吳靖， 蔡國飆， 賀碧蛟

(1. 福州大學(xué) 機械工程及自動化學(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，往往需要使用多臺發(fā)動機共同工作提供更大推力或?qū)崿F(xiàn)復(fù)雜機動，例如高空火箭配備的發(fā)動機組、衛(wèi)星平臺的推力器陣列等。距離不太遠的多臺發(fā)動機同時工作時產(chǎn)生的多股羽流在膨脹過程中發(fā)生氣體相互碰撞、流場形態(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)。羽流干擾會造成羽流流場結(jié)構(gòu)的變化，可能導(dǎo)致羽流氣動力、氣動熱及污染效應(yīng)增強，影響航天器正常工作，帶來結(jié)構(gòu)強度或熱防護方面的風(fēng)險。因此，需要對發(fā)動機雙機工作時的羽流干擾效應(yīng)進行評估。

研究羽流效應(yīng)的基礎(chǔ)是要對羽流形成的流場有充分的認識。一般來說，羽流干擾形成的流場參數(shù)不能用各發(fā)動機羽流的流場參數(shù)進行線性疊加，流場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)雜的流動特性[1-3]。

在已有的羽流干擾研究中，研究對象主要以衛(wèi)星平臺上的小推力發(fā)動機或以中性氣體為工質(zhì)的模擬推力器產(chǎn)生的羽流，發(fā)動機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)動機較遠，處于流場遠場。研究手段以數(shù)值模擬為主[4-6]，試驗研究由于受到真空設(shè)備抽氣能力的限制，只進行了以中性氣體(如N2、Ar、CO2等)為工質(zhì)的羽流流場參數(shù)測量[7-12]，未見到以真實發(fā)動機燃燒氣體進行羽流干擾試驗的相關(guān)文獻。

本文基于以CZ-5二級主發(fā)動機為原型設(shè)計的60 N氫氧模擬發(fā)動機[13]，開展發(fā)動機單機羽流和雙機干擾羽流流場的試驗研究，測量流場壓力，對雙機羽流干擾造成的流場增強效應(yīng)進行分析。

1 試驗系統(tǒng)

1.1 真空羽流效應(yīng)試驗系統(tǒng)

氫氧發(fā)動機真空羽流流場測量試驗在北京航空航天大學(xué)真空羽流效應(yīng)試驗系統(tǒng)(PES)[14-16]中進行。PES真空艙(如圖1所示)為外徑5.2 m、長度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)為雙層通過液氮制冷的熱沉。有效試驗空間為φ4.2 m×9.9 m，系統(tǒng)抽速可達到106L/s，極限真空度可達到10-4Pa。真空艙內(nèi)背景真空度通過置于艙壁上的皮拉尼真空計和熱陰極電離真空計進行監(jiān)測。

圖1 PES真空艙Fig.1 Vacuum chamber of PES

1.2 氫氧模擬發(fā)動機

氫氧模擬發(fā)動機與CZ-5二級主發(fā)動機具有相同工質(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 流場壓力測量裝置

為了在一次點火過程中獲得更多的壓力數(shù)據(jù)，采用總壓皮托管陣列進行羽流流場壓力的測量，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 試驗流程

發(fā)動機單機工作時，另一臺發(fā)動機的存在對羽流主流區(qū)造成的影響可忽略不計，故設(shè)計統(tǒng)一的雙機安裝支架，一次安裝，單機、雙機試驗在一次關(guān)艙試驗中完成。

圖4為試驗系統(tǒng)空間位置關(guān)系示意圖。兩臺發(fā)動機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。單機和雙機羽流流場試驗采用同一坐標(biāo)系，即以1號發(fā)動機噴管出口中心為坐標(biāo)原點O，以1號發(fā)動機軸線為x軸，以1號發(fā)動機噴管出口遠離2號發(fā)動機的半徑方向為y軸。單機試驗為1號發(fā)動機工作，雙機試驗為兩臺發(fā)動機同時工作。皮托管陣列移動范圍距發(fā)動機出口平面140～600 mm，在同一位置分別測量單機和雙機工作時羽流流場壓力，可對雙機工作時的羽流干擾效應(yīng)進行分析。

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

氫氧發(fā)動機大氣條件下單機和雙機熱試車如圖5所示，燃燒室壓力及噴管出口火焰穩(wěn)定，證明發(fā)動機工作正常，燃燒狀態(tài)穩(wěn)定。進行真空羽流流場測量時，模擬發(fā)動機采用重復(fù)脈沖工作方式，點火時間設(shè)置為300 ms，保證艙內(nèi)動態(tài)真空度以維持相對穩(wěn)定的羽流流場形態(tài)，并保證燃燒室及噴管熱結(jié)構(gòu)安全。單機和雙機點火工作時的動態(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)動機單機和雙機熱試車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得的氫氧發(fā)動機單機羽流和雙機干擾羽流的流場波后壓力云圖，云圖通過離散測點線性插值生成。

通過對比，可以明顯看出兩臺發(fā)動機中間的流場(y=140 mm附近)形成了一塊新的壓力較高的“羽流干擾區(qū)”，這是由于兩臺發(fā)動機各自產(chǎn)生的羽流在膨脹過程中發(fā)生相互作用，羽流氣體分子的碰撞在雙機中線附近產(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)動機自身產(chǎn)生的羽流稱為“主流”，可以認為主流在干擾區(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)動機出口相同距離的羽流遠場位置，干擾流壓力高于主流壓力，因此形成了向下游突出的流場壓力圖像。

通過云圖的對比還可以看出，雙機工作時羽流干擾的范圍逐漸沿y方向擴張，在x=600 mm處，羽流干擾范圍未超過1號發(fā)動機噴管軸線，因此1號發(fā)動機軸線上半部分的流場未受到羽流干擾的影響，基本與單機工況流場相同。

圖8(a)～(f)分別為皮托管陣列入口距1號發(fā)動機出口140、166、240、350、450和600 mm時，在單機和雙機工況下測得的波后壓力對比。從圖中可以看出，單機羽流流場波后壓力顯示了較好的對稱性，沿y軸正方向，流場壓力總體上先增大后減小。當(dāng)x≥240 mm的工況開始時，壓力最大值偏移了發(fā)動機軸線，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，壓縮波束向流場下游傳播的時候穿過了噴管軸線，導(dǎo)致該處壓力變大。隨著軸向距離x的增大，發(fā)動機軸線上的壓力迅速降低，而徑向上遠離軸線的測點處的壓力逐漸升高，因此同一徑向上的壓力梯度變小，壓力散點顯示的形狀逐漸平緩，這是發(fā)動機羽流向真空中膨脹的結(jié)果。

圖6 氫氧發(fā)動機單機羽流流場波后壓力云圖Fig.6 Plume flow field contour of pressure behind shock wave for single hydrogen/oxygen engine

圖7 氫氧發(fā)動機雙機干擾羽流流場波后壓力云圖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和雙機羽流流場波后總壓對比Fig.8 Comparison of plume flow field’s total pressure behind shock wave between single engine and dual engines at different axial distances

通過圖8中單、雙機羽流流場波后總壓的對比可以明顯看出雙機羽流干擾對流場壓力的增強及其影響范圍。需要注意的是當(dāng)軸向距離較近時(x≤240 mm的工況)，雙機工況測量結(jié)果右端散點的壓力較高并不是羽流干擾的結(jié)果，而是因為測點位于2號發(fā)動機羽流主流區(qū)內(nèi)。

由于羽流干擾發(fā)生在發(fā)動機雙機對稱面附近，可以計算得到對應(yīng)不同軸向距離x的雙機對稱面的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羽流干擾發(fā)生的區(qū)域。將不同軸向距離x對應(yīng)的y坐標(biāo)與圖8對照，可以看出隨著軸向距離的增大，羽流干擾也逐漸增強，雙機工況壓力與單機工況壓力的比值增大，最高可以達到5倍以上。同時，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這個測點位于羽流干擾區(qū)內(nèi)；而當(dāng)x=600 mm時，y≥60 mm的5個測點都位于羽流干擾區(qū)內(nèi)。

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

表1 不同軸向距離x對應(yīng)的雙機對稱面所在的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對氫氧發(fā)動機真空羽流干擾流場進行了試驗研究，利用皮托管陣列測量了氫氧發(fā)動機單機羽流和雙機干擾羽流的激波后總壓場，分析了羽流干擾對流場參數(shù)的增強效應(yīng)，結(jié)論如下：

1) 氫氧發(fā)動機單機羽流流場顯示了良好的對稱性，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)生的壓縮波束穿過噴管軸線，在流場下游的位置，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，同時壓力分布變得平緩。

2) 氫氧發(fā)動機雙機干擾羽流流場表明，兩臺發(fā)動機羽流主流之間的區(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，最高壓力可達到單機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，但在試驗中未超過噴管軸線。隨著氣流穿過干擾流的壓縮波束邊界而到達發(fā)動機雙機對稱面，同一徑線方向干擾流最大壓力值的位置偏離對稱面。