%增加到70%,氣枕壓力從150 kPa 下降到148 095、146 242、143 915、143 523.83 和141 661 kPa,相應(yīng)的壓降分別為1905、3758、6085、6476 和8339 kPa。

4 結(jié)論

采用CFD 技術(shù)數(shù)值模擬研究了外部晃動(dòng)激勵(lì)下飛行器用液氫貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑晃動(dòng)熱力學(xué)響應(yīng)分析,結(jié)論如下:

1)晃動(dòng)增強(qiáng)了過熱氫氣對(duì)過冷液體和罐壁的傳熱,晃動(dòng)激勵(lì)越大,氣枕空間壓降越大。

2)初始液氫溫度對(duì)氣枕壓力有較大影響,氣枕壓降隨初始液體溫度的降低而增大。

3)初始充滿率越高,過冷液體中貯存的冷量越大,氣枕壓力對(duì)界面的冷凝更敏感,氣枕壓降越大。

4)貯箱內(nèi)壓降受晃動(dòng)激勵(lì)、初始液氫溫度及初始充滿率的影響,其中外部晃動(dòng)激勵(lì)極大的擾動(dòng)了液氫貯箱內(nèi)氣液界面處的熱力學(xué)平衡,導(dǎo)致貯箱氣枕壓力大幅降低,影響飛行器的穩(wěn)定運(yùn)行。因此,亟需采取合理的增壓或防晃措施來維持貯箱壓力的穩(wěn)定性,為飛行器的安全運(yùn)行提供保障。