球篩型火箭貯箱消能器結構設計及優(yōu)化

李克誠 徐新生 馬云龍 吳會強 武湛君

球篩型火箭貯箱消能器結構設計及優(yōu)化

李克誠1徐新生1馬云龍2吳會強2武湛君1

（1 大連理工大學，大連 116024；2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

本文針對某飛行器貯箱工作環(huán)境與減速增壓需求，設計了球篩型火箭貯箱消能器，并對內(nèi)部結構形式進行了優(yōu)化改進。本文首先對高速氣體經(jīng)過消能器結構的減速過程進行了理論分析，理論分析的過程指導了有限體積法進行流場數(shù)值計算方法，利用實驗驗證了仿真分析方法的可靠性，使之成為消能器結構優(yōu)化設計的依據(jù)。根據(jù)仿真分析與實驗研究經(jīng)驗，提出了優(yōu)化設計方案，最終結果表明，經(jīng)過本文優(yōu)化設計的消能器，在滿足箱內(nèi)空間要求的前提下，提高了減速效率。

優(yōu)化設計；球篩型；火箭貯箱；消能器

0 引言

在火箭運行過程中，隨著推進劑的消耗，火箭燃料貯箱內(nèi)燃料液面逐漸下降，液面上方氣枕內(nèi)壓力會越來越低，這種現(xiàn)象可能影響推進劑輸送的穩(wěn)定性。為了保證燃料供應的連續(xù)性，需要通過增壓系統(tǒng)向氣枕注入高壓氣體，以維持貯箱液面受到的壓力穩(wěn)定[1,2]。但液體燃料貯箱增壓氣體如果直接導入貯箱氣枕，可能導致增壓氣體擊穿推進劑，造成輸送系統(tǒng)夾氣，影響發(fā)動機工作的可靠性的不良后果。因此，需要加裝消能器以消耗增壓氣體的動能，以達到均勻平緩增壓的效果[3-5]。

國內(nèi)外專家針對消能器中高壓高速氣體流動的流體動力學行為做了許多理論研究與實驗驗證工作[6]。美國國家航空和宇宙航行局（NASA）針對半人馬座火箭（Centaur AC-8）的燃料輸送需求與結構空間特點，提出了多層孔板、截面擴大和中心蜂窩桶的消能器形式[7]，我國研究人員曾經(jīng)針對高速、大尺寸貯箱的減速消能問題提出過消能器的設計準則，并進行了直筒型多層消能器的性能試驗，但未公開發(fā)表數(shù)據(jù)與研究結果。張曉穎等[1]針對低溫推進劑貯箱設計了蓮蓬狀回流消能器。并對氧箱和氫箱回流消能器內(nèi)、外流體的流動特性進行模擬計算，給出在不同工況條件下的跡線、壓力場和速度場的分布，得出了回流消能器的局部流體阻力系數(shù)。研究結果證明，蓮蓬狀回流消能器特殊的結構形式能夠提高預冷回流液體能量分布的均勻性，有效降低回流造成的擾動。

面向不同的應用工況，需要設計不同的消能器結構形式。本文針對某飛行器貯箱工作環(huán)境與消能需求，選用結構緊湊的球篩型火箭貯箱消能器，并對內(nèi)部結構組件進行了優(yōu)化改進。首先，對高速氣體經(jīng)過消能器結構的減速過程進行了理論分析，并利用理論分析來指導設計，用有限體積法進行流場數(shù)值計算分析方法。然后，利用壓降-流量實驗驗證了仿真分析方法的可靠性，使之成為消能器結構優(yōu)化設計的依據(jù)。根據(jù)仿真分析與實驗研究經(jīng)驗，提出了球篩型消能器優(yōu)化設計方案。最終，研究結果表明，經(jīng)過本文優(yōu)化設計的消能器，在滿足箱內(nèi)空間要求的前提下，提高了結構的消能效率。

1 理論分析

消能器屬于增壓系統(tǒng)的一部分，主要負責為高壓氣體減速消能，使之平緩均勻地進入氣枕中。如圖1所示，消能器一般安裝于貯箱氣枕頂端，通過輸送管路及其它附件連接高壓氣瓶。

圖1 消能器的構成示意圖

燃料液面在增壓氣流的沖擊下的相應可歸結為Kelvin-Helmholtz穩(wěn)定問題，假設氣液界面處于穩(wěn)定，對于給定系統(tǒng)可由穩(wěn)定邊界條件確定增壓氣流的速度上限。因此，只需設計消能器結構使其出口流速達到安全范圍，就可以忽略氣液兩相問題而僅僅計算增壓氣體的流動影響。本文建立三維穩(wěn)態(tài)可壓縮模型對流場的壓力、速度進行分析。在此問題中，消能器流場質(zhì)點系統(tǒng)應遵循如下最基本的流體力學控制方程[8]。

質(zhì)量守恒方程

動量守恒方程

能量守恒方程

其中，是流體密度，是速度矢量，是面應力矢量，是體應力矢量，e是單位質(zhì)量流體的內(nèi)能，是傳熱功率。

由于篩筒型消能器流場流動復雜，計算采用收斂性好、精度高的標準K-ε雙方程粘渦模型

2 仿真建模與試驗驗證

借助有限體積法進行流場數(shù)值計算分析手段，可以實現(xiàn)多工況，不同結構形式消能器的減速效果快速評價。本節(jié)通過對比喇叭型消能器的數(shù)值仿真與實驗研究結果，驗證了數(shù)值仿真分析的準確性。

2.1 仿真建模

數(shù)值仿真中采用商用軟件Gambit按照所設計的實體模型進行1:1的比例建立三維模型，忽略結構壁厚與結構變形，而以一層沒有厚度的壁面代替。同時在消能器周圍建立外場以方便觀察消能器附近的流場分布及變化趨勢。采用非結構化的六面體網(wǎng)格對模型進行網(wǎng)格劃分，根據(jù)流場的特點進行局部加密，孔板附近流速梯度較大劃分網(wǎng)格尺寸為0.1，消能器內(nèi)場網(wǎng)格尺寸劃分為1，消能器外場網(wǎng)格從1開始按1.2倍的比例逐漸增大到15。最終消能器部分共劃分了結構化網(wǎng)格250812個，最大網(wǎng)格畸變形率為0.590918。共劃分非結構化網(wǎng)格735947個，最大網(wǎng)格畸變形率為0.803164，其中只有一個單元網(wǎng)格畸變形率超過0.8。喇叭形消能器網(wǎng)格劃分結果如圖2所示。

圖2 喇叭形消能器網(wǎng)格劃分圖

建好幾何與網(wǎng)格模型后，需要根據(jù)貯箱環(huán)境設置流場的邊界條件，然后輸出網(wǎng)格文件。將網(wǎng)格文件讀入fluent，根據(jù)理論分析結果設置計算參數(shù)。入口邊界條件設為固定流量，流量從25L/min開始，以10L/min為保載采樣步長，直到入口流量增加到190L/min，出口為標準大氣邊界。同時采集入口、出口的局部壓強，計算壓強差D。圖3為入口流量為25L/min時，消能器總壓分布結果。

2.2 試驗驗證

以鋁合金為結構材料，參照進行數(shù)值模擬結構形式，設計并制作喇叭口形消能器如圖4所示。將消能器固定在壓力—流量測試試驗平臺內(nèi)的實驗臺上進行高壓氣流測試。試驗平臺由氣源（空氣壓縮機），壓力表，流量計和消能器試件組成，流量以及壓力的變化由攝像機記錄，如圖5所示。

圖3 喇叭形消能器總壓分布圖

圖4 喇叭形消能器實物圖

試驗測試預設定多個工況，入口流量從約25 L/min開始，以10L/min為采樣步長，直到入口流量增加到190L/min位置，同時采集入口出口的局部壓強，通過對比試驗與數(shù)值模擬的壓降—流量曲線可以驗證計算方法的可靠性。流量與局部壓降的變化趨勢如圖6所示。

圖6 兩次試驗的消能器局部壓降隨入口流量的關系曲線

如圖6所示，試驗與模擬結果有很強的相關性。試驗與模擬結果對比，驗證了模型與數(shù)值分析的有效性。有限體積法進行流場數(shù)值計算結果可以作為結構優(yōu)化設計的依據(jù)。

3 某型飛行器消能器結構設計與優(yōu)化

受某飛行器貯箱空間所限，所有部件的整體尺寸都較小，由于氣枕空間較小，增壓氣體的可用減速距離很短，這就對消能器的減速性能和效率提出了更高的要求。前人提出的喇叭型消能器在此并不適用。本文采用了直筒-側面開孔的篩筒型結構，并在初步設計方案的基礎上在內(nèi)部增加了球篩結構，同時增大了整體尺寸進行了擴容，結構具體形式如圖7所示。

針對所設計工況的數(shù)值計算，設置連續(xù)性殘差為10-3，其它變量殘差設置為10-4，同時當計算得到的入口和出口質(zhì)量流量誤差不超過10-3時，認為計算結果收斂。結構優(yōu)化前后的速度矢量分布結果如圖8所示。

圖7 篩筒型消能器結構

圖8 優(yōu)化前后消能器速度矢量分布

入口邊界條件如表1所示。

表1 模擬計算邊界條件

衡量消能器性能的指標包括：消能器的減速效果，以及增壓氣體經(jīng)過消能器作用之后的壓力損失。提取流場關鍵位置的計算結果表2所示。

表2 計算結果

從圖8中可以看出，篩筒型消能器入口出來的射流到導流錐頂部主流流速基本沒有降低，保持約70m/s的大小，導流錐是對改變增壓氣體流動方向起到?jīng)Q定性影響，它使原來能量集中的射流向垂直射流方向的360度范圍均勻分散開，這樣就實現(xiàn)了降低流動速度和能量密度的效果。此外，增壓氣體沿導流錐撞擊到篩筒壁面，然后沿壁面向上攀升，最后從篩孔中流入氣枕。這途中在篩筒內(nèi)會產(chǎn)生大型的漩渦，穿過篩孔時會產(chǎn)生眾多小型渦，這樣就增加氣體分子間的摩擦、氣體與壁面間的摩擦，同時將氣流分散的更均勻，從而實現(xiàn)消耗氣體動能，降低氣體流速的效果，最終達到平穩(wěn)補充氣枕壓力的效果，也使得增壓氣流吹向液體燃料液面時的沖擊力會變得柔和，根據(jù)以往經(jīng)驗可知，當出口速度低于10m/s時，液面總是穩(wěn)定的[6]，所以，利用所設計的結構可以實現(xiàn)防止增壓氣體沖擊液面，造成液體飛濺。另外，從出口的流速分布來看，增壓氣體有明顯傾斜向上流動的趨勢，這對防止沖擊液面也是有利的。

對原直筒篩結構進行了形狀和尺寸上的優(yōu)化，在其內(nèi)部增加球篩的結構形式，加裝的球篩結構使入口射流在12mm的距離內(nèi)分散開，將增壓氣體分為兩部分。一部分透過球篩仍按原來的方向流動，但流速有所降低；另一部分沿著壁面在球篩內(nèi)回流，從篩孔均勻流出，最終增壓氣體經(jīng)過篩筒孔板的二次過濾后從篩壁流出。優(yōu)化后的結構對增壓氣體的流動的引導和耗散作用，使增壓氣體在氣枕內(nèi)的分布更加均勻，流動速度更加平緩。由表2中的結果可知，優(yōu)化后的結構擴容了1.25倍，以壓力損失增大408.1Pa為代價，使減速效率由89.89%提高到了97.29%，出口平均流動速度由7.54m/s降低到2.17m/s。

為了觀察增壓氣體流出消能器后的衰減情況，在x=0的平截面上建立橫向特征線和縱向特征線，橫向特征線距離消能器底部分別為5mm,15mm，25mm；縱向特征線距離篩筒側壁分別5mm，15mm,25mm。由于消能器結構基本對稱，流場分布也基本對稱，因此特征線上的速度分布就可以反映流場其它同等位置的流場分布，如圖9所示。

圖9 消能器結構特征線速度分布

從結果來看，隨著離開消能器底面的距離增大，吹擊液面方向的平均流速逐漸降低，速度分布也趨于均勻，對于優(yōu)化前的篩筒型消能器，在其下方25mm位置處，氣體流速處于0.2m/s到0.3m/s的范圍內(nèi)。對于優(yōu)化后的消能器結構，其下方25mm位置處，氣流速度處于0.01m/s到0.02m/s之間。由此可見，優(yōu)化結構可將增壓氣體的沖擊動量降低一級數(shù)量級。

流出消能器后5mm的距離以內(nèi)，氣流分布是不均勻的，這是因為篩筒型消能器采用孔板側壁結構，增壓氣體流出時速度大小、方向都會發(fā)生較大變化，在壁面附近會形成許多小湍渦，流速分布雜亂無規(guī)律。之后，氣流在空間充足的氣枕中自由流動，其流速逐漸趨于穩(wěn)定均勻。對于優(yōu)化前的結構，離開側壁25mm的距離后，氣流最大流速低于2.5m/s，篩筒上方流動較劇烈，下方較平和，再結合速度矢量分布可看出，其篩筒上方存在氣流反吹貯箱頂壁的現(xiàn)象，因此，在出口流動速度較大的情況下，這會存在一定的不安全隱患。優(yōu)化后的消能器結構，在增壓氣體離開其側壁面25mm后，速度分布平緩，大小低于0.1m/s，這對于平滑補充氣枕壓力，降低增壓氣體對氣枕和燃料液面的擾動都能起到積極的作用。

4 結論

本文設計并優(yōu)化了上面級貯箱消能器結構，通過模擬上面級貯箱消能器的流場，得出了增壓氣體在氣枕內(nèi)的流動情況，并對消能器對增壓氣體的耗散和控制作用進行了分析。

（1）球篩型消能器的設計改變了增壓氣體入射方向，降低了增壓氣體的流速，使增壓氣體均勻平緩地進入氣枕，從而避免高速入射氣流直吹液面造成液體飛濺，進而防止低溫液體與氣枕中高溫氣體直接交換能量引起氣枕壓力不足。

（2）球篩型消能器減速效率高達97.29%，與之前的結構相比在減速性能上提高了71.22%，使增壓氣體進入氣枕的均勻性和平滑性進一步得到了提高，消除了氣流反吹貯箱頂壁的問題，對維持氣枕平衡穩(wěn)定具有更好的效果。

（3）所設計的新型貯箱增壓氣體消能器，其模型結構及仿真計算結果可以為工程應用、實驗及同類產(chǎn)品結構設計提供指導和借鑒。

[1] 張曉穎, 魏英魁, 武湛君, 等. 低溫貯箱回流消能器結構設計及優(yōu)化[J]. 導彈與航天運載技術, 2016(4): 12-16. [ZHANG xiao-ying, WEI ying-kui, WU zhan-jun,et al.Structure Design and Optimization of Current-return Damper in Cryogenic Tank[J]. Missiles and Space Vehicles, 2016(4): 12-16.]

[2] 顧中華, 張鑫, 鄢東洋, 等. 高壓射流沖擊對貯箱結構的影響分析[J]. 強度與環(huán)境, 2019,46(4):19-25. [GU Zhong-hua;ZHANG Xin;YAN Dong-yang, et al.Research on Influence of High Pressure Water Jet Impact on Launch Vehicle Fuel Tank[J]. Structure & Environment Engineering, 2019,46(4): 19-25.]

[3] 牛振祺, 陳海鵬, 褚洪杰, 等. 液體火箭貯箱增壓過程數(shù)值模擬研究[J].導彈與航天運載技術, 2016(5): 16-22.[NIU Zhen-qi, CHEN Hai-peng, CHU Hong-jie, et al.Numercail Study on Tank Pressurization process of Liquid Rocket[J].Missiles and Space Vehicles, , 2016(5): 16-22.]

[4] 林宏, 彭慧蓮, 顧偉軍, 等, 上面級液體懸掛貯箱動力學建模方法研究[J]. 強度與環(huán)境, 2018. 45(2): 9-14.[LIN Hong, PENG Huilian, GU Weijun, et al. Research on dynamical FE modeling method of upper stage liquid suspension tank[J]. Structure & Environment Engineering, 2018. 45(2): 9-14.]

[5] 王驍峰, 張皓, 王喆, 等. 囊式充液貯箱晃動特性的試驗研究[J].強度與環(huán)境, 2018,45(5): 22-28.[WANG Xiaofeng, ZHANG Hao, WANG Zhe, et al. Test research on the sloshing properties of the liquid-filled tank with a rubber bag[J]. Structure & Environment Engineering, 2018,45(5): 22-28.]

[6] 李克誠. 新型貯箱增壓消能器流場的仿真分析研究[D]. 2014, 大連理工大學.

[7] 武紅京, 張寶琨. 阿里安V主級氧化劑貯箱的增壓系統(tǒng)[J]. 火箭推進, 1994(5): 7-15.

[8] 鄧小龍. 高速氣流中液滴表面Kelvin—Helmholtz不穩(wěn)定性的計算流體力學研究[C]. 多相流與非牛頓流暨第八屆全國多相流與非牛頓流學術研討會論文集, 2012.

Optimum Design of Ball Screen Damper in Cryogenic Tank

LI Ke-cheng1XU Xin-sheng1MA Yun-long2WU Hui-qiang2WU Zhan-jun1

(1 Dalian University of Technology，Dalian 116024, China；2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

Aim at working environment and requirements of deceleration-pressurization for an aircraft, ball screen damper in cryogenic tank is designed and optimized. Firstly the deceleration process of high-speed gas in dampers is theoretical analysis in this paper.The theoretical analysis to guide the process of the finite element modeling method, the reliability of the simulation analysis methodverified by experiment. According to the experience of simulation analysis and experimental research, the optimal design scheme is put forward.The final results show that the optimized damper in this paper can improve the deceleration efficiency on the premise of satisfying the space requirements of the cryogenic tank.

optimum design; ball screen; rocket tank; damper

TH137.8

A

1006-3919(2020)02-0013-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2020.02.002

2019-10-21；

2020-01-07

國家重點研發(fā)計劃：（2018YFA0702800），國家自然科學基金（51805068）

李克誠（1988－），男，博士研究生，研究方向：火箭推進劑貯箱結構分析與設計；（116024）大連理工大學航空航天學院.