火箭垂直回收中發(fā)動(dòng)機(jī)布局與噴流壁面效應(yīng)影響研究

林曉輝，秦 曈，杜 濤，鄧新宇，許常悅

(1.南京航空航天大學(xué)飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

火箭可重復(fù)使用技術(shù)是航天領(lǐng)域關(guān)注的焦點(diǎn)，而著陸時(shí)刻的特性又是人們重點(diǎn)研究的問題。2015年，SPACE-X公司成功發(fā)射了可重復(fù)使用火箭，進(jìn)一步推動(dòng)可重復(fù)使用火箭技術(shù)的研究熱度。Gutsche等[1]開展了超聲速和高超聲速減速推進(jìn)實(shí)驗(yàn)，基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，提出了與發(fā)動(dòng)機(jī)排氣相關(guān)的改進(jìn)相似參數(shù)，獲取了適用于超聲速減速推進(jìn)風(fēng)洞模型的通用標(biāo)度率。隨后，Marwege等[2]利用高超聲速風(fēng)洞對(duì)火箭推進(jìn)和著陸技術(shù)(RETALT)項(xiàng)目進(jìn)行了研究，結(jié)果表明在靜態(tài)流動(dòng)下發(fā)動(dòng)機(jī)中心噴管出口相對(duì)外側(cè)噴管的偏移量對(duì)推力系數(shù)的影響較小。Vos等[3]結(jié)合數(shù)值方法和實(shí)驗(yàn)方法對(duì)RETALT1重型火箭進(jìn)行了研究，結(jié)果表明火箭尾部弓形激波的位置受到高超聲速來流和發(fā)動(dòng)機(jī)射流的影響較為明顯。Charbonnier等[4]在對(duì)火箭氣動(dòng)舵面性能(Aerodynamic Control Surfaces，ACS)的研究中發(fā)現(xiàn)了平面翼相對(duì)“花瓣”翼和柵格翼在超聲速區(qū)域有更好的氣動(dòng)性能。Tsutsumi等[5]為了解第一級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)布局對(duì)發(fā)射臺(tái)內(nèi)部流場(chǎng)的影響，對(duì)H3運(yùn)載火箭進(jìn)行了數(shù)值分析，研究表明來自相鄰發(fā)動(dòng)機(jī)的射流在撞擊發(fā)射臺(tái)后導(dǎo)致上游方向的側(cè)向射流反轉(zhuǎn)。對(duì)固體火箭助推器布局的研究發(fā)現(xiàn)，固體火箭助推器的排氣射流與液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣射流互相干擾。Pu等[6]對(duì)火箭上升過程中羽流引起的反向流動(dòng)和回流及其對(duì)火箭噴管外壁面熱流的影響開展了研究，分析了氮?dú)鈬娚淇倝汉涂倻貙?duì)壁面熱流的影響，并揭示了其內(nèi)在機(jī)理。

火箭著陸和可回收技術(shù)具有重要意義，但目前仍存在著一些巨大的挑戰(zhàn)。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴燃?xì)鉀_擊壁面的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和超聲速?zèng)_擊射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)類似，從本質(zhì)上講這類問題的核心均為射流沖擊固定壁面[7-8]。火箭著陸過程中噴流沖擊壁面會(huì)導(dǎo)致復(fù)雜的湍流現(xiàn)象，激波、剪切層和邊界層存在強(qiáng)烈的相互作用，隨著著陸距離減小，這種湍流效應(yīng)更加明顯[9-10]。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口的超聲速射流往往伴隨著復(fù)雜的傳熱傳質(zhì)現(xiàn)象，很難直接開展實(shí)驗(yàn)進(jìn)行研究，因此目前以計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)方法研究偏多。求解這類問題常用的計(jì)算方法有大渦模擬(LES)方法和求解雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)方法。相比LES，RANS方法可以減少計(jì)算資源，并且獲得較為準(zhǔn)確的計(jì)算物理量。如Chin等[11]使用RANS方法和實(shí)驗(yàn)對(duì)入口馬赫數(shù)為1和2的超聲速噴管進(jìn)行了研究，結(jié)果表明在該工況下RANS方法可以準(zhǔn)確捕獲速度場(chǎng)和壓力場(chǎng)的信息，其研究還表明在低馬赫數(shù)下改變沖擊角度對(duì)沖擊射流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響較小。綜上，本文采用RANS方法進(jìn)行計(jì)算。

回顧已公開的文獻(xiàn)，相關(guān)研究人員主要關(guān)注了火箭著陸過程整機(jī)的氣動(dòng)性能和低馬赫數(shù)沖擊射流的流動(dòng)特性，對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管這類超聲速噴流問題研究較少，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的布局和噴流壁面效應(yīng)的研究更為少見。因此本文著重分析了火箭噴管的著陸距離和發(fā)動(dòng)機(jī)布局對(duì)噴流壁面效應(yīng)的影響，相關(guān)研究成果可為火箭發(fā)射及回收方案選取提供參考。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 計(jì)算物理模型

本文在文獻(xiàn)[2，12-14]的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了三維對(duì)稱噴管。如圖1所示，在火箭底板共分布了7個(gè)噴管，外側(cè)噴管呈環(huán)狀分布，噴流方向和重力方向相同。本文通過改變噴管的幾何排布方式和中心噴管的突出距離等研究了發(fā)動(dòng)機(jī)布局對(duì)火箭噴流的影響。表1給出了噴管的主要參數(shù)。

表1 噴管設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.1 The design parameters of the nozzle

圖1 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管Fig.1 Rocket engine nozzles

圖2給出了本文的計(jì)算域。在中心噴管的軸線和火箭底部的交點(diǎn)位置建立坐標(biāo)原點(diǎn)，火箭底部平面為y-z平面，中心噴管軸線方向?yàn)閤軸，噴管燃?xì)夥较驗(yàn)閤軸反方向。計(jì)算域直徑為15d(d為火箭箭體直徑)，噴管下游的計(jì)算域長(zhǎng)度分別為1.5d、0.3d和0.15d。燃?xì)馐覊毫?0.8 MPa，燃?xì)鉁囟葹? 665 K，環(huán)境壓力為0.1 MPa，環(huán)境溫度為300 K。

圖2 計(jì)算域示意圖Fig.2 Diagram of computational region

1.2 湍流模型

本文采用RANS方法對(duì)噴流進(jìn)行三維數(shù)值模擬，控制方程為可壓縮Navier-Stokes(N-S)方程組。采用二階迎風(fēng)格式，在笛卡爾坐標(biāo)系下N-S控制方程組如下

(1)

(2)

(3)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流是一個(gè)可壓縮流動(dòng)現(xiàn)象，根據(jù)等熵公式計(jì)算得到入口的馬赫數(shù)為1.9，參考以往的高速?zèng)_擊射流的相關(guān)研究[15-16]，本文選用Menter等[17-18]提出的k-ω兩方程剪切應(yīng)力模型，該模型已被成功用于計(jì)算可壓縮流動(dòng)問題[15，19-21]。

1.3 計(jì)算驗(yàn)證

高速射流沖擊壁面的流動(dòng)現(xiàn)象十分復(fù)雜，包含了激波、黏性剪切層擾動(dòng)以及回流區(qū)等復(fù)雜的流動(dòng)結(jié)構(gòu)以及它們之間的相互干擾導(dǎo)致的各種可壓縮湍流現(xiàn)象。本文重點(diǎn)關(guān)注了火箭著陸時(shí)噴流的復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及其高溫噴流對(duì)噴管溫度的影響。如圖3所示，本文采用的計(jì)算方法可以準(zhǔn)確捕獲到Henderson等[22]在實(shí)驗(yàn)中觀測(cè)到的馬赫盤、斜激波、環(huán)狀激波和回流區(qū)等結(jié)構(gòu)，這說明本文采用的計(jì)算方法具有較好的可靠性。

圖3 射流沖擊壁面z=0截面的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.3 Flow structure of impinging jet at z=0 slice

為了檢驗(yàn)網(wǎng)格的獨(dú)立性，分別劃分了網(wǎng)格數(shù)為150萬(記為網(wǎng)格1)、260萬(記為網(wǎng)格2)和450萬(記為網(wǎng)格3)3套計(jì)算網(wǎng)格，計(jì)算結(jié)果如圖4所示，3套網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果具有良好的一致性。比較網(wǎng)格數(shù)量為150萬和260萬的計(jì)算結(jié)果，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量超過260萬后，計(jì)算結(jié)果基本一致，因此可以認(rèn)為當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量超過260萬后，當(dāng)前計(jì)算符合網(wǎng)格無關(guān)性要求。為了平衡計(jì)算資源和計(jì)算精度，本研究所用網(wǎng)格數(shù)量均大于260萬。

圖4 中心噴管出口在z=0截面的溫度曲線Fig.4 Temperature distribution at the center nozzle exit on the z=0 slices

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 著陸高度的影響

子級(jí)火箭回收的著陸距離直接影響了噴管噴流和地面的相互作用，改變了噴管和地面之間的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。本節(jié)計(jì)算了噴管外沿距離地面為11.2D(D為噴管出口的直徑，D=0.669 m)、2.24D以及1.12D的流場(chǎng)和溫度場(chǎng)分布。如圖5所示，噴管出口距離地面為11.2D的時(shí)候，當(dāng)燃燒室壓力為10.8 MPa，擴(kuò)張比保持不變時(shí)，在噴管出口的流動(dòng)類似自由射流，由于著陸距離相對(duì)較大，此時(shí)地面效應(yīng)對(duì)噴管內(nèi)部的流場(chǎng)沒有明顯的影響。當(dāng)著陸距離下降到2.24D的時(shí)候，在噴管的出口形成了激波，當(dāng)著陸距離進(jìn)一步下降到1.12D的時(shí)候，激波位置往噴管喉部方向移動(dòng)，激波位置出現(xiàn)在噴管的內(nèi)部。

如圖6所示，當(dāng)L=11.2D的時(shí)候，在噴管內(nèi)及其下游具有對(duì)稱分布、方向相反的壓力梯度，這說明火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庠趪姽艹隹诩跋掠谓?jīng)歷了膨脹—壓縮—膨脹的過程，在燃?xì)怆x開噴管的時(shí)候，氣體壓縮沿壁面流出。在當(dāng)前計(jì)算工況下，當(dāng)L=2.24D的時(shí)候，在噴管出口的中心區(qū)域形成了馬赫盤，壓力梯度發(fā)生劇烈變化。在噴管的出口邊緣位置形成了斜激波，這導(dǎo)致高溫燃?xì)獾牧鲃?dòng)軌跡發(fā)生改變，從靠近噴管壁面加速流出，進(jìn)一步導(dǎo)致噴管壁面處的溫度升高。

圖6 y方向的壓力梯度Fig.6 Pressure-gradient in the y direction

圖7給出著陸距離分別為1.12D、2.24D和11.2D的計(jì)算結(jié)果。著陸距離下降到1.12D后中心的溫度升高了約10倍，噴管的溫度出現(xiàn)了極其劇烈的變化，且噴管中心的溫度高于邊緣的溫度。如圖8所示，當(dāng)離地高度為1.12D的時(shí)候，激波的位置進(jìn)一步往噴管喉部的方向移動(dòng)，導(dǎo)致噴管中心的溫度升高。

圖7 z=0截面上不同離地高度的中心噴管出口溫度曲線Fig.7 Center nozzle exit temperature distribution on the z=0 slice at different landing distances

圖8 不同著陸距離下的溫度云圖Fig.8 Temperature contours at different landing distances

2.2 中心噴管突出距離的影響

在Gutsche等[1]、Vos等[3]和Marwege等[23]的研究以及Space-X的實(shí)際應(yīng)用中，發(fā)動(dòng)機(jī)中心噴管往外突出了一段距離，本文關(guān)注了這個(gè)特殊結(jié)構(gòu)并且研究了突出距離對(duì)噴流壁面效應(yīng)的影響。

本文分析了噴管出口平面與地面之間的距離為1.12D情況下中心噴管的突出距離分別為0，0.1，0.2 m工況下，中心噴管的溫度和速度以及外側(cè)噴管的溫度，其中中心噴管和外側(cè)噴管的溫度見圖9，中心噴管的速度云圖見圖10。中心噴管的溫度先降低后升高，最低溫度的位置向著噴管軸線的方向移動(dòng)，且最低溫度隨著突出距離的增加而升高，故中心噴管須進(jìn)行相應(yīng)熱防護(hù)。外側(cè)噴管隨著突出距離增加，溫度逐漸降低。由于外側(cè)噴管在火箭著陸時(shí)處于關(guān)閉狀態(tài)，噴管內(nèi)壁沒有換熱措施，此時(shí)溫度過高將會(huì)損壞噴管，降低其性能和使用壽命。故噴管往外突出可以有效降低噴管的溫度，這對(duì)火箭再回收技術(shù)具有重要意義。

(a)中心噴管

(a)ΔL=0 m

中心噴管往外突出的本質(zhì)是減小了噴管出口到地面的距離，導(dǎo)致如圖10所示的馬赫盤的位置向噴管喉部方向移動(dòng)。當(dāng)ΔL=0時(shí)，馬赫盤與噴管底部的距離Δx為0.1 m，隨著突出距離的增加，馬赫盤的偏移量Δx也逐漸增加。當(dāng)ΔL=0.2 m的時(shí)候，在噴管靠近內(nèi)壁面的位置形成了斜激波。圖10采用紅圈對(duì)燃?xì)庋乇诿孀畲罅鲃?dòng)速度進(jìn)行了標(biāo)識(shí)，從圖中可以看出燃?xì)馔ㄟ^斜激波后沿壁面的流動(dòng)速度增加，部分內(nèi)能轉(zhuǎn)換為動(dòng)能，導(dǎo)致主流的溫度降低，從而減少對(duì)外側(cè)噴管的溫度影響。

2.3 噴管布局的影響

研究表明，多噴管同時(shí)工作時(shí)流場(chǎng)會(huì)互相干擾[5-6]，在回收過程中，中心噴管單獨(dú)工作也會(huì)對(duì)其他噴管產(chǎn)生影響。為了探究噴管的布局對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流壁面效應(yīng)的影響，本節(jié)對(duì)圖11所示的9噴管和7噴管兩種工況進(jìn)行了研究。

N=9

如圖12所示，兩種工況下中心噴管的溫度從壁面到軸心溫度均逐漸降低，且具有良好的一致性，這說明噴管的布局對(duì)中心噴管的溫度影響較小。在突出距離ΔL=0和ΔL=0.2 m的時(shí)候，9噴管工況時(shí)靠近內(nèi)壁面的溫度均高于7噴管工況，ΔL=0時(shí)，噴管壁面的溫度升高了約5.8%。噴管的布局對(duì)外側(cè)噴管的影響更加明顯，9噴管工況相對(duì)7噴管工況壁面最高溫度升高了約72.9%。這種情況很可能導(dǎo)致壁面的溫度過高，降低噴管的安全性。

(a)中心噴管

密度的偏導(dǎo)數(shù)?ρ/?x可以反映氣體的壓縮和膨脹現(xiàn)象。如圖13所示，雖然7噴管和9噴管工況的流場(chǎng)具有類似的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，其數(shù)量不同導(dǎo)致在噴管主流以外的區(qū)域有不同的壓縮—膨脹現(xiàn)象，這說明在主流區(qū)外流場(chǎng)受到了不同的干擾。鄭楓弋等[7]和Dauptain等[9]在他們的研究中使用大渦模擬方法獲得了單個(gè)噴管更加精細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，在研究中發(fā)現(xiàn)在壁面射流區(qū)域以外還存在一個(gè)向上的速度波動(dòng)。Vos等[3]的實(shí)驗(yàn)中也觀測(cè)到類似的非定常現(xiàn)象。這些非定常現(xiàn)象可能是外側(cè)噴管的溫度升高的主要原因。噴管在火箭底部的分布越緊湊，速度波動(dòng)和其他非定常現(xiàn)象有更大的概率沖擊到外側(cè)噴管，導(dǎo)致外側(cè)噴管的溫度升高。為了對(duì)該現(xiàn)象進(jìn)行更深層次的分析，須要捕捉更加精細(xì)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，獲得更豐富的流場(chǎng)信息。這要求我們?cè)陔S后的研究中采用更高精度的非定常算法，如采用LES或者尺度自適應(yīng)模擬方法對(duì)該問題進(jìn)行更加詳細(xì)的研究。

(a)N=9

3 結(jié)論

本文利用CFD方法研究了發(fā)動(dòng)機(jī)布局與噴流壁面效應(yīng)的影響，分析了離地高度、中心噴管突出長(zhǎng)度以及噴管的布局對(duì)噴管出口溫度的影響。主要結(jié)論如下：

1)超聲速噴流的壁面效應(yīng)非常明顯，在噴管出口形成了馬赫盤，縮短噴管和地面的距離，馬赫盤的位置往喉部方向移動(dòng)，對(duì)流場(chǎng)和溫度場(chǎng)的干擾更加劇烈；

2)中心噴管往外突出本質(zhì)上縮短了噴管出口和地面的距離，在噴管內(nèi)部形成了斜激波，改變了高溫燃?xì)獾牧鲃?dòng)方向和速度，降低了外側(cè)噴管的出口溫度；

3)在相同條件下，噴管的數(shù)量增加會(huì)導(dǎo)致噴管溫度升高，且外側(cè)噴管的溫度升高更加明顯。

本文采用定常算法對(duì)火箭著陸噴流進(jìn)行了定性研究，重點(diǎn)分析了噴流壁面效應(yīng)的影響，對(duì)火箭發(fā)射和回收具有一定的指導(dǎo)意義，但是火箭垂直著陸過程中噴流是一個(gè)典型的非定常流動(dòng)問題，因此在后續(xù)的研究中必須進(jìn)行非定常計(jì)算來獲取更加豐富的流動(dòng)細(xì)節(jié)。