火星大氣來流模擬裝置CFD仿真與試驗

王宏亮,史 超,趙 曙,王朋軍

(西安航天動力試驗技術研究所,陜西 西安 710100)

0 引言

為了滿足火星環境及火星探測器試驗研究,20世紀80年代以來,美國[1-4]、歐洲[5]、日本[6-8]相繼建立了火星風洞,開展火星風環境和風蝕過程等研究工作。盡管國外學者與研究機構對火星風洞環境的模擬已開展了研究,主要還是針對風洞環境下飛行器靜止部件的氣動性能分析,對于發動機在真空艙內迎著模擬火星大氣來流點火的情況還鮮有研究。

由于巡視器著陸時發動機噴管出口氣流與火星大氣氣流方向相反,目前無法通過理論計算準確獲得著陸過程的動態流場對發動機起動過程的準確影響量值,因此需要利用地面模擬試驗臺,在著陸器的主發動機初樣研制階段,開展模擬一定火星大氣速度條件下的發動機迎風點火試驗技術研究。本文采用數值模擬技術結合試驗驗證方法,針對著陸器火星大氣來流形成裝置開展了設計研究工作,為驗證火星著陸環境下發動機點火的適應性研究建立試驗驗證條件。

1 火星大氣環境概述

火星大氣的主要成分為二氧化碳和氮氣等,大氣密度大約相當于地球的1%,表面平均氣壓為0.1～0.53 kPa,火星表面附近大氣密度約相當于距地球表面30～35 km高度處的密度?；鹦潜砻鏈囟劝滋熳罡呖蛇_28 ℃,夜晚降低到-132 ℃,平均約-57 ℃,火星上的重力大約為地球的1/3,火星各個區域的風速存在較大差異,風速從幾米/秒到幾十米/秒?；鹦秋L的強度和方向變化劇烈,火星大氣條件與地球比較如表1所示。

根據火星著陸環境因素分析,火星著陸探測器發動機對著陸環境模擬試驗要求：

1)環境壓力：發動機點火前,環境壓力保持在900～2 000 Pa,發動機工作時,環境壓力低于10 kPa;

2)發動機逆向來流要求：來流逆向發動機噴氣方向,來流速度在100～200 m/s;

3)來流氣體成分：理想試驗來流氣體成分為火星大氣(其中 CO2約占95.7%、N2約2.7%、Ar約1.6%)。

試驗用CO2氣體是由瓶裝液態工業CO2減壓揮發產生,在進入試驗艙前如果溫度低于-40 ℃,氣態CO2會轉化為干冰狀態,因此本試驗項目考核溫度常溫狀態[9-13]。

表1 火星和地球大氣環境比較Tab.1 Comparison of the atmosphere between the earth and the Mars

2 火星環境來流裝置設計分析

2.1 逆向來流模擬裝置設計原理

為模擬發動機在火星大氣條件下的相對運動,在真空艙內發動機保持固定,前端設置環形噴氣裝置,該裝置帶夾角噴氣在發動機噴管周圍形成一定速度的逆向來流包絡,模擬發動機的逆向來流環境,原理示意如圖1所示。

圖1 來流形成原理圖Fig.1 Sketch of the incoming flow equipment

2.2 逆向來流模擬裝置設計

發動機在真空艙內進行來流模擬試驗,逆向來流模擬裝置設計需考慮發動機在真空艙內的安裝位置、燃氣正常導流引射、擴壓器結構尺寸等問題。首先,噴氣裝置外徑尺寸設計應小于擴壓器入口直徑,否則環狀噴氣裝置在擴壓器內部無法安裝;其次,環形射流裝置與噴管出口的軸向距離以來流裝置噴氣產生逆向來流吹至發動機噴口附近形成覆蓋噴管的軸向氣體包絡為設計基本條件,且導流裝置能夠順利將稀薄氣流重新折轉并導向擴壓器,避免氣流進入真空艙,引起真空艙壓升高;最后,來流噴氣裝置內徑尺寸設計應不影響發動機工作時燃氣的正常流通。來流模擬系統設計結構如圖2所示,主要包括來流噴氣裝置和導流裝置兩部分[14-17]。

圖2 來流模擬裝置3D結構原理Fig.2 3D geometry diagram of incoming flow simulation equipment

來流模擬噴氣裝置設計為噴口帶一定角度的內部連通環狀集氣腔,環腔出口帶延伸段,略收縮延伸至發動機噴管安裝截面,氣流噴出交匯后產生覆蓋發動機噴管區域的軸向氣流。氣流經過發動機截面后,由導流裝置折轉返回擴壓器。噴射氣體主要成分為CO2,由工業瓶裝液態CO2通過降壓制備并貯存在貯箱中,溫度為常溫。CO2氣體貯存完畢后,采用落壓供應的方式通過管路供應至來流裝置的入口,來流裝置的出口氣流速度會隨著CO2氣體貯箱壓力的降低而有所降低。

3 來流模擬裝置數值仿真分析

3.1 計算模型

真空艙、發動機噴管、來流模擬裝置均為圓形軸對稱,可采用二維軸對稱模型計算分析。在劃分網格時,考慮到發動機噴管外部流場流動變化的特點,外場區域網格總體上由密變疏,而對于發動機噴管內部主流區、壁面附面層、發動機噴管出口以及可能出現激波或流動分離的區域都做了不同程度的局部網格加密(圖3)。

圖3 計算區域網格Fig.3 Grid of computational area

發動機噴管入口與來流裝置入口作為壓力入口邊界,給定總壓、總溫和靜壓,真空艙出口取壓力出口邊界。為求解可壓縮湍流流動,湍流模型采用的是SSTk-ω雙方程模型[18-20]。

3.2 無導流裝置來流仿真分析

在研究初期,僅考慮來流裝置與發動機噴管同時工作時,真空艙內的壓力溫度場分布情況,模擬邊界條件為：由來流環面吹入100 m/s逆向發動機噴管的來流,來流選用理想氣體,發動機噴管入口給定壓力溫度入口條件,仿真結果如圖4所示。

從圖4計算結果分析,在無導流裝置時,來流模擬裝置可在發動機噴管前端形成有效的來流包絡,但在發動機噴管與擴壓器出口引射系統的共同引射作用下,來流仍然能越過發動機噴管,進入真空艙內,導致真空艙以及發動機附近壓力約在8 000 Pa,不滿足發動機工作環境壓力1 000 Pa要求。因此必須采取相應的措施,對來流進行干預,將其折轉進入擴壓器系統,避免艙內壓力因為來流的進入而劇烈升高。

圖4 無導流裝置時發動機工作真空艙參數云圖Fig.4 Contour plot of the pressureand path line distribution in vacuum chamber under the rocket working condition without deflector

3.3 帶導流裝置來流仿真分析

基于以上分析,使稀薄來流氣體出真空艙是解決艙壓升高的有效途徑,為來流模擬系統配置導流裝置,分析計算發動機點火時整個系統流動情況,結果如圖5所示。

從圖5(a)和圖5(b)來看,導流裝置可將流經發動機噴管的來流折轉并導入擴壓器中,在發動機未點火時,真空艙內壓力約為280 Pa,來流系統內壓力為1 100 Pa左右,艙內壓力幾乎不受來流干擾。裝置產生的來流在發動機噴管前能夠形成有效軸向速度的包絡范圍,由于發動機噴管的干擾來流速度從發動機噴管邊緣至來流延長段存在速度升高梯度,來流速度從100 m/s升高至200 m/s左右。從圖5(c) 和圖5(d)來看,在發動機點火時,發動機噴管噴出的燃氣能夠順利通過來流裝置中心區域,來流氣體被燃氣推擠靠近延長導流筒壁,然后經過導流折轉裝置后流回擴壓器內,燃氣與來流氣體都可以順暢地排出系統,真空艙內壓力約為1 000 Pa,來流系統內壓力為5 400 Pa左右,滿足發動機試驗對系統真空壓力的要求。

圖5 帶導流裝置時發動機工作真空艙參數云圖Fig.5 Contour plot of the pressure and path line distribution in vacuum chamber with deflector

4 來流模擬裝置速度測量分析

根據可壓縮流動總靜壓

(1)

式中：ρ為被測氣體密度;p為氣體平衡靜壓;p0為氣體總壓;V為氣體平均速度;Ma為馬赫數;k為比熱比。(在CO2溫度取10 ℃時,當地音速a為約260 m/s),在獲取被測點附近總壓、靜壓后可計算出氣體流速,由于當地音速與CO2溫度取值有關,如果取火星平均溫度-53 ℃時,采用常溫氣體試驗測量修正結果會有12%左右的偏差。

通過對比調研現有動壓機械式、熱式風速式、超聲波測速、離心漂移測速、激光多譜勒測速、粒子成像測速等多種測速方式,結合來流條件下高模環境可實現性,采用精密微壓計結合皮托管的方式進行來流速度測量。為了獲取安裝發動機模擬件后的來流速度,在來流模擬裝置內布置了5個測點,分別獲取發動機噴管邊緣不同位置的來流總靜壓差Δp1和Δp2靜壓pa1(噴口邊緣20 mm)和pa2(噴口邊緣30 mm),密度ρ1(噴口邊緣20 mm) 和密度ρ2(噴口邊緣30 mm),發動機噴口中心來流靜壓pa3,測點的具體位置如圖6所示。

經過多次測試,獲取了安裝發動機模擬件狀態下,不同貯箱壓力與發動機噴口邊緣來流速度和中心區域來流壓力的變化規律,測試曲線如圖7所示,前5次測試結果如表2所示。

對比V1(距發動機噴管邊緣30 mm)及V2(距發動機噴管邊緣20 mm)的速度曲線可以看出,來流裝置能夠在發動機噴管附近形成穩定流速的流場。在發動機噴管邊緣附近的流場,受到發動機的干擾,越靠近發動機噴管邊緣的位置,噴管會對流場的干擾越明顯,其靜壓相對較高,速度相對較低,發動機噴管附近速度約為 120 m/s, 仿真計算與試驗測試結果吻合較好。

從測試數據可以看出,來流速度隨著貯箱供應壓力的降低逐漸減小,發動機噴管附近速度從130 m/s降低至110 m/s, 真空艙壓力也逐漸降低,真空艙壓力從1.9 kPa降低到1.8 kPa。測試表明,在確保貯箱供應壓力穩定的條件下,來流模擬系統能夠形成100～200 m/s速度的稀薄來流,同時保證真空艙壓力滿足試驗要求。

圖6 來流模擬裝置速度測量系統安裝Fig.6 Sketch of testing system for the incoming flow velocity

圖7 第3次測試速度曲線Fig.7 Testing velocity curve of the third test process

表2 前5次來流裝置內速度測試數據Tab.2 Testing data of the velocity in the incoming flow equipment

5 發動機來流模擬環境熱試車試驗

為考核7 500 N發動機火星著陸環境下的啟動響應特性和環境適應性, 在真空艙內發動機安裝保持固定,前端設置環形噴氣裝置,該裝置噴氣在發動機噴管周圍形成一定速度的逆向來流,發動機與來流模擬裝置試驗安裝狀態如圖8所示。

圖8 7 500 N發動機與來流模擬裝置試驗安裝狀態Fig.8 7 500 N rocket engine experiment system with the incoming flow equipment

由于發動機工作引射的作用,真空艙壓在發動機點火過程中略有下降,發動機與來流裝置停止工作瞬間,艙壓因擴壓器內氣體的回火短暫階躍上升,隨后逐步降低。發動機4次點火過程二氧化碳來流速度測試結果如表3所示。測試數據表明,在確保貯箱供應壓力穩定的條件下,來流模擬系統能夠形成100～200 m/s速度的稀薄來流,真空艙壓力基本維持在1.6 kPa,裝置內部靜壓約為4.7～5.28 kPa,與數值計算結果基本相符。

在來流條件下,4次發動機啟動工作推力曲線如圖9所示,在來流速度200 m/s條件下,發動機均能正常啟動,相同啟動工況重復性良好,來流條件下發動機啟動性能穩定。

圖9 來流條件下發動機四次啟動推力曲線Fig.9 7 500 N rocket engine experiment system with the incoming flow equipment

表3 發動機點火過程中來流速度Tab.3 Velocity in the incoming flow equipment

6 結論

本文采用數值模擬技術結合試驗驗證方法,針對火星著陸器來流形成裝置開展了設計研究工作。來流模擬裝置與導流裝置的組合設計,成功解決了火星著陸器發動機對試驗環境的要求苛刻的難題。從來流模擬裝置設計過程得出以下結論:

1)采用精密微壓計結合皮托管的方式進行來流速度測量,準確獲取了安裝發動機模擬件后的來流速度,CO2氣體采用落壓供應的方式通過管路供應至來流裝置的入口,來流裝置的出口氣流速度受CO2氣體貯箱壓力的影響,在確保貯箱供應壓力穩定條件下,模擬系統能夠形成100～200 m/s速度的來流。

2)導流裝置可將流經發動機噴管的來流折轉并導入擴壓器中,在發動機未點火時,真空艙內壓力約為280 Pa,來流系統內壓力為1 100 Pa左右,艙內壓力幾乎不受來流干擾。裝置產生的來流在發動機噴管前能夠形成有效包絡范圍,由于發動機噴管的干擾來流速度從發動機噴管邊緣至來流延長段存在速度升高梯度,來流速度從100 m/s升高至200 m/s左右。

3)發動機工作時,燃氣能夠順暢通過來流模擬裝置中心通道真空艙內壓力約為1 600 Pa,來流系統內壓力為5 380 Pa左右,滿足發動機點火前系統真空900～2 000 Pa,點火后真空低于10 kPa的要求。