運載火箭低溫輸送系統間歇泉特性及抑制方案探究

毛紅威，厲彥忠,2，王 磊，謝福壽，王嬌嬌

(1. 西安交通大學制冷與低溫工程系，西安 710049；2. 航天低溫推進劑技術國家重點實驗室，北京 100028)

0 引 言

隨著人類太空探索的不斷深入，世界各航天大國將探索目標瞄向更遙遠的太空，載人登月、載人登陸火星以及其他遠距離行星探測任務成為航天領域關注的熱點。重型運載火箭是一個國家進入空間能力的重要標志，代表了當今世界運載火箭技術的最高水平。同時，重型運載火箭也體現了國家的綜合國力，有著重要的戰略意義[1-3]。經過近10年的發展，我國重型運載火箭取得了階段性成果，但由于重型火箭幾何尺寸、整體規模大，研制過程仍面臨諸多難題需要攻關解決[4]。重型運載火箭常采用低溫推進劑液氫(Liquid Hydrogen, LH2)、液氧(Liquid Oxygen, LO2)或液氧煤油組合。低溫推進劑沸點低、氣化潛熱小，極易受熱蒸發，若不采取相關措施，推進劑輸送管路內會出現間歇泉現象。間歇泉現象是一種以氣液混合物周期性的噴發以及液體回流為表征的兩相流不穩定現象。在間歇泉的回流過程中會出現嚴重的水擊現象，并產生巨大的壓力峰值。該壓力峰值可能造成推進劑輸送管路、導管與活門支架的損壞。為了保證重型運載火箭的安全，需要在設計之初就將間歇泉發生的可能性考慮在內，引入間歇泉抑制系統。國內外關于其他領域中的間歇泉現象研究較多，而涉及航天低溫領域，特別是真實尺寸推進劑輸送管道中的間歇泉現象研究非常有限。同時，關于低溫管道中間歇泉出現的機理和特征的認識也有待進一步加深。鑒于我國設計重型運載火箭所需，本文回顧了間歇泉的研究現狀，指出了低溫間歇泉的特點；分析了間歇泉的產生機理和特征，并給出了重型運載火箭中可行的間歇泉抑制措施。

1 低溫領域間歇泉研究現狀及特點

1.1 研究現狀

“間歇泉”由冰島斯托里噴泉的發現而命名[5]，工程領域對這種液體噴發現象的關注從二十世紀五十年代開始，由于表征現象相似，也沿用間歇泉的叫法。間歇泉屬于兩相流不穩定性的一種，主要存在于低溫、核反應堆、熱管和地熱噴泉四個領域[6-8]。

1)國外研究現狀

熱管與核反應堆領域中間歇泉的研究比較充分，研究集中在間歇泉的強度、周期等特征，以及熱流密度、壓力、長徑比等因素對間歇泉的影響。例如Kuncoro等[9]指出管路長徑比大小決定了間歇泉發生與否，長徑比越大越容易發生間歇泉。Morioka等[10]、Burkhalter等[11]和Ozawa等[12]都提到輸入熱流密度過大和過小都不會發生間歇泉現象。Khazaee等[13]、Casarosa等[14]和Chen等[7]實驗得出，系統壓力增大到一定程度時，間歇泉現象將消失。Chiang等[15]和Aritomi等[16]通過對有循環回流管路內間歇泉研究得出，壓力越高越不易形成大氣泡，流動越穩定，不易出現間歇泉現象。

在低溫技術領域中，間歇泉的研究主要是為更好的抑制火箭推進劑輸送管道中的間歇泉現象。國外文獻多發表在二十世紀六十年代，美國為服務于登月任務而造“土星Ⅴ”號時較多。Murphy[17]總結出了間歇泉的發生邊界曲線。分別以式(1)和(2)中的Y,Z為橫坐標和縱坐標，給出了間歇泉的發生邊界。

(1)

(2)

式中:L為管道長度(m);D為管道直徑(m);q為熱流量(W);A為管道外表面積(m2);α為液體熱擴散率(m2·s-1);Pr為液體普朗特數。

而后一些學者對Murphy曲線進行了驗證，如Burkhalter等[11]和Kuncoro等[9]都指出Murphy提出的間歇泉發生邊界在一些工況下并不適用。此外，Morgan等[18]和Howard[19]提出了幾種火箭推進劑管道中間歇泉的抑制方法。

2)國內研究現狀

國內關于低溫領域間歇泉的研究也是服務于火箭的制造，Zhang等[20]采用液氮為工質，在1m長的管路中進行了實驗研究，獲取了間歇泉的特性。并通過可視化實驗，研究了彈狀氣泡的運動特性。擬合了氣泡的上升速度。同時研究了自然循環系統對間歇泉的抑制效果。張華[21]和王淑華[22]同樣以液氮為工質，實驗研究了間歇泉的動態特性，以及彈狀氣泡的運動規律，其管道尺寸為：長度0.48～1.5 m；直徑19～50 mm。張亮[23]和王淑華[22]通過液氮為工質的實驗得出，Murphy曲線對低溫垂直輸送管路的預測大體趨勢相符，但偏于容易發生。劉亦鵬[24]則是用PIV方法對液氮管內彈狀氣泡的形成、運動及聚合進行了研究。崔村燕等[25]綜述了間歇泉對低溫推進劑加注系統的影響，提出了開展低溫加注系統間歇泉研究的思路。

關于間歇泉的研究，實驗方法較多而數值模擬較少。Jouhara等[26]分析了將VOF模型用于重力熱管領域間歇泉模擬的可行性，首次建立了管道三維模型模擬了間歇泉發生的整個過程，并用實驗驗證了該模型的正確性。而在低溫領域中，郭寧等[27]針對自然循環預冷過程，開發了一維兩相流瞬態模擬程序“PRE_COOL”。但一維模型不能完全考慮流動和傳熱過程中的所有因素并揭示間歇泉的特征。王淑華[22]，馬昕輝等[28]出于了解間歇泉特性的目的，利用VOF模型對單個彈狀氣泡進行了模擬研究?？梢钥闯?，用數值手段對低溫領域的間歇泉整個過程進行數值模擬的工作非常少見。因此將數值模擬技術推廣到低溫間歇泉領域的研究中勢在必行。

1.2 低溫領域間歇泉的特點

首先分析了低溫、熱管以及核反應堆技術領域中間歇泉的不同之處，如圖1所示。

圖1 不同領域間歇泉發生條件的差異Fig.1 The difference of geyser occurring in different fields

在航天低溫領域中，低溫推進劑輸送管道長度可高達數十米，并且直徑較大(H-II火箭液氧管道管徑為200 mm[29]，航天飛機外貯箱液氧輸送管直徑約432 mm[30])。而熱管間歇泉領域中的管徑較小，例如Tecchio等[6]實驗中的管徑為12 mm和18 mm；Jouhara等[26]數值模擬中的熱管內徑僅為6 mm[17, 29]；低溫推進劑輸送管道上方的貯箱設有氣體排放口，可維持箱內氣枕壓力恒定。而熱管則是封閉結構，其內部壓力無法保持恒定。由于飽和溫度和壓力相關，因此該結構上的差異可能會導致沸騰特性的差異[9]。低溫液體表面張力和粘度較小，因此其氣泡的形態和運動特性相較于常溫工質會有所不同；低溫工質一般處于飽和狀態，或是小過冷度狀態。而常溫工質可達到很高的過冷度，如Tae-il等[31]實驗中的水過冷度范圍為20 K～80 K。

另一個特殊之處在于，低溫推進劑輸送管道的漏熱可以發生在整個管道表面。而核反應堆中，只在堆芯燃料棒的局部存在較大熱源。加熱方式的不同會影響未發生沸騰之前液體的自然對流特性，以及溫度場分布，進而影響間歇泉的產生。同時，核反應堆研究中的對象通常存在自然循環或者強制循環[16]。這種流動狀態下出現的間歇泉現象，和底部封閉的低溫推進劑輸送系統中的間歇泉有本質不同。

2間歇泉形成機理及抑制方法分析

2.1 間歇泉形成機理及特征

低溫技術領域中較多學者將間歇泉的產生歸結于彈狀氣泡的形成[17-18, 21-22, 24-25]。但是，彈狀氣泡的產生需要管道結構滿足一定條件。若管道內徑過大，由于液體的表面張力較小，不足以維持大氣泡的子彈形狀，則彈狀氣泡無法產生，該觀點在許多文獻中都能得到證實[32]。Kataoka等[33]在1987年首次發現在小管徑管道中存在的彈狀氣泡在大管徑管道中并不能形成，同時給出了彈狀氣泡存在的臨界管徑，如式(3)所示。

(3)

在日本的H-II火箭液氧輸送管道實驗中，出現了明顯的間歇泉現象。其實驗管道結構如圖2所示，間歇泉過程中底部壓力變化如圖3所示[29]。由圖3可知，H-II火箭液氧輸送管道中，由于間歇泉的出現，管路底部壓力由0.3 MPa先降低到了0.15 MPa，后升高到了0.85 MPa[29]。而其管道直徑卻高達200 mm，遠高于可形成彈狀氣泡的臨界直徑。從實驗數據中可以看出，在某些惡劣工況下，間歇泉的壓力波動是十分劇烈的，可達到兆帕量級。從Chen等[7]的實驗中也能看到，在間歇泉的噴涌過程中流型呈現出攪混流，而不是彈狀流。因此可以說明，若管徑較小，發生間歇泉時可能會存在彈狀氣泡；但是，彈狀氣泡的存在并不是產生間歇泉的必要條件。

圖2 H-II火箭實驗液氧管道結構Fig.2 Structure diagram of experimental LO2 feed tube in H-II rocket

同時，本文建立了H-II火箭數值模型，用CFD手段對其中截止閥關閉工況的間歇泉過程進行了分析?？梢钥闯?，文獻中的實驗結果和本文數值模擬結果在趨勢和數值都比較吻合。分析數值和文獻實驗結果，圖4給出了低溫推進劑管道中間歇泉現象的典型時刻流動特征。間歇泉可分為三個階段，潛伏期、噴涌期和回流期。其中，潛伏期所占整個間歇泉周期的比例極大，通?？蛇_90%以上[7]。噴涌現象是間歇泉最被人們熟知的特征，表現為氣液混合物從管道高速噴出。噴涌期管道內的含氣率較高，管底部壓力在短時間內降低到了貯箱內的壓力水平，代表著管道幾乎被氣體充滿。上文分析得出，噴涌的直接原因不是彈狀氣泡的產生。但從噴涌的特征來看，必定是由于管內有大量氣體出現造成的。

圖3 H-II火箭液氧管道底部壓力變化Fig.3 Pressure change history in the bottom of LO2 pipe in H-II rocket

這種大量氣體的瞬間出現的原因可以總結如下：在漏熱作用下，管內液體溫度逐漸升高并產生氣泡。隨著氣泡不斷增多，一部分管內液體被排出造成管內靜壓降低，壓力的降低又加速氣泡形成。在這一連鎖反應中，液體從飽和狀態變為過熱狀態，并劇烈沸騰釋放其中的能量，產生大量氣體，造成氣液混合物的高速噴出，此處將該過程稱為“減壓沸騰”?？梢钥闯鲩g歇泉的形成主要是由于劇烈的減壓沸騰產生大量氣體形成噴涌，而不是彈狀氣泡的出現?；亓麟A段被認為是間歇泉對火箭推進劑輸送系統危害性最大的一個階段?；亓髌谫A箱內的過冷液體回流重新充滿管道，在這個過程中液柱與管路底部管壁，或者底部殘余液體碰撞，產生非常高的壓力峰值。通過調研發現關于回流階段的沖擊作用，普遍認為是一種水擊現象[17]。而在噴涌結束后，液體的回流可能受兩種因素影響，重力作用和氣體的冷凝作用。何種因素占主導用于可作進一步的研究。

圖4 低溫推進劑輸送管路中的間歇泉現象Fig.4 Geyser in cryogenic propellant feed line

2.2 推進劑管路間歇泉抑制方法分析

常用的間歇泉抑制方法有注入惰性氣體(氦氣)、補充注入過冷和循環回流[25, 34]。在“大力神Ⅰ”的設計中，理論計算表明，當其液氧輸送系統中注入的氦氣量為0.566 m3/s時，足以抑制噴泉的發生。關于循環回流法，文獻[34]提到當循環流速達到0.1216～0.304 m3/s時即可以有效抑制間歇泉的發生。上述抑制方法均通過一定手段使管道內的液氧溫度保持在飽和溫度以下，通過抑制推進劑沸騰的方法抑制間歇泉。實際火箭推進劑輸送系統中間歇泉的抑制常和發動機的預冷、推進劑熱管理相結合[19, 20, 30]。

“土星五”號液氧輸送系統如圖5所示，其抑制間歇泉的機理為：向上升管1和上升管3中注入氦氣，使其內部流體的密度由于混入氦氣而降低。由于下降管中的液體密度稍大，在密度差的作用下，液氧通過下降管2,4,5回流至上升管，最終回流至貯箱起到冷卻液體、抑制間歇泉的作用[35]。航天飛機外貯箱(External tank, ET)的間歇泉抑制措施如圖6所示。用一根直徑為4英寸的間歇泉抑制管，連接LO2主輸送管道底部和液氧貯箱。氦氣根據兩根管道漏熱不同產生的密度差以及注入抑制管的氦氣，驅動LO2在兩管路中循環流動，抑制間歇泉的產生[30, 36, 37]。圖7為美國國家發射系統(National launch system, NLS)火箭系列中的NLS-2火箭雙管液氧輸送系統[38]。兩輸送管道上包覆不同厚度的絕熱層，絕熱層較薄的管道中液氧氣化快密度小，兩管道在密度差作用下形成循環回流，達到抑制間歇泉的作用。

圖5 土星五號液氧貯箱間歇泉抑制系統[35]Fig.5 Anti-geyser system for LO2 Tank of Saturn V[35]

實際抑制系統中主要是利用推進劑在管道內的循環流動帶走外界熱量，維持過冷狀態。重型運載火箭推進劑(LO2)管路布局可選擇兩種，一種穿過燃料箱(煤油箱或氫箱)；另一種布置在燃料箱外側。在未來的重型運載火箭設計中，可根據不同的管道布局來選擇抑制方法。若輸送管道不需要穿過燃料箱，則可以考慮以幾條輸送管道作為回流管，并適當減小其絕熱層厚度。也可以不采用回流管，直接減小某幾條管路絕熱層厚度。利用環境熱流產生密度差引起循環流動，減小氦氣消耗量，但此種管路布局可能帶來管道重量的增加。若輸送管穿過下方燃料箱，則由于絕熱性能的要求，需要用注入氦氣的方法來抑制間歇泉，如此會帶來巨大的氦氣消耗量。因此需要綜合考慮各經濟和安全因素，根據實際情況選擇一種可靠的間歇泉抑制方法。

圖6 航天飛機液氧貯箱間歇泉抑制系統[30]Fig.6 Anti-geyser system for LO2 Tank of Space Shuttle[30]

圖7 雙管輸送系統間歇泉抑制方案[38]Fig.7 Anti-geyser system for single feeding line[38]

3 結 論

為了解重型運載火箭推進劑輸送系統中的間歇泉產生機理，提出有效的抑制措施，調研了國內外各領域關于間歇泉現象的研究，分析了低溫領域間歇泉的特征和機理，得出如下結論：

1) 低溫技術領域發生間歇泉的管道結構參數、熱流輸入方式、液體性質等都與其他領域有較大不同。雖然產生條件不同，但可參考熱管領域相關工作，進一步探索數值模擬方法在低溫間歇泉研究中的應用。

2) 分析得出，間歇泉主要由于推進劑減壓沸騰引起，彈狀氣泡不是產生間歇泉的必要條件。在產生間歇泉的實際火箭管道中并不會出現彈狀氣泡。

3) 低溫推進劑管道中的間歇泉現象包含潛伏、噴涌和回流三個階段。間歇泉過程中會出現劇烈壓力波動。噴涌時壓力降低，回流時壓力急劇升高。在某些惡劣工況下，壓力波動值可在兆帕量級。

4) 低溫火箭多采用循環回流法來抑制間歇泉。重型運載火箭可根據管路布局情況，綜合考慮經濟和安全因素，選擇氦氣注入或者外界熱流來引起循環流動的方法抑制間歇泉。