李 斌 閆 松 楊寶鋒 3

1 航天推進(jìn)技術(shù)研究院, 西安 710100 2 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710100 3 西安航天動(dòng)力研究所, 西安 710100

1 引 言

大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是載人登月、深空探測(cè)等重大航天活動(dòng)的主動(dòng)力形式(李斌等2011). 以75噸級(jí)常溫四氧化二氮/偏二甲肼發(fā)動(dòng)機(jī)為主動(dòng)力的CZ-2，CZ-3和CZ-4運(yùn)載火箭完成了各類衛(wèi)星發(fā)射任務(wù), 實(shí)現(xiàn)了載人航天與探月工程的偉大壯舉(譚永華 2013). 為了進(jìn)一步提高我國(guó)運(yùn)載火箭的能力, 九十年代以來(lái)我國(guó)研制了120噸級(jí)低溫液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī), 作為CZ-5，CZ-6和CZ-7新一代運(yùn)載火箭的主動(dòng)力裝置. 2020年11月24日, CZ-5遙5運(yùn)載火箭成功托舉嫦娥五號(hào)月球探測(cè)器呼嘯升空. 根據(jù)載人登月等重大航天活動(dòng)和大規(guī)模進(jìn)入空間的發(fā)展需求, 我國(guó)目前開(kāi)展了500噸級(jí)補(bǔ)燃循環(huán)泵后擺液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和200噸級(jí)發(fā)生器循環(huán)液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)先研究(譚永華 2013). 與常溫推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)相比, 大推力低溫液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)采用補(bǔ)燃循環(huán)提高了發(fā)動(dòng)機(jī)比沖, 但總裝結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜, 同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、推質(zhì)比和壽命等指標(biāo)均大幅提高,且要求混合比和推力可大范圍調(diào)節(jié). 在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中, 高壓高速液體流動(dòng)(100 MPa,40 m/s)、高速燃?xì)饬鲃?dòng)(4500 m/s)、大功率渦輪泵(200 MW)和高壓燃燒(50 MPa)等因素導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)中的力學(xué)問(wèn)題十分突出, 并造成地面試車時(shí)多次嚴(yán)重的結(jié)構(gòu)失效(圖1). 如何實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)輕量化的同時(shí)保證其結(jié)構(gòu)完整性, 牽涉到發(fā)動(dòng)機(jī)靜、動(dòng)強(qiáng)度分析、流?熱?固耦合分析、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)、渦輪顫振、疲勞壽命分析等一系列技術(shù). 本文結(jié)合大推力泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)的研制, 對(duì)復(fù)雜力熱環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)中涉及的力學(xué)問(wèn)題進(jìn)行概括、分析和總結(jié), 指出大推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制的力學(xué)需求和未來(lái)研究方向.

2 發(fā)動(dòng)機(jī)力學(xué)特點(diǎn)分析

2.1 推力載荷、熱載荷及流體靜壓力共同作用

大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是由薄壁夾層、空間走向的管路、高速轉(zhuǎn)子、空間桁架等力學(xué)性能各異的部件組成的復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng), 力學(xué)問(wèn)題十分突出, 補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)更為顯著. 圖2歸納總結(jié)了大推力發(fā)動(dòng)機(jī)各組合件的力學(xué)特點(diǎn)，其工作狀態(tài)有如下多個(gè)極端參數(shù): 溫差大, 溫度范圍從?253 ℃液氫到3300 ℃熱燃?xì)? 接觸/相鄰部件間顯著的溫度梯度(李斌 2014); 壓力高, 推力室室壓超過(guò)20 MPa, 燃?xì)獍l(fā)生器室壓達(dá)50 MPa, 燃料二級(jí)泵出口管路壓力可達(dá)70 MPa以上; 起動(dòng)瞬間極端的熱沖擊載荷( >3800 ℃/s); 渦輪泵高轉(zhuǎn)速( >17 000 r/min)和極高的功率密度; 極端的聲學(xué)環(huán)境等.

2.2 多源激勵(lì)動(dòng)載荷、傳遞路徑復(fù)雜

燃燒室和燃?xì)獍l(fā)生器中的燃燒振蕩、渦輪泵軸系周期性高速旋轉(zhuǎn)、渦輪泵流體激振(黃道瓊等 2019)、閥和管路內(nèi)流體脈動(dòng)與沖擊等激勵(lì)載荷(Inoue et al. 2007), 導(dǎo)致(1)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)量級(jí)大, 如120噸級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵存在約400 g (20 Hz ~ 10 kHz, RMS)的加速度振動(dòng)響應(yīng);(2)載荷傳遞路徑十分復(fù)雜, 從燃燒室、發(fā)生器和渦輪泵三個(gè)主要激勵(lì)源產(chǎn)生的動(dòng)載荷在整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)中傳播, 圖3所示為某發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車時(shí)穩(wěn)態(tài)工作階段燃燒室軸向振動(dòng)加速度瀑布圖, 可以看出該位置響應(yīng)中疊加了燃燒室高頻激勵(lì)、渦輪泵基頻、倍頻及隨機(jī)激勵(lì)信息; (3)振動(dòng)頻帶范圍寬, 從低頻到高頻都有很高的能量.

圖3

3 靜力學(xué)分析

3.1 整機(jī)結(jié)構(gòu)載荷分析

整機(jī)靜力學(xué)分析通過(guò)建立整機(jī)結(jié)構(gòu)分析模型(圖4), 分析發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)推力載荷、管路內(nèi)部壓力載荷、熱載荷和火箭加速時(shí)慣性載荷等作用下結(jié)構(gòu)的變形是否協(xié)調(diào), 以確定各組件狀態(tài)及相關(guān)固定拉桿或支板狀態(tài). 工作時(shí), 燃?xì)鈴澒茉跍囟?、壓力載荷的共同作用下會(huì)伸長(zhǎng), 導(dǎo)致渦輪泵以及與渦輪泵相連接的組件跟隨發(fā)生位置移動(dòng), 同時(shí)燃?xì)鈸u擺裝置、機(jī)架等搖擺及傳力組件在工作大推力載荷下均會(huì)產(chǎn)生位移, 導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生較大變形(圖5), 整機(jī)變形是否協(xié)調(diào)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性影響很大. Yoo & Jeon (2020)通過(guò)對(duì)750 kN發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)分析, 對(duì)支架進(jìn)行修改, 解決了熱試車中結(jié)構(gòu)變形不協(xié)調(diào)導(dǎo)致的泄露問(wèn)題. 整機(jī)結(jié)構(gòu)載荷分析的另一個(gè)重要作用是提供組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析所需的界面載荷(Ingram et al. 2006).

圖4

圖5

目前結(jié)構(gòu)分析載荷來(lái)自對(duì)渦輪泵、燃燒室等各個(gè)部件單獨(dú)流場(chǎng)仿真, 實(shí)際上由于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在小空間容納了非常高能量級(jí)的部件, 部件之間存在很強(qiáng)的相互作用, 如一個(gè)大的轉(zhuǎn)角會(huì)在管路中引入一個(gè)很強(qiáng)的二次流, 組件之間的不匹配可能導(dǎo)致災(zāi)難性的后果. JAXA (Japan Aerospace Exploration Agency)嘗試進(jìn)行整機(jī)的三維流動(dòng)分析, 以降低發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)失效的風(fēng)險(xiǎn).為了分析整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī), CFD程序必須能夠處理很寬范圍內(nèi)的壓力、溫度和馬赫數(shù). 在渦輪泵進(jìn)口, 流體處于液相, 馬赫數(shù)約為0.01, 而超音速渦輪的局部最大馬赫數(shù)達(dá)到2.0左右, 此外還必須對(duì)泵?渦輪功率平衡和燃燒室內(nèi)的燃燒進(jìn)行求解. 最終大規(guī)模計(jì)算在超級(jí)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)完成, 由此得到整機(jī)的壓力、流體溫度和結(jié)構(gòu)溫度分布如圖6所示(Tani et al. 2011, 2012, 2013), 整機(jī)流場(chǎng)仿真可以為組件靜力學(xué)分析提供更加準(zhǔn)確的壓力和溫度載荷.

圖6

3.2 組件靜力學(xué)分析

發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)包含大量部組件, 且承受復(fù)雜的熱載荷和機(jī)械載荷, 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)分析需要大量的工作進(jìn)行詳細(xì)建模. 組件靜力學(xué)分析主要用于在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)階段校核關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度, 且在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中隨著設(shè)計(jì)改進(jìn)靜力學(xué)分析往往需要迭代. 利用氣動(dòng)模型產(chǎn)生結(jié)構(gòu)模型所需的載荷, 氣動(dòng)分析包括對(duì)噴管、閥門(mén)、重要管路、轉(zhuǎn)子葉片、靜止導(dǎo)葉等進(jìn)行CFD仿真分析, 計(jì)算的壓力和溫度結(jié)果為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析提供邊界條件. 圖7給出了目前發(fā)動(dòng)機(jī)部件結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析的基本流程, 圖8給出了渦輪靜子溫度云圖及壓力、熱載荷下變形云圖. 后續(xù)發(fā)動(dòng)機(jī)靜強(qiáng)度分析仍需在以下三方面進(jìn)一步完善: (1)提高整機(jī)結(jié)構(gòu)載荷模型精度的同時(shí)縮小模型規(guī)模, 并搭載熱試車對(duì)關(guān)鍵界面載荷進(jìn)行驗(yàn)證; (2)完善材料特性(如線膨脹系數(shù))隨溫度的變化曲線, 特別是低溫下材料特性; (3)進(jìn)一步完善液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)靜強(qiáng)度評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn), 建立極端工作環(huán)境下結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度評(píng)價(jià)體系(Aggarwal 2006).

圖7

圖8

上述的部件靜力學(xué)分析方法實(shí)際上屬于單向耦合計(jì)算, 即流、熱與結(jié)構(gòu)完全解耦, 而實(shí)際中發(fā)動(dòng)機(jī)中的流?熱?固耦合問(wèn)題大多數(shù)都屬于強(qiáng)耦合問(wèn)題, 流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)的計(jì)算需要迭代. 工程中采用單向耦合分析主要是基于以下原因: (1)大推力發(fā)動(dòng)機(jī)中高雷諾數(shù)流動(dòng)使得為了捕捉復(fù)雜流動(dòng)所需的流場(chǎng)仿真資源極大, 如僅120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵的全流場(chǎng)仿真網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)已經(jīng)超過(guò)了3000萬(wàn), 這使得流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)之間的迭代計(jì)算變得異常困難; (2)流體/結(jié)構(gòu)雙向耦合分析工具不成熟, 雙向耦合分析所需周期長(zhǎng), 且極易出現(xiàn)無(wú)法預(yù)料的收斂問(wèn)題, 這在工程研制中是難以忍受的;(3)當(dāng)前的單向耦合分析方法在時(shí)間和計(jì)算精度上基本能滿足工程研制需要.

對(duì)于工程中重點(diǎn)關(guān)注的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問(wèn)題, 這種簡(jiǎn)化流體與結(jié)構(gòu)之間復(fù)雜相互作用的計(jì)算方法在多數(shù)情況下是可以被接受的, 不足之處是可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)過(guò)度保守. 但如果關(guān)心的是結(jié)構(gòu)變形對(duì)流場(chǎng)的影響, 或結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)的瞬態(tài)響應(yīng), 采用雙向耦合顯然是更合適的. 發(fā)動(dòng)機(jī)中的這類復(fù)雜流動(dòng)包括了泵的誘導(dǎo)輪汽蝕流動(dòng)、渦輪部件中含有激波的可壓縮流動(dòng)、波紋管中渦脫落以及超音速噴管中的分離流動(dòng)等. 強(qiáng)度分析的后續(xù)目標(biāo)是將液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)部件結(jié)構(gòu)分析從目前的單向耦合方案轉(zhuǎn)向整個(gè)產(chǎn)品設(shè)計(jì)周期的雙向耦合模擬, 初步選擇的典型結(jié)構(gòu)包括誘導(dǎo)輪、波紋管和噴管等, 這些結(jié)構(gòu)的共同特點(diǎn)是剛度相對(duì)較弱, 且流場(chǎng)的非定常效應(yīng)非常明顯.

4 整機(jī)動(dòng)力學(xué)分析

4.1 低頻特性

在火箭飛行過(guò)程中, 隨著推進(jìn)劑消耗火箭質(zhì)量會(huì)有大幅度地減少, 導(dǎo)致箭體縱向固有頻率在4.5 ~ 9 Hz范圍內(nèi)變化. 新一代運(yùn)載火箭在進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí), 不僅芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng), 同時(shí)需要助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同參與姿態(tài)控制(李家文 2011). 如果火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)存在該范圍內(nèi)的低階頻率, 會(huì)嚴(yán)重影響火箭控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性, 給運(yùn)載系統(tǒng)安全造成威脅. 2005年在某大推力泵前擺發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中曾出現(xiàn)6 Hz低頻諧振問(wèn)題, 解決思路是在發(fā)動(dòng)機(jī)性能不變, 質(zhì)量增量最小的前提下, 對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)修改以達(dá)到火箭總體要求的低階固有頻率. 通過(guò)建立發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)低頻模型, 進(jìn)行常平座剛度、工藝?yán)瓧U角度等參數(shù)靈敏度分析, 最終采用機(jī)架和常平座一體化的結(jié)構(gòu)修改方案, 并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證, 成功提高發(fā)動(dòng)機(jī)的一階固有頻率(圖9). 根據(jù)6 Hz問(wèn)題研制經(jīng)驗(yàn), 后續(xù)在大推力泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)研制初期, 在總裝方案階段, 通過(guò)建立整機(jī)低頻模型, 對(duì)總裝結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行仿真優(yōu)化, 以滿足火箭總體對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的低頻要求.

圖9

4.2 整機(jī)精細(xì)化動(dòng)力學(xué)模型

振動(dòng)環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)強(qiáng)度分析的關(guān)鍵是建立在感興趣頻率范圍內(nèi)精確的有限元模型, 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模方法和模型修正技術(shù)一直是研究的重點(diǎn)(杜大華等 2018a, 閆松等 2018). 如圖10所示為SSME (space shuttle main engine)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型的發(fā)展過(guò)程, 從最初的梁?jiǎn)卧Ｐ? 到實(shí)體和殼單元模型, 最終建立了包含較細(xì)管路的精細(xì)完善的整機(jī)模型(Baker & Pray 2011).

圖10

為了獲得MC-1發(fā)動(dòng)機(jī)精確的整機(jī)模型, NASA進(jìn)行了超過(guò)5輪的模型修正, 并單獨(dú)開(kāi)展了高溫下復(fù)合材料噴管的模態(tài)試驗(yàn)用于修正噴管的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型, 最終建立了包含燃燒室、噴管、渦輪泵等結(jié)構(gòu)的整機(jī)模型, 理論和實(shí)測(cè)固有頻率前10階的最大誤差不超過(guò)5% (Frady et al. 2002).

大推力發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模的難點(diǎn)在于發(fā)動(dòng)機(jī)組成結(jié)構(gòu)復(fù)雜、連接與約束形式多樣化,特別對(duì)于螺旋銑槽、夾層結(jié)構(gòu)等, 缺乏有效的建模方法. 整機(jī)模態(tài)試驗(yàn)?zāi)塬@得最多十幾階的低階固有頻率和振型, 而整機(jī)模型中不確定的參數(shù)達(dá)近百個(gè), 造成模型修正問(wèn)題欠定. 此外, 準(zhǔn)確的模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果是進(jìn)行模型修正的依據(jù), 而傳統(tǒng)粘貼加速度傳感器的模態(tài)試驗(yàn)難以獲得如推力室、空間管路等復(fù)雜結(jié)構(gòu)精確的模態(tài)振型. 針對(duì)以上問(wèn)題, 西安航天動(dòng)力研究所(Yan et al. 2017, 閆松等 2017)利用三維掃描測(cè)振方法獲得復(fù)雜結(jié)構(gòu)如推力室的模態(tài)參數(shù)(圖11), 該方法具有振型空間分辨率高、測(cè)點(diǎn)定位準(zhǔn)確等優(yōu)勢(shì), 特別適用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中弱剛度結(jié)構(gòu)和復(fù)雜弧面結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗(yàn)、相關(guān)性分析和模型修正. 為了構(gòu)建精確的整機(jī)模型, 增加模態(tài)試驗(yàn)所得的實(shí)測(cè)信息, 嘗試采用從部件到整機(jī)分層級(jí)模型修正的方法. 如圖12, 對(duì)關(guān)鍵承載部件如推力室、渦輪泵和機(jī)架等, 建立其動(dòng)力學(xué)模型后, 采用各部件的模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)理論模型進(jìn)行修正, 而后通過(guò)動(dòng)力學(xué)縮聚減少部件的單元規(guī)模. 對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)中的細(xì)管路、閥門(mén)和連接結(jié)構(gòu), 由于其對(duì)整機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性影響較小, 單元數(shù)也較少, 直接建立其有限元模型, 最終組裝得到整機(jī)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型,前10階理論和實(shí)測(cè)頻率和振型吻合地很好.

圖11

圖12

4.3 多源載荷等效

內(nèi)部激勵(lì)環(huán)境下的響應(yīng)計(jì)算的難點(diǎn)在于渦輪泵、燃燒室和燃?xì)獍l(fā)生器等激勵(lì)源處的激勵(lì)力不能直接測(cè)得, 熱試車時(shí)加速度測(cè)量結(jié)果實(shí)際上是激勵(lì)源附近的響應(yīng)而非激勵(lì), 并且有限元模型也不計(jì)算這些位置固定時(shí)的模態(tài)(Baker & Pray 2011). 早期NASA在計(jì)算MC-1發(fā)動(dòng)機(jī)的界面載荷時(shí)直接將MC-1的加速度環(huán)境載荷作為輸入力, 計(jì)算所得界面載荷值異常大, 正是說(shuō)明了不能直接將響應(yīng)作為輸入載荷進(jìn)行計(jì)算(Christensen et al. 1998). 進(jìn)行內(nèi)部激勵(lì)環(huán)境下響應(yīng)計(jì)算的合理方法是使用發(fā)動(dòng)機(jī)與箭體對(duì)接面固定的一組模態(tài)來(lái)計(jì)算響應(yīng), 該方法需要將在激勵(lì)源附近測(cè)得的加速度轉(zhuǎn)換成渦輪泵、燃?xì)獍l(fā)生器和燃燒室相應(yīng)位置的力, 即多源載荷等效技術(shù), 這是進(jìn)行液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部激勵(lì)仿真遇到的主要挑戰(zhàn).

Christensen等(2007)給出了幾種再現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)加速度振動(dòng)環(huán)境的方法, Belelloch (2009)提出了一種進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)響應(yīng)匹配的方法. Yan等(2016)在發(fā)動(dòng)機(jī)多源載荷等效中, 分別采用Tikhonov正則化, 加權(quán)頻響函數(shù)矩陣和優(yōu)化選擇響應(yīng)測(cè)點(diǎn)組合等多種方法提高載荷的識(shí)別精度, 并開(kāi)展了實(shí)驗(yàn)室條件下發(fā)動(dòng)機(jī)多源載荷識(shí)別的驗(yàn)證工作. 試驗(yàn)示意圖如圖13所示, 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)倒扣于地面工裝上, 3個(gè)電磁激振器分別在燃燒室、渦輪泵和燃?xì)獍l(fā)生器處施加激勵(lì)載荷. 在渦輪泵上施加510 Hz的定頻載荷, 在燃燒室和燃?xì)獍l(fā)生器處施加隨機(jī)載荷. 最終通過(guò)多源載荷識(shí)別, 同時(shí)得到了發(fā)生器和燃燒室處的隨機(jī)載荷與渦輪泵處的定頻激勵(lì)載荷, 且識(shí)別結(jié)果與施加的激勵(lì)力載荷一致性很好, 如圖14.

圖13

圖14

5 關(guān)鍵部件的力學(xué)問(wèn)題

5.1 燃?xì)鈸u擺裝置

燃?xì)鈸u擺裝置(圖15)是大推力泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)的核心組件, 它既是發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量傳遞的關(guān)鍵組件, 又是燃?xì)饴窊u擺變形的補(bǔ)償環(huán)節(jié), 傳遞推力載荷大, 工作介質(zhì)涉及高溫富氧燃?xì)?、液氧、低溫氣? 工作壓力高(20 MPa以上), 同時(shí)又能滿足一定角度的搖擺需求.燃?xì)鈸u擺裝置主要包括三部分結(jié)構(gòu):

圖15

(1)傳力組件(圖16), 下法蘭與推力室連接, 承受推力室產(chǎn)生的推力, 通過(guò)傳力下叉將推力傳遞到常平環(huán), 常平環(huán)通過(guò)傳力上叉將推力傳遞到傳力外環(huán), 傳力內(nèi)環(huán)與傳力外環(huán)為整體焊接件.傳力外環(huán)將推力傳遞到機(jī)架, 而后傳遞到箭體或試車臺(tái)架, 在大角度搖擺時(shí)傳力組件存在局部區(qū)域應(yīng)力偏大的問(wèn)題.

圖16

(2)波紋管組件, 由波紋管和鎧裝環(huán)組成, 波紋管為多層S型波紋管(圖17), 在生產(chǎn)過(guò)程中將鎧裝環(huán)嵌入, 波紋管組件承受燃?xì)獾膲毫? 同時(shí)補(bǔ)償搖擺時(shí)的變形. 波紋管的薄壁特點(diǎn)決定了波紋管在塑性范圍或接近塑性的應(yīng)力下工作, 波紋管的研究包括波紋管層數(shù)對(duì)力學(xué)性能影響分析及波形優(yōu)化等.

圖17

(3)熱防護(hù)結(jié)構(gòu), 為了改善波紋管組件的熱環(huán)境, 采用液氧進(jìn)行冷卻, 從燃?xì)獍l(fā)生器球殼處取液氧, 分別從上下法蘭處通入波紋管組件和上下導(dǎo)流筒之間(圖15), 降低波紋管組件的工作溫度, 上下導(dǎo)流筒同時(shí)起到了降低燃?xì)饬鲃?dòng)阻力的作用. 導(dǎo)流筒設(shè)計(jì)為薄壁收縮管, 懸臂端的振動(dòng)可能引起結(jié)構(gòu)的疲勞破壞.

目前我國(guó)120噸級(jí)高壓燃?xì)鈸u擺裝置已通過(guò)熱試考核, 但研制過(guò)程中仍然存在軟管分離載荷及搖擺力矩偏大的問(wèn)題, 且針對(duì)可重復(fù)使用的需求, 后續(xù)仍需開(kāi)展以下研究: (1)進(jìn)一步降低搖擺軟管分離載荷; (2)降低大角度搖擺時(shí)傳力上叉、下叉局部應(yīng)力, 提高安全系數(shù); (3)降低燃?xì)鈸u擺裝置結(jié)構(gòu)重量及搖擺力矩; (4)高壓條件下?lián)u擺軟管壽命量化評(píng)估及試驗(yàn)驗(yàn)證.

5.2 渦輪泵中的典型力學(xué)問(wèn)題

渦輪泵是泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中渦輪和泵組合的總稱, 其主要功能是將推進(jìn)劑貯箱中低壓推進(jìn)劑增壓后輸送給主燃燒室和燃?xì)獍l(fā)生器. 大推力發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速達(dá)17 000 r/min,工作時(shí)整個(gè)軸向存在極大的熱梯度, 氧泵浸泡在溫度為?180 ℃的液氧中, 而渦輪端入口燃?xì)獾臏囟冗_(dá)500 ℃以上. 對(duì)于補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī), 驅(qū)動(dòng)渦輪的燃?xì)鈦?lái)自燃?xì)獍l(fā)生器中液氧和煤油的燃燒產(chǎn)物, 渦輪入口壓力在35 MPa以上. 大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵面臨極高功重比的挑戰(zhàn), 其總的力學(xué)設(shè)計(jì)目標(biāo)如下:

(1)靜止部件和旋轉(zhuǎn)部件能承受嚴(yán)重的熱沖擊載荷(Reynolds 1966), 如預(yù)冷時(shí)渦輪承受長(zhǎng)時(shí)間液氧的低溫環(huán)境載荷, 發(fā)動(dòng)機(jī)迅速起動(dòng)瞬間承受高溫?zé)崛細(xì)鉀_擊.

(2)轉(zhuǎn)子部件和殼體在離心力和高壓流體作用下具有足夠的靜強(qiáng)度, 且高壓下殼體局部不可避免的出現(xiàn)屈服(圖18), 在強(qiáng)振動(dòng)環(huán)境中屈服部位有足夠的疲勞壽命.

圖18

(3)常溫裝配的渦輪泵在工作內(nèi)壓載荷下殼體存在較大徑向變形, 確保靜止?旋轉(zhuǎn)件間在所有工況下間隙合理的基礎(chǔ)上減少泄露.

對(duì)渦輪泵中具體力學(xué)問(wèn)題的研究涉及轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)、流體激振、誘導(dǎo)輪汽蝕振蕩、軸向力平衡和渦輪顫振等問(wèn)題.

5.2.1 轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)

轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)研究高速轉(zhuǎn)動(dòng)下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性和共振問(wèn)題, 內(nèi)容包括轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的建模分析、臨界轉(zhuǎn)速和不平衡響應(yīng)計(jì)算等. 轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性與軸系以及轉(zhuǎn)子支承狀態(tài)密切相關(guān), 并直接影響渦輪泵總體方案和布局. 渦輪泵研制中大多數(shù)故障都是由于轉(zhuǎn)子振動(dòng)過(guò)大引起的, 即使轉(zhuǎn)子的振動(dòng)在短時(shí)間內(nèi)超出允許值, 也可能導(dǎo)致軸承損壞、密封失效、轉(zhuǎn)子自身斷裂等故障.

大功率、高轉(zhuǎn)速的氫渦輪泵中的轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)問(wèn)題更為突出, 由于液氫黏性和阻尼都較低, 造成氫泵的阻尼非常小, 其穩(wěn)定性控制難度更大(夏德新 2001). 20世紀(jì)80年代, 美國(guó)在SSME發(fā)動(dòng)機(jī)液氧、液氫渦輪泵的研制中陸續(xù)出現(xiàn)了一系列轉(zhuǎn)子異常振動(dòng)問(wèn)題, 導(dǎo)致試車失敗甚至發(fā)生爆炸(趙經(jīng)明 2018), 其中最受關(guān)注的是液氫渦輪泵的嚴(yán)重次同步振動(dòng)導(dǎo)致轉(zhuǎn)子發(fā)生失穩(wěn)破壞.Childs (1993)通過(guò)研究發(fā)現(xiàn), 該低頻失穩(wěn)現(xiàn)象是由于高壓差下渦輪泵中小間隙環(huán)形密封引入的交叉剛度所導(dǎo)致, 最終通過(guò)在密封前設(shè)計(jì)安裝預(yù)旋裝置解決了失穩(wěn)問(wèn)題. 日本、韓國(guó)以及我國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制中, 都經(jīng)歷過(guò)由于渦輪泵轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)問(wèn)題導(dǎo)致渦輪泵失效問(wèn)題(圖19), 并造成研制周期增加, 甚至試車、飛行任務(wù)失敗.

圖19

后續(xù)渦輪泵轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)的研究需要關(guān)注以下幾個(gè)方面: (1)轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性計(jì)算及其影響因素分析. 我國(guó)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)氧渦輪泵轉(zhuǎn)子工作在一階臨界轉(zhuǎn)速附近, 為保證轉(zhuǎn)子運(yùn)行可靠性以及滿足后續(xù)渦輪泵性能提升需求, 需要建立高精度的轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性預(yù)測(cè)方法, 充分考慮高壓高轉(zhuǎn)速下密封等小間隙流動(dòng)的耦合作用、葉輪浸液流體軟化作用以及軸承動(dòng)特性等, 準(zhǔn)確預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速以及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性; 此外, 轉(zhuǎn)子預(yù)緊力、裝配工藝、工作環(huán)境的影響也是渦輪泵轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)研究中需要關(guān)注的方面. (2)密封及轉(zhuǎn)子系統(tǒng)穩(wěn)定性分析, 對(duì)于低溫柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng),在軸承阻尼較小的情況下, 泵內(nèi)小間隙密封引入的交叉剛度會(huì)造成轉(zhuǎn)子失穩(wěn), 世界各國(guó)在研制氫燃料渦輪泵等柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)時(shí)均遇到該問(wèn)題. 早期我國(guó)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵大多采用剛性轉(zhuǎn)子系統(tǒng), 缺乏柔性轉(zhuǎn)子的研制經(jīng)驗(yàn)以及對(duì)相應(yīng)的密封?轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性問(wèn)題的深入研究. (3)轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)研究, 根據(jù)氫渦輪泵設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn), 單純依靠分析與計(jì)算無(wú)法徹底解決轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)問(wèn)題, 除了在設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行大量的分析和計(jì)算外, 還需突破高速轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)(鄭繼坤和吳建軍 2005).

5.2.2 動(dòng)靜干涉流體激振

動(dòng)靜干涉流體激振是旋轉(zhuǎn)機(jī)械中常見(jiàn)的一種激振現(xiàn)象, 它是由于轉(zhuǎn)子與靜子之間相對(duì)位置變化引起的不穩(wěn)定流動(dòng), 進(jìn)而激勵(lì)結(jié)構(gòu)發(fā)生振動(dòng). 大推力發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵主要關(guān)注泵端流體激振現(xiàn)象, 其表現(xiàn)為以葉輪葉片通過(guò)頻率及其倍頻為主導(dǎo)頻率的振動(dòng)現(xiàn)象.

關(guān)于離心泵動(dòng)靜干涉流體激振的研究, 國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)各種類型離心泵研究了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)泵內(nèi)葉輪/隔舌或葉輪/導(dǎo)葉間的動(dòng)靜干涉效應(yīng)的影響, 取得了豐富的研究成果. 然而, 相關(guān)研究主要集中在結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單的低轉(zhuǎn)速民用離心泵, 對(duì)于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵這類高速?gòu)?fù)雜離心泵的研究相對(duì)較少. 高速離心泵的泵內(nèi)流動(dòng)更為復(fù)雜, 需要更精細(xì)的數(shù)值計(jì)算方法以及更多的計(jì)算資源. 日本JAXA (Kato et al. 2003, Nishimoto et al. 2007, Yamanishi et al. 2008)在研制LE-7A火箭發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí), 通過(guò)開(kāi)發(fā)流場(chǎng)仿真軟件FrontFlow/Blue, 基于大渦模擬方法對(duì)該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)氫燃料泵進(jìn)行了流場(chǎng)仿真, 準(zhǔn)確捕捉到了泵內(nèi)動(dòng)靜干涉現(xiàn)象, 并對(duì)其引起的壓力脈動(dòng)及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行了預(yù)測(cè). 在我國(guó)新一代液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中, 渦輪泵出現(xiàn)了顯著的動(dòng)靜干涉激振現(xiàn)象, 其中氧泵振動(dòng)量級(jí)過(guò)大, 尤其是高工況下18倍頻振動(dòng)突增, 嚴(yán)重制約了發(fā)動(dòng)機(jī)性能及可靠性的提升. 針對(duì)該問(wèn)題, 西安航天動(dòng)力研究所對(duì)氧渦輪泵離心輪與擴(kuò)壓器間動(dòng)靜干涉流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了研究(Yang et al. 2019, 楊寶鋒等 2019), 在此基礎(chǔ)上突破了可抑制動(dòng)靜干涉激振的新型擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)技術(shù), 與傳統(tǒng)的葉片式擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)(圖20(a))相比, 新型擴(kuò)壓器 (圖20(b)) 在保證揚(yáng)程效率不變的情況下顯著降低動(dòng)靜干涉流體激振現(xiàn)象, 其中動(dòng)靜干涉主頻幅值降低95%以上, 渦輪泵整體振動(dòng)水平降低25%以上, 并且消除了高工況下振動(dòng)突增現(xiàn)象.

圖20

針對(duì)渦輪泵動(dòng)靜干涉流體激振研究, 仍需開(kāi)展以下工作: (1)動(dòng)靜干涉流體激振的高精度數(shù)值預(yù)測(cè)方法研究. 目前公開(kāi)文獻(xiàn)的主流數(shù)值方法在復(fù)雜離心泵流場(chǎng)預(yù)測(cè)方面精度明顯不足, 后續(xù)需針對(duì)高速?gòu)?fù)雜離心泵內(nèi)高旋轉(zhuǎn)強(qiáng)剪切流動(dòng)發(fā)展相應(yīng)的高精度數(shù)值模擬方法及流固耦合方法,以提高動(dòng)靜干涉流體作用下結(jié)構(gòu)振動(dòng)的預(yù)測(cè)精度. (2)動(dòng)靜干涉流體激振作用機(jī)理及影響因素研究. 目前僅初步掌握了葉輪與葉片式擴(kuò)壓器間動(dòng)靜干涉的作用機(jī)理, 對(duì)于葉輪與其他形式擴(kuò)壓器間動(dòng)靜干涉作用機(jī)理以及影響因素尚不明確, 后續(xù)可針對(duì)抑振機(jī)理以及擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)優(yōu)化進(jìn)行研究. 此外, 可探索其他途徑的抑振技術(shù), 如從控制振動(dòng)傳播過(guò)程中的能量耗散方面進(jìn)行振動(dòng)抑制,進(jìn)一步降低泵內(nèi)流體激振水平.

5.2.3 誘導(dǎo)輪汽蝕振蕩

大推力發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵中, 通常在離心輪前安裝誘導(dǎo)輪以提高離心輪的抗汽蝕性能. 誘導(dǎo)輪的存在允許渦輪泵工作在很高的轉(zhuǎn)速及低入口壓力下. 對(duì)于大范圍變工況渦輪泵, 泵在非設(shè)計(jì)工況下的抗汽蝕性能較差, 誘導(dǎo)輪的汽蝕問(wèn)題會(huì)造成誘導(dǎo)輪流道堵塞, 泵揚(yáng)程迅速下降和汽蝕不穩(wěn)定. 此外氣泡從低壓到高壓區(qū)高速運(yùn)動(dòng), 隨后在高壓區(qū)破滅會(huì)造成葉片的機(jī)械損傷(圖21)和異常振動(dòng)等問(wèn)題.

圖21

汽蝕不穩(wěn)定通常是非定常且周期性的, 旋轉(zhuǎn)空化和空化喘振是發(fā)動(dòng)機(jī)中最常見(jiàn)的類型, 其中旋轉(zhuǎn)空化最受關(guān)注(Vermes 2017). 旋轉(zhuǎn)空化發(fā)生時(shí), 空化區(qū)常按轉(zhuǎn)動(dòng)方向以輕微超同步或同步轉(zhuǎn)速(1.0 ~ 1.4倍轉(zhuǎn)速)在葉片間遷移, 也可能按轉(zhuǎn)動(dòng)逆方向以亞同步轉(zhuǎn)速遷移. 旋轉(zhuǎn)空化使得誘導(dǎo)輪穩(wěn)態(tài)流動(dòng)的對(duì)稱性遭到破壞, 造成流量在各流道中的不均勻分布, 從而產(chǎn)生具有一定周期性的不平衡徑向力, 其外在表現(xiàn)主要是超同步轉(zhuǎn)動(dòng)頻率的局部振動(dòng)(陳暉等 2009). 對(duì)于低溫介質(zhì)如液氧和液氫, 由于其物性參數(shù)隨溫度和壓力變化比常溫水更敏感, 汽蝕特性與常溫介質(zhì)的汽蝕特性有明顯區(qū)別, 需要考慮汽蝕過(guò)程中的熱力學(xué)效應(yīng)(Xiang et al. 2019, 項(xiàng)樂(lè)等 2020). 最近的某些試驗(yàn)研究表明, 同步旋轉(zhuǎn)汽蝕受流量影響, 流量越大, 同步旋轉(zhuǎn)汽蝕越強(qiáng)(李欣等 2017).

在LE-7發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵研發(fā)過(guò)程中, 出現(xiàn)了由于旋轉(zhuǎn)汽蝕導(dǎo)致的超同步軸振動(dòng)問(wèn)題, 振動(dòng)頻率與轉(zhuǎn)速頻率比在1.0 ~ 1.2之間, 通過(guò)對(duì)上游殼體結(jié)構(gòu)改進(jìn)幾乎消除了軸的振動(dòng)問(wèn)題(Hashimoto et al. 1997). MC-1發(fā)動(dòng)機(jī)研制中曾遭遇旋轉(zhuǎn)汽蝕及汽蝕喘振問(wèn)題(Zoladz 2001). 我國(guó)大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中, 也曾遭遇旋轉(zhuǎn)空化問(wèn)題. 熱試車中氧泵軸端位移表現(xiàn)出強(qiáng)烈的1.13倍頻, 采用新型誘導(dǎo)輪方案(圖22)后1.13倍頻消失, 誘導(dǎo)輪的旋轉(zhuǎn)空化問(wèn)題得到明顯抑制(圖23),發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵水試和熱試車位移振動(dòng)量級(jí)均下降40%以上, 氧泵各方向振動(dòng)加速度1倍頻、3倍頻、6倍頻及12倍頻幅值均減小.

圖22

圖23

雖然我國(guó)大推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制中通過(guò)對(duì)誘導(dǎo)輪改進(jìn)抑制了泵振動(dòng)位移, 但目前關(guān)于旋轉(zhuǎn)空化的物理機(jī)理仍不完全清楚, 導(dǎo)致又出現(xiàn)一系列新的問(wèn)題. 基于高速攝像和動(dòng)態(tài)參數(shù)采集的試驗(yàn)技術(shù)是研究汽蝕不穩(wěn)定的主要方法, 最近西安航天動(dòng)力研究所搭建了國(guó)內(nèi)首座可控溫誘導(dǎo)輪汽蝕可視化試驗(yàn)臺(tái), 深入研究了不同工況下誘導(dǎo)輪內(nèi)部汽蝕流動(dòng)特性, 揭示了旋轉(zhuǎn)汽蝕的發(fā)生過(guò)程及其特征頻率的產(chǎn)生根源(Xiang et al. 2021, 項(xiàng)樂(lè)等 2019, 張亞太等 2020). 如圖24所示, 三個(gè)葉片上汽蝕長(zhǎng)度呈現(xiàn)出顯著的沿周向傳播的周期性波動(dòng)特征, 單個(gè)葉片汽蝕區(qū)波動(dòng)頻率為0.18倍葉輪轉(zhuǎn)頻, 汽蝕區(qū)波動(dòng)傳播方向與葉輪旋轉(zhuǎn)方向一致, 即汽蝕區(qū)波動(dòng)傳播速度快于葉輪轉(zhuǎn)速, 因此整體來(lái)看旋轉(zhuǎn)汽蝕特征頻率為1.18倍頻. 目前的研究工作已經(jīng)揭示了旋轉(zhuǎn)汽蝕工況下誘導(dǎo)輪內(nèi)汽蝕區(qū)演變過(guò)程, 但是關(guān)于各類汽蝕不穩(wěn)定現(xiàn)象發(fā)生工況預(yù)測(cè)判據(jù)的理論研究還比較鮮見(jiàn),Tsujimoto等(1993)和Watanabe等(2001)建立的一維理論模型應(yīng)用于工程時(shí)具有很強(qiáng)的局限性, 同時(shí)目前CFD方法在捕捉誘導(dǎo)輪汽蝕不穩(wěn)定現(xiàn)象方面有明顯的不足, 亟待進(jìn)一步發(fā)展. 通過(guò)大量實(shí)驗(yàn)、仿真和理論研究揭示汽蝕不穩(wěn)定的發(fā)生機(jī)理, 并最終建立誘導(dǎo)輪和相關(guān)殼體的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則以抑制旋轉(zhuǎn)空化不穩(wěn)定是高性能渦輪泵研制中汽蝕的研究目標(biāo)(Herda & Gross 1996, Jakobsen & Keller 1971).

圖24

5.2.4 大范圍軸向力平衡

補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵出口的壓力可達(dá)40 MPa以上, 主軸上的組件中較小的不平衡面積就可以產(chǎn)生很大的軸向力. 渦輪通常采用低壓比、大流量小反力度, 工作時(shí)渦輪也會(huì)產(chǎn)生軸向力, 僅靠止推軸承承受氧泵和渦輪工作時(shí)產(chǎn)生的軸向力是不現(xiàn)實(shí)的(黃智勇等 2004). 大范圍變工況工作的渦輪泵其軸向力一般通過(guò)平衡活塞調(diào)節(jié), 平衡活塞由離心輪后蓋板和殼體組成(圖25). 其原理是通過(guò)調(diào)整離心輪后高、低壓間隙來(lái)保證止推軸承的軸向載荷處于一定范圍之內(nèi). 當(dāng)泵工況變化時(shí), 出現(xiàn)的不平衡軸向力就會(huì)使軸移動(dòng), 導(dǎo)致平衡腔內(nèi)壓發(fā)生變化, 進(jìn)而作用在離心輪后蓋板上的軸向力發(fā)生變化, 補(bǔ)償產(chǎn)生的不平衡軸向力.

圖25

美國(guó)和俄羅斯均開(kāi)發(fā)了針對(duì)各自產(chǎn)品的軸向力平衡程序, 能夠在渦輪泵研發(fā)中對(duì)軸向力平衡問(wèn)題快速迭代. 馬歇爾空間飛行中心采用自研程序GFSSP (generalized fluid system simulation program), 建立了包含邊界節(jié)點(diǎn)、內(nèi)部節(jié)點(diǎn)和所有分支的模型, 計(jì)算了MC-1發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵起動(dòng)過(guò)程中的內(nèi)部流場(chǎng)并評(píng)估了剩余軸向力(Van Hooser et al. 1999). Brunner (1966)通過(guò)理論計(jì)算與試驗(yàn)測(cè)量對(duì)M-1發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪氧泵的軸向力與時(shí)間關(guān)系開(kāi)展了相關(guān)研究, 通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試不同工況下渦輪氧泵的啟動(dòng)瞬態(tài)特性.

目前我國(guó)對(duì)工作時(shí)泵和渦輪產(chǎn)生的軸向力難以準(zhǔn)確理論預(yù)估, 且常溫、常壓下裝配的渦輪泵在低溫、高壓下工作時(shí), 平衡活塞的初始狀態(tài)會(huì)發(fā)生變化, 無(wú)法對(duì)工作時(shí)平衡活塞的工作特性進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè). 后續(xù)需要在以下幾個(gè)方面深入研究: (1)設(shè)計(jì)平衡活塞地面試驗(yàn)器, 難點(diǎn)在于轉(zhuǎn)子位移的精確控制與測(cè)量, 轉(zhuǎn)子軸向力的測(cè)量等; (2)開(kāi)展軸向力的預(yù)測(cè)分析, 這需要對(duì)主流(通過(guò)誘導(dǎo)輪、離心輪和渦輪葉片的流動(dòng))和小流路(軸承和密封的流動(dòng))進(jìn)行高精度流場(chǎng)數(shù)值模擬,計(jì)算中包括了縫隙流動(dòng)、靜葉和動(dòng)葉交界, 相變、流體的摻混和熱交換等, 由于液氧物性參數(shù)受壓力、溫度的影響較大, 仿真計(jì)算存在較大難度; (3)起動(dòng)與關(guān)機(jī)等瞬態(tài)工況下, 渦輪泵軸向力特性變化規(guī)律研究. 大功率渦輪泵軸向力平衡系統(tǒng)的研制目標(biāo)為平衡能力強(qiáng), 反應(yīng)靈敏, 可靠性高,能適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍變工況.

5.2.5 高壓超音速渦輪顫振

受迫響應(yīng)(Brown & Schmauch 2012)和顫振是高性能渦輪力學(xué)分析的難題. 渦輪承受多種導(dǎo)致高周疲勞的載荷源, 如發(fā)生器傳遞過(guò)來(lái)的脈動(dòng)壓力, 分支管流動(dòng)不穩(wěn)定, 動(dòng)靜干涉以及渦輪葉片尾緣的渦脫落導(dǎo)致的動(dòng)應(yīng)力等(Marcu et al. 2005). 對(duì)渦輪盤(pán)受迫響應(yīng)振動(dòng)幅值和應(yīng)力的評(píng)估是一個(gè)多學(xué)科問(wèn)題, 結(jié)構(gòu)上需要考慮固有頻率、振型和結(jié)構(gòu)的阻尼, 流場(chǎng)上需要考慮氣動(dòng)力的幅值和氣動(dòng)阻尼, 綜合分析才能有效評(píng)估受迫響應(yīng)的動(dòng)應(yīng)力和渦輪的疲勞壽命(Laumert 2002).

渦輪的顫振必須與受迫響應(yīng)(如動(dòng)靜干涉或非穩(wěn)態(tài)渦脫落等)區(qū)分開(kāi), 顫振是氣彈不穩(wěn)定, 是葉盤(pán)系統(tǒng)某一階模態(tài)開(kāi)始發(fā)生線性不穩(wěn)定, 在很高的氣動(dòng)載荷下, 由于系統(tǒng)“負(fù)阻尼”振動(dòng)幅值不斷增加, 能在幾秒鐘內(nèi)導(dǎo)致葉盤(pán)破壞或極限環(huán)振蕩(M?rtensson 2006). 由于渦輪盤(pán)顫振, 在超過(guò)17 000 r/min的轉(zhuǎn)速下, 對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)及火箭都是災(zāi)難性的. 這種發(fā)生在渦輪中的顫振與發(fā)生在外部流動(dòng)(機(jī)翼繞流)的顫振是不同的, 在外部流動(dòng)中, 顫振是彎扭模態(tài)耦合導(dǎo)致. 在渦輪內(nèi)部流動(dòng)中,結(jié)構(gòu)剛性更大, 顫振發(fā)生主要是由于振動(dòng)模態(tài)(如盤(pán)二階徑)與非定常的氣動(dòng)行為(如邊界層分離, 激波運(yùn)動(dòng)等)相互作用造成(Ferria 2011).

大推力發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪一般采用小展弦比葉片且周圍有圍帶, 剛性較大, 這樣的設(shè)計(jì)看起來(lái)發(fā)生顫振的風(fēng)險(xiǎn)很小. 值得注意的是, 與噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中的風(fēng)扇、壓氣機(jī)或渦輪葉片相比, 其相對(duì)流動(dòng)速度為500 ~ 600 m/s, 壓力一般低于4 MPa. 而液氧/液氫渦輪中的聲速很高, 馬赫數(shù)可超過(guò)2導(dǎo)致強(qiáng)激波, 相對(duì)流速2000 ~ 3000 m/s, 壓力可達(dá)8 MPa量級(jí), 使得高壓超音速渦輪的顫振問(wèn)題成為一個(gè)必須被認(rèn)真對(duì)待的問(wèn)題(M?rtensson 2006). 如圖26給出了超音速渦輪復(fù)雜的流動(dòng)模式,圖中給出了超音速流動(dòng)區(qū)域, 渦輪中的流動(dòng)牽涉到超音速流動(dòng)的突然轉(zhuǎn)向、流動(dòng)分離、激波的運(yùn)動(dòng)與結(jié)構(gòu)的振動(dòng)相互影響等問(wèn)題, 這種超音速流動(dòng)中的激波與湍流邊界層的相互作用可能會(huì)帶來(lái)嚴(yán)重的問(wèn)題. 渦輪盤(pán)具有截然不同的節(jié)圓和節(jié)徑兩種振型(圖27), 根據(jù)研制經(jīng)驗(yàn), 最不穩(wěn)定的模態(tài)是盤(pán)的二階徑振型.

圖26

圖27

在渦輪設(shè)計(jì)階段, 重要的是如何預(yù)測(cè)是否會(huì)發(fā)生顫振. 模態(tài)振型和減縮頻率是兩個(gè)重要的參數(shù), 由于減縮頻率非常低導(dǎo)致某些模態(tài)可能會(huì)出現(xiàn)負(fù)的氣動(dòng)阻尼(Groth et al. 2010). 確保系統(tǒng)各階模態(tài)在所有工況的流速下阻尼都是正值, 對(duì)于預(yù)防顫振是非常重要的. 可以通過(guò)線性諧波歐拉方法計(jì)算由于預(yù)定的結(jié)構(gòu)振動(dòng)(即某階振型)導(dǎo)致的諧波擾動(dòng), 進(jìn)而計(jì)算每個(gè)循環(huán)周期的氣動(dòng)功和氣動(dòng)阻尼. 氣動(dòng)阻尼實(shí)質(zhì)上表征的是氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的相位關(guān)系, 當(dāng)計(jì)算所得氣動(dòng)阻尼是負(fù)值, 氣動(dòng)力在每個(gè)周期內(nèi)會(huì)增加振動(dòng)的幅值. 系統(tǒng)總的阻尼是氣動(dòng)阻尼和結(jié)構(gòu)阻尼之和, 當(dāng)總的阻尼為負(fù)值, 則預(yù)示顫振的發(fā)生.

工程中常用兩種方法使渦輪達(dá)到氣動(dòng)穩(wěn)定: (1)提供足夠的結(jié)構(gòu)阻尼, 結(jié)構(gòu)阻尼包括了材料阻尼和摩擦阻尼, 盤(pán)和葉片結(jié)構(gòu)本身存在材料阻尼, 但極其小, 對(duì)于Ni基材料通常阻尼小于0.1%(M?rtensson 2006). 接觸導(dǎo)致的摩擦阻尼是非線性的, 且強(qiáng)烈依賴于振型, 采用分體式渦輪盤(pán)替代整體式渦輪盤(pán)對(duì)于提高2節(jié)徑的阻尼已被證明是有效的. (2)引入有意的失諧可用于穩(wěn)定不穩(wěn)定模態(tài), 失諧可以使造成行波的頻率分離, 從而破壞該階模態(tài)不穩(wěn)定氣動(dòng)功所需的結(jié)構(gòu)對(duì)稱性. 失諧的缺點(diǎn)是可能引入新的模態(tài)使得受迫響應(yīng)分析更加復(fù)雜. 目前尚缺乏有效的程序用于快速預(yù)測(cè)超音速流動(dòng)下渦輪是否會(huì)發(fā)生顫振, 以及在此基礎(chǔ)上的葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法. 工程中主要依靠增加摩擦阻尼抑制顫振, 失諧對(duì)于顫振的抑制作用仍需進(jìn)一步開(kāi)展理論研究和試驗(yàn)驗(yàn)證工作.

5.3 燃燒組件典型力學(xué)問(wèn)題

5.3.1 推力室熱疲勞及蠕變

推力室是燃料和氧化劑發(fā)生化學(xué)反應(yīng)的場(chǎng)所, 燃?xì)獾臏囟瓤蛇_(dá)3300 ℃以上, 從高溫燃?xì)獾酵屏κ冶诰哂蟹浅８叩臒崃髅芏? 且高性能要求推力室高室壓, 可達(dá)20 MPa以上, 喉部熱流達(dá)115 ~ 130 MW/m2. 因此大推力發(fā)動(dòng)機(jī)推力室通常采用再生冷卻與內(nèi)冷卻相結(jié)合的方式(陳建華等 2008), 確保整個(gè)推力室工作在一個(gè)合適的溫度下. 由于不斷降低航天發(fā)射成本的需求, 燃燒室壽命量化評(píng)估問(wèn)題成為可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)必須解決的關(guān)鍵問(wèn)題.

圖28中給出了推力室再生冷卻通道橫截面結(jié)構(gòu), 推力室由外壁和帶肋條的內(nèi)壁釬焊而成.外壁確保推力室的強(qiáng)度和剛度, 內(nèi)壁采用熱導(dǎo)率高的銅合金, 這種材料使得實(shí)際的內(nèi)壁厚度不會(huì)導(dǎo)致過(guò)高的燃?xì)鈧?cè)壁溫. 在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中, 內(nèi)壁受到冷外壁的限制, 在軸向和徑向方向的移動(dòng)受限, 由溫度導(dǎo)致變形而產(chǎn)生塑性變形. 由于高的熱載荷和力學(xué)載荷, 在每次熱試車時(shí)的啟動(dòng)沖擊、關(guān)機(jī)和穩(wěn)態(tài)工作階段, 推力室內(nèi)壁面的循環(huán)損傷逐漸累積直至內(nèi)壁破壞.

圖28

燃?xì)鈧?cè)傳熱分析涉及燃燒、流動(dòng)和熱傳導(dǎo)等, 多數(shù)文獻(xiàn)在進(jìn)行燃燒室壁溫分析時(shí), 采用一維經(jīng)驗(yàn)公式給出燃?xì)鈧?cè)熱流和冷卻劑側(cè)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù). Kuhl等(2002)提出了一種再生冷卻燃燒室的流固耦合有限元分析方法, 用于計(jì)算冷卻劑流動(dòng)以及冷卻劑與燃燒室結(jié)構(gòu)之間的熱傳導(dǎo), 分析了燃燒室在循環(huán)熱載荷和機(jī)械載荷下的彈塑性變形, 并將該求解策略用于預(yù)測(cè)歐洲Vulcain發(fā)動(dòng)機(jī)的熱傳導(dǎo)和熱-機(jī)械載荷導(dǎo)致的變形. Amakawa等(2017)采用耦合數(shù)值模擬方法研究了不同材料和內(nèi)外壁接頭結(jié)構(gòu)對(duì)燃燒室蠕變損傷的影響.

夾層推力室壁的失效一般是薄內(nèi)壁以“狗屋形式(dog-house pattern)”向推力室內(nèi)突起, 主要包括三種失效模式: 低周疲勞、熱棘輪以及高溫蠕變(Asraff et al. 2010). 1972年, 美國(guó)空軍利用Rocketdyne設(shè)計(jì)和制造的燃燒室開(kāi)展了低周熱疲勞試驗(yàn)(Fulton 1973a, 1973b). 燃燒室室壓為5.2 MPa, 試驗(yàn)獲得的疲勞壽命與兩種鋯銅合金的理論預(yù)測(cè)值進(jìn)行了對(duì)比, 后來(lái)NASA載人航天中心要求更多的燃燒室繼續(xù)這項(xiàng)工作(Hannum et al. 1976). 1973年, Lewis研究中心系統(tǒng)地調(diào)查了推力室壽命問(wèn)題, 在可控的循環(huán)載荷下研究推力室疲勞壽命(Hannum & Price 1981). 1974年,Lewis研究中心對(duì)一個(gè)氫氧燃燒室進(jìn)行疲勞試驗(yàn), 采用RETSCP程序計(jì)算了氫氧燃燒室的循環(huán)應(yīng)變范圍, 線性損傷累積理論計(jì)算了疲勞損傷量, OFHC (oxygen-free high-conductivity)銅等溫疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)用于預(yù)測(cè)燃燒室低周疲勞壽命(Miller 1974). 而后為了明確燃燒室構(gòu)型、室壓、壁溫和起動(dòng)循環(huán)對(duì)疲勞壽命的影響, 制造了13個(gè)燃燒室, 循環(huán)熱試直至失效, 試驗(yàn)包括6個(gè)OFHC燃燒室和7個(gè)Amzirc燃燒室, 研究發(fā)現(xiàn)OFHC銅燃燒室的失效不是典型的疲勞失效, 而是棘輪效應(yīng)導(dǎo)致的蠕變斷裂. Amzirc燃燒室的失效是由低周熱疲勞引起的, 且實(shí)際壽命比采用等溫試驗(yàn)疲勞壽命數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)的壽命要短的多(Hannum et al. 1976). 2014年, 日本為了驗(yàn)證其可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)具有100次飛行的長(zhǎng)壽命耐久性, 利用疲勞曲線和蠕變曲線分別評(píng)估了燃燒室低周疲勞損傷和蠕變疲勞損傷, 實(shí)際燃燒室經(jīng)過(guò)142次點(diǎn)火未出現(xiàn)明顯的損傷, 遠(yuǎn)超過(guò)其100次飛行的預(yù)期目標(biāo)(Kimura et al. 2015).

工程中提高燃燒室壽命的主要途徑包括開(kāi)發(fā)壽命更長(zhǎng)的內(nèi)壁銅材料(Ellis et al. 2012), 在內(nèi)壁上沉積熱障涂層以降低壁溫(Greuel et al. 2002), 以及采用允許內(nèi)壁變形的低剛度外壁(Popp 1996), 這些途徑的最終效果必然是降低內(nèi)壁應(yīng)力、塑性應(yīng)變和溫度水平, 但各種措施有效性還需要大量試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證. 目前國(guó)內(nèi)如北京航空航天大學(xué)、西安交通大學(xué)和國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)已經(jīng)在燃燒室傳熱和壽命分析方面開(kāi)展了一些研究(Cheng et al. 2013, Song & Sun 2017, 張亮等2014), 未來(lái)關(guān)于推力室熱疲勞及蠕變的研究應(yīng)通過(guò)大量開(kāi)展材料熱?機(jī)械疲勞試驗(yàn)和燃燒室縮尺件循環(huán)熱試試驗(yàn), 明確燃燒室構(gòu)型、材料、燃燒室壓力、壁溫和啟動(dòng)循環(huán)等變量對(duì)疲勞壽命的影響, 進(jìn)而提高對(duì)燃燒室失效模式、失效機(jī)理的認(rèn)識(shí). 同時(shí), 在發(fā)動(dòng)機(jī)熱試中, 內(nèi)壁溫度和應(yīng)變的測(cè)量非常困難, 需要探索新的測(cè)試技術(shù). 在此基礎(chǔ)上, 開(kāi)發(fā)用于預(yù)測(cè)燃燒室壽命的工具, 實(shí)現(xiàn)燃燒室結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì).

5.3.2 噴管流動(dòng)分離側(cè)向力載荷

噴管是將熱能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能的場(chǎng)所, 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾噴管, 通過(guò)加速燃?xì)猱a(chǎn)生推力. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)起動(dòng)、關(guān)機(jī)和深度節(jié)流過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)流動(dòng)分離, 瞬態(tài)條件下這種流動(dòng)分離常呈現(xiàn)出復(fù)雜的不對(duì)稱性, 產(chǎn)生嚴(yán)重的動(dòng)力學(xué)載荷作用于噴管內(nèi)壁, 導(dǎo)致應(yīng)力波在整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)及箭體中傳播(Baars & Tinney 2010), 對(duì)于大面積比噴管該問(wèn)題更為突出. J-2S發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)過(guò)側(cè)向力導(dǎo)致沿萬(wàn)向節(jié)撕裂的問(wèn)題, SSME的側(cè)向載荷導(dǎo)致出現(xiàn)疲勞裂紋以及噴管外側(cè)燃料冷卻通道供應(yīng)管路斷裂(Ruf et al. 2009). 俄羅斯的RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)(Frey &Hagemann, 1999)、歐 洲 的Vulcain (Hagemann et al. 2003)和 日 本 的LE-7A (Watanabe et al.2002)等發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中, 均遇到了比較嚴(yán)重的噴管側(cè)向載荷問(wèn)題.

當(dāng)超音速燃?xì)饬鹘?jīng)噴管擴(kuò)張段, 流速增加而靜壓降低. 當(dāng)噴管內(nèi)壁面壓力小于約40%的環(huán)境壓力時(shí), 噴管內(nèi)就會(huì)出現(xiàn)氣流分離. 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程中, 隨著燃燒室壓力逐漸升高, 噴管內(nèi)流場(chǎng)可能會(huì)依次經(jīng)歷自由激波分離(free shock separation, FSS)和受限激波分離(restricted shock separation, RSS)兩種分離激波形態(tài)(Frey & Hagemann 2000, 林震等 2010). 圖29為我國(guó)某大推力發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程中噴管內(nèi)流場(chǎng)仿真結(jié)果, 當(dāng)噴管壓比增加, 自由激波分離轉(zhuǎn)換為受限激波分離, 隨著壓比進(jìn)一步增加, 受限激波分離轉(zhuǎn)換回自由激波分離, 最終達(dá)到理想的擴(kuò)張狀態(tài). 如果從一種激波模式向另外一種激波模式轉(zhuǎn)變時(shí)需要一定的時(shí)間, 就可能存在相位差, 當(dāng)噴管一側(cè)仍然是自由激波分離時(shí), 在噴管的另外一側(cè), 流動(dòng)發(fā)生再附. 由于分離點(diǎn)距離喉部可能很遠(yuǎn), 就會(huì)產(chǎn)生很大的側(cè)向力. 側(cè)向力的主要特征是量級(jí)很大, 持續(xù)時(shí)間很短(Frey & Hagemann 1998), 同時(shí)在受限激波分離流動(dòng)的再附線附近, 噴管壁面暴露在相當(dāng)大的熱流環(huán)境中.

為了調(diào)查L(zhǎng)E-7A發(fā)動(dòng)機(jī)噴管脈沖似載荷的原因, 日本國(guó)家空間開(kāi)發(fā)署(National Space Development Agency of Japan)制造了LE-7A發(fā)動(dòng)機(jī)1/10縮尺推力室模型. 通過(guò)測(cè)量側(cè)向力和壁面壓力分布, 確認(rèn)了RSS結(jié)構(gòu)導(dǎo)致了非常大的脈沖側(cè)向載荷, 同時(shí)發(fā)現(xiàn)通過(guò)控制混合比可以有效抑制側(cè)向載荷. 通過(guò)對(duì)LE-7A噴管型面進(jìn)行修改, 并開(kāi)展多次熱試車驗(yàn)證, 改進(jìn)后的噴管未再出現(xiàn)脈沖側(cè)向載荷(Tomita et al. 2002). Nguyen等(2002)通過(guò)直接測(cè)量側(cè)向力載荷以及分析壁面壓力的均值和波動(dòng)情況, 觀察到了隨著壓比變化側(cè)向載荷存在三個(gè)明顯的峰值. 第一個(gè)峰值來(lái)源于自由激波向受限激波分離轉(zhuǎn)換, 第二和第三個(gè)峰值分別是由于第二個(gè)附著點(diǎn)和第一個(gè)附著點(diǎn)到達(dá)噴管出口造成, 同時(shí)得到FSS-RSS的轉(zhuǎn)換時(shí)間大約是50 ms.

側(cè)向力的大小與噴管型面密切相關(guān). 截短理想噴管(Ahlberg et al. 1961)和最大推力噴管(Rao 1958)是目前高性能液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管常采用的兩種型面. 試驗(yàn)表明, 最大推力噴管的側(cè)向力幅值可達(dá)截短理想噴管的3倍(Frey et al. 2000), SSME, Vulcain和J-2S發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用的均是最大推力噴管. 我國(guó)在研的500噸級(jí)及已經(jīng)服役的120噸級(jí)大推力低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管均采用最大推力型面, 設(shè)計(jì)思路是限制噴管的面積比使得海平面條件下噴管內(nèi)不發(fā)生流動(dòng)分離, 但在起動(dòng)瞬態(tài)和關(guān)機(jī)瞬態(tài)的過(guò)程中, 通過(guò)仿真分析均觀察到了激波轉(zhuǎn)換過(guò)程(圖29).

圖29

側(cè)向載荷導(dǎo)致的兩種常見(jiàn)的失效模式是噴管壁面的高周疲勞以及發(fā)動(dòng)機(jī)伺服機(jī)構(gòu)的過(guò)載失效. 為了節(jié)省制造和試驗(yàn)成本, 目前國(guó)內(nèi)已經(jīng)對(duì)側(cè)向力問(wèn)題開(kāi)展了大量仿真研究和縮尺噴管試驗(yàn)研究(He et al. 2015, 程誠(chéng)等 2019, 胡海峰等 2014, 賈睿東等 2020, 劉亞冰等 2008, 王藝杰 2010),后續(xù)研究重點(diǎn)應(yīng)集中于: (1)不同型面噴管流動(dòng)分離特性的試驗(yàn)研究, 以及這些縮尺試驗(yàn)結(jié)果如何擴(kuò)展應(yīng)用到全尺寸噴管的設(shè)計(jì). (2)通過(guò)仿真手段如大渦模擬分析流動(dòng)分離結(jié)構(gòu)的演化過(guò)程,在此基礎(chǔ)上開(kāi)展側(cè)向力載荷頻率和幅值量化分析. 側(cè)向力研究的最終目標(biāo)是評(píng)估不同型面噴管的流體?結(jié)構(gòu)耦合響應(yīng)特性, 為噴管結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、熱防護(hù)和伺服機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供支撐.

5.4 總裝管路疲勞斷裂

發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中嚴(yán)酷的動(dòng)力學(xué)環(huán)境使得許多結(jié)構(gòu)處于超出疲勞極限的范圍內(nèi), 從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)壽命有限(Ryan et al. 1985). 其中, 總裝管路斷裂是大推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中遇到的不可控問(wèn)題之一(杜大華等 2018b, 徐云飛等 2017). 在大推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制初期的熱試車中, 由于試車工況低, 時(shí)間短, 管路斷裂問(wèn)題并不突出. 但隨著發(fā)動(dòng)機(jī)研制工作深入, 在長(zhǎng)程高工況下管路斷裂問(wèn)題逐漸暴露. 總裝管路可分為剛性管路和柔性管路兩種. 發(fā)動(dòng)機(jī)上剛性管路的斷裂主要出現(xiàn)在相對(duì)振幅較大的細(xì)管子上, 這類管路往往連接兩個(gè)不同結(jié)構(gòu), 在異源載荷激勵(lì)下發(fā)生疲勞斷裂. 如發(fā)動(dòng)機(jī)研制早期煤油預(yù)壓泵平衡路導(dǎo)管一端連接在總裝管路上, 另一端連接在煤油預(yù)壓泵上, 非同源振動(dòng)下平衡路管路與接頭焊縫處在熱試車中多次出現(xiàn)裂縫. 改進(jìn)后將液渦輪導(dǎo)管引出的三通連接在燃料預(yù)壓泵上, 后續(xù)試車中該導(dǎo)管未再出現(xiàn)斷裂(圖30).

圖30

管路斷裂問(wèn)題的特征之一是激勵(lì)頻率高, 120噸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵振動(dòng)能量最高的12倍頻超過(guò)了3400 Hz. 管路內(nèi)部輸運(yùn)極高壓力和流速的流體, 在高頻機(jī)械振動(dòng)和流體誘導(dǎo)高頻振動(dòng)下管路很快發(fā)生疲勞失效. SSME發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中曾遇到發(fā)動(dòng)機(jī)液氧管路入口分流導(dǎo)葉4000 Hz高頻振動(dòng)疲勞問(wèn)題(Romano 1989, Ryan 1996). 工程中解決管路斷裂的措施包括了管路合理走樣、設(shè)置卡箍、加強(qiáng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及將異源振動(dòng)改進(jìn)為同源振動(dòng)等.

發(fā)動(dòng)機(jī)柔性管路是為了適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺、溫度補(bǔ)償?shù)仍O(shè)置的連接裝置, 內(nèi)部輸運(yùn)高壓、高速的液體或氣體介質(zhì). 多層S型波紋管一般在接近或超過(guò)材料屈服應(yīng)力的范圍內(nèi)工作, 流體誘導(dǎo)波紋管振動(dòng)和機(jī)械誘發(fā)的振動(dòng)經(jīng)常導(dǎo)致管路發(fā)生破壞(Eckard 1978) (圖31). 波紋管內(nèi)液體誘發(fā)振動(dòng), 是當(dāng)波紋處渦脫落頻率與波紋管的某一階縱向固有頻率相一致時(shí), 波紋管發(fā)生強(qiáng)烈振動(dòng),屬于旋渦脫落誘導(dǎo)振動(dòng), NASA已經(jīng)開(kāi)發(fā)了估算波紋管交變應(yīng)力和疲勞壽命的半經(jīng)驗(yàn)方法, 精度較高. 波紋管氣體誘導(dǎo)振動(dòng)的機(jī)理與液體誘導(dǎo)振動(dòng)的機(jī)理不同, 氣體流經(jīng)波紋管的各個(gè)波紋時(shí)產(chǎn)生某種擾動(dòng),等距分布的波紋會(huì)放大某種波長(zhǎng)的聲波, 進(jìn)而在波紋管中產(chǎn)生聲學(xué)駐波, 導(dǎo)致高頻壓力振蕩. 波紋管結(jié)構(gòu)頻率和聲學(xué)振蕩頻率耦合時(shí), 會(huì)造成結(jié)構(gòu)疲勞破壞(Gerlach 1969, Kristiansen & Wiik 2007, 閆松等 2014). 具體解決措施包括采用多層波紋管, 在波紋管外采用鎧裝環(huán)和金屬編織網(wǎng)套等增加摩擦阻尼的措施(Huang & Huzel 1992).

圖31

500噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中, 更高的壓力、流速和振動(dòng)環(huán)境對(duì)總裝管路設(shè)計(jì)提出了更高的要求, 目前管路設(shè)計(jì)的工程經(jīng)驗(yàn)不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)總裝管路設(shè)計(jì)要求. 未來(lái)針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總裝管路, 仍需開(kāi)展管路“流?熱?固”多場(chǎng)耦合的動(dòng)力學(xué)行為研究, 揭示管路的多場(chǎng)耦合振動(dòng)機(jī)理, 形成管路動(dòng)強(qiáng)度可靠性評(píng)估技術(shù)體系, 最終實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)輸流管路的長(zhǎng)壽命抗振設(shè)計(jì). 此外, 由于大推力發(fā)動(dòng)機(jī)中復(fù)雜結(jié)構(gòu)(如分支管、文氏管、波紋管)存在大量的不穩(wěn)定流動(dòng)特征, 導(dǎo)致的旋渦脫落和壓力波動(dòng)是非常值得關(guān)注的. 在特定的流動(dòng)條件下, 這些不穩(wěn)定會(huì)發(fā)展成為結(jié)構(gòu)模態(tài)響應(yīng)的諧波激勵(lì), 導(dǎo)致不穩(wěn)定被放大造成關(guān)鍵管路失效. 針對(duì)該類問(wèn)題, 尚不能形成統(tǒng)一的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則, 只能針對(duì)具體結(jié)構(gòu)開(kāi)展仿真和驗(yàn)證工作.

5.5 結(jié)構(gòu)概率失效分析

3.2節(jié)所述的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析基于確定性的分析方法, 采用多重最大預(yù)期載荷, 如最大壓力載荷、最高溫度載荷和轉(zhuǎn)速, 而材料采用最低的強(qiáng)度特性. 確定性方法基于安全系數(shù)描述結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度安全裕度, 往往導(dǎo)致制造的部件在許多情況下大大超出設(shè)計(jì)要求, 這與大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提高推質(zhì)比的設(shè)計(jì)理念是相悖的, 且無(wú)法評(píng)估疲勞壽命的裕度. 確定性設(shè)計(jì)方法無(wú)法回答動(dòng)力學(xué)永恒的問(wèn)題“在一系列發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試中我們失敗的可能性有多大？”以及“對(duì)于一個(gè)已經(jīng)制造好的部件, 為什么在預(yù)測(cè)的共振應(yīng)力如此高的情況下沒(méi)有失效？”(Brown et al. 2011). 不同于一般的動(dòng)力裝置, 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)這種高性能系統(tǒng)具有高的靈敏度和不確定性. 高靈敏度意味著小的間隙變化、加工偏差會(huì)對(duì)系統(tǒng)性能、結(jié)構(gòu)響應(yīng)產(chǎn)生顯著影響, 這就要求對(duì)設(shè)計(jì)、加工細(xì)節(jié)給予更多的關(guān)注, 并在整個(gè)設(shè)計(jì)周期內(nèi)評(píng)估系統(tǒng)靈敏度. 高的不確定性來(lái)源于載荷、材料特性散差、幾何尺寸加工偏差、渦輪泵轉(zhuǎn)速散差等因素, 導(dǎo)致液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)分析以及最終安全的不確定性. 顯然, 量化和理解問(wèn)題的不確定性, 有助于開(kāi)發(fā)一個(gè)更優(yōu)、更安全的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng).

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的不確定性分析如圖32所示, 圖中基本上給出了所有造成不確定的因素, 中間分別是工作應(yīng)力和材料許可能力的概率密度函數(shù), 在重疊區(qū)域, 就會(huì)發(fā)生故障. 設(shè)計(jì)時(shí)重疊區(qū)域太大是不可接受的, 可以通過(guò)限制載荷不確定度、改變加工公差、改進(jìn)焊接工藝等措施降低不確定度, 或者選用強(qiáng)度更高和性能散差更小的材料.

圖32

由于缺乏對(duì)發(fā)動(dòng)故障的理解及仿真預(yù)測(cè)和試驗(yàn)結(jié)果吻合較差的原因, 傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)模式是“試驗(yàn)?故障?修復(fù)”模式, 即在鑒定測(cè)試中經(jīng)過(guò)多次迭代后, 最終發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)固定. 但這種研發(fā)模式往往會(huì)增加研發(fā)成本, 并在發(fā)動(dòng)機(jī)定型后仍存在一些風(fēng)險(xiǎn), 在服役多年后逐漸暴露出來(lái).從2005年開(kāi)始, 在日本下一代運(yùn)載火箭液體助推器LE-X的研發(fā)過(guò)程中, 日本嘗試了新的基于可靠性評(píng)估的設(shè)計(jì)方法, 建立了量化/驗(yàn)證設(shè)計(jì)可靠性和風(fēng)險(xiǎn)的過(guò)程, 并基于故障模式識(shí)別、可靠性 和 風(fēng) 險(xiǎn) 的 定 量 評(píng) 估, 在 設(shè) 計(jì) 的 早 期 階 段 進(jìn) 行 可 靠 性 驗(yàn) 證(Kumada et al. 2010, Kurosu et al.2006, 2008, Sunakawa et al. 2011). Kumada等(2010)給出了LE-X噴嘴結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后失效概率和可靠性提升過(guò)程. Sunakawa等(2011)給出了采用基于概率的疲勞失效分析進(jìn)行LE-X燃燒室設(shè)計(jì)可靠性和風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估.

NASA Lewis研究中心通過(guò)復(fù)合載荷譜項(xiàng)目(compostite load spectra, CLS)建立了通用的載荷模型以及概率結(jié)構(gòu)分析方法, 對(duì)渦輪葉片、渦輪泵氧化劑排放管等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進(jìn)行概率載荷評(píng)估和 壽 命評(píng) 估(Chamis & Hopkins 1988, Ho & Newell 1994, Newell et al. 1990). 在 氫氧 發(fā) 動(dòng)機(jī)J-2X渦輪葉片的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估中, 同樣應(yīng)用了概率的方法. 考慮阻尼分布散差、失諧對(duì)不完美周期對(duì)稱渦輪盤(pán)的峰值響應(yīng)的放大、葉片固有頻率預(yù)測(cè)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速等不確定性變量, 獲得葉片的失效概率, 評(píng)估了發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中的風(fēng)險(xiǎn)(Brown et al. 2011, 2013, Marcu et al. 2008). Newlin等(1990)給出了應(yīng)用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)部件失效預(yù)測(cè)的基于概率的低周疲勞預(yù)測(cè)方法. 在確定性的SSME渦輪盤(pán)低周疲勞失效模型中嵌入了概率仿真分析, 疲勞壽命表示為環(huán)境參數(shù)、載荷、材料特性、結(jié)構(gòu)參數(shù)等隨機(jī)參數(shù)的函數(shù). 姜金朋等(2020)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片進(jìn)行了疲勞壽命分析, 分析表明渦輪入口溫度對(duì)葉片疲勞壽命影響最大.

概率設(shè)計(jì)方法的最大優(yōu)點(diǎn)是它可用于確定壽命驅(qū)動(dòng)的敏感因素, 缺點(diǎn)是由于成本太高, 可靠性難以驗(yàn)證(Ryan & Townsend 1993). 目前階段很難由確定性的設(shè)計(jì)方法轉(zhuǎn)向基于概率和統(tǒng)計(jì)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì), 主要是由于結(jié)構(gòu)失效的代價(jià)太大, 導(dǎo)致數(shù)據(jù)庫(kù)十分昂貴. 同時(shí)失效模式包括斷裂、疲勞、失穩(wěn)等, 失效機(jī)理方面包括材料與載荷、應(yīng)力循環(huán)次數(shù)、時(shí)間和加載速率等之間十分復(fù)雜的非線性作用, 導(dǎo)致模型分析不準(zhǔn)確. 因此, 在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域, 用概率方法取代目前的工程設(shè)計(jì)方法不應(yīng)是近期的目標(biāo), 而應(yīng)該是作為當(dāng)前基于安全系數(shù)的確定性方法的補(bǔ)充.

6 結(jié)論與展望

大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)包含燃燒、流動(dòng)和熱結(jié)構(gòu)的高能量密度復(fù)雜系統(tǒng), 高流速、高壓力和極端的熱環(huán)境會(huì)帶來(lái)以前認(rèn)識(shí)不到的問(wèn)題, 往往隨著研制的深入問(wèn)題才得以不斷暴露,且問(wèn)題暴露得越晚, 付出的代價(jià)越大. 一方面, 在吸取借鑒國(guó)內(nèi)外經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上, 對(duì)部件地面試驗(yàn)和整機(jī)熱試車中大量的振動(dòng)和脈動(dòng)速變數(shù)據(jù)深入挖掘, 分析數(shù)據(jù)背后對(duì)應(yīng)的物理過(guò)程和規(guī)律. 另一方面, 由于高性能發(fā)動(dòng)機(jī)的高靈敏度特征, 要特別重視發(fā)動(dòng)機(jī)材料和工藝狀態(tài)變化對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響. 在我國(guó)500噸級(jí)補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)攻關(guān)的關(guān)鍵時(shí)期, 全面梳理發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)中的力學(xué)問(wèn)題與挑戰(zhàn), 以期與各高校和科研院所加強(qiáng)交流合作、集智攻關(guān), 消除結(jié)構(gòu)強(qiáng)度薄弱環(huán)節(jié), 確保發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全可靠.