孫善秀，葉 超，范稀木，張 鷺，陳二鋒

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2.深低溫技術研究北京市重點實驗室，北京，100076）

0 引言

液體運載火箭增壓輸送系統(tǒng)是火箭推進系統(tǒng)的重要組成部分。增壓輸送系統(tǒng)的任務是根據(jù)發(fā)動機泵入口壓力要求向發(fā)動機輸送推進劑，同時維持貯箱結構承載所需的壓力，其能否正常工作直接關系到運載火箭的飛行成敗[1]。增壓輸送系統(tǒng)中包含大量的管路，涉及氣體、液體流動，管路走向復雜，其中的三通、五通等結構大量存在。

常規(guī)在役液體運載火箭一級燃燒劑增壓系統(tǒng)（簡稱燃增壓系統(tǒng)）采用燃氣自生增壓，利用三通實現(xiàn)地面加注排氣（液）與飛行箭上增壓管路的共用，飛行后的遙測數(shù)據(jù)分析表明，多發(fā)次的燃增壓管入口壓力均發(fā)生過“壓力鼓包”現(xiàn)象，即入口壓力在工作段某一時刻突然陡增并維持該壓力水平一定時間，且發(fā)生時刻、發(fā)次具有一定的隨機性。新型低溫運載火箭二級氧輸送系統(tǒng)采用五通進行分流，將總管路中的液氧推進劑分別輸送到4臺發(fā)動機，飛行至某一時間后，發(fā)動機入口壓力突然下跳。兩者具有一定的相似性，需要對壓力跳變的原因進行研究。

1 研究現(xiàn)狀

圓管內的流動除了常見的直線流外，還存在一種特殊的流動形式——螺旋流，如圖1所示。螺旋流由于介質在管內的旋轉特性，在工業(yè)中常被用于強化換熱、清洗污垢。一般來說，工業(yè)上螺旋流通常由渦流發(fā)生器（切向進流、安裝導流片或旋轉管道）產(chǎn)生。典型的螺旋紐帶裝置如圖2所示，通過在換熱管進口端安裝一根塑料扭帶，利用流體自身的動能使扭帶旋轉，產(chǎn)生螺旋流，不斷地刮掃和撞擊管內壁，從而達到清洗管內污垢、抑制污垢沉積和強化傳熱的目的[2]。

除渦流發(fā)生器外，國外的學者們在試驗中發(fā)現(xiàn)一些特殊的管路結構也會產(chǎn)生螺旋流。Horii等人[3,4]用空氣作為流動介質，在雷諾數(shù)分別為1.0×105及1.6×105的條件下，針對圖3a的裝置，通過子午面內小孔徑向向心射入的進流方式，用粒子顯示出非常穩(wěn)定的螺旋流的存在；其后又發(fā)現(xiàn)流體通過擴散管+彎頭+收縮管（如圖3b）的裝置也能產(chǎn)生螺旋流。Horii等人[3,4]認為前者是由于擴張段的效果，后者是由于收縮段產(chǎn)生螺旋流的效果。隨后再次提出一種環(huán)狀軸對稱開口徑向進流加錐形收縮管（如圖3c）的螺旋流發(fā)生裝置，并進行了工業(yè)應用。產(chǎn)生螺旋流的特殊結構如圖3所示。

圖1 圓管內的兩種典型流型示意Fig.1 Two Typical Flow Patterns in Circular Tubes

圖2 螺旋紐帶裝置示意Fig.2 Spiral Tie Device

圖3 幾種產(chǎn)生螺旋流的特殊結構示意Fig.3 Several Special Structures for Generating Spiral Flow

熊鰲魁等[5]針對圖3a的裝置開展了介質水的驗證試驗，試驗證實本裝置產(chǎn)生螺旋流的過程是不對稱的雙渦在相互作用后，卷吸合并為一個渦；在仿真方面，熊鰲魁等[6]認為湍流模式是數(shù)值模擬螺旋流的一個主要障礙，并且對螺旋流的預測幾乎暴露了所有現(xiàn)有模式的不足。一般而言，渦粘性模式（標準k-ε、SST、k-w等）均不能有效反映湍流對流線彎曲的敏感性，也與螺旋流中顯著的各向異性以及雷諾應力與平均變形的主軸不一致的特點不符，因此認為渦粘性模式不太適用于螺旋的流動。

目前，螺旋流的仿真應用較多的是采用二階的重整化群 RNG”k-ε模型[7～9]。RNGk-ε模型是由瞬態(tài)的N-S方程導出的，運用了RNG理論的數(shù)學技巧方法[10]，所以RNGk-ε模型比標準k-ε模型對瞬變流和流線彎曲影響的預報能力得到了加強。因此，本文后續(xù)的仿真均采用此湍流模型。

2 燃增壓管入口壓力鼓包現(xiàn)象分析

2.1 研究對象

常規(guī)在役液體運載火箭一級燃增壓及溢出管系結構如圖4所示。發(fā)動機產(chǎn)生的燃氣通過底端的自生增壓管入口流入管系，經(jīng)溢出管入口進入燃箱，自生增壓管內徑63 mm，通過三通與溢出管連接，三通主路內徑104 mm，三通另一端連接安溢閥；溢出管內徑100 mm，中心長度9056.6 mm。

圖4 增壓及溢出管路模型示意Fig.4 Pressurizing and Over-flowing Pipeline Structure

多發(fā)次飛行過程中均發(fā)生過壓力鼓包現(xiàn)象，其特點為：a）發(fā)生時間具有隨機性，持續(xù)時間也具有隨機性；b）壓力鼓包的量級約0.04～0.05 MPa；c）壓力鼓包發(fā)生的同時，燃箱壓力并無明顯變化。

2.2 仿真模型

仿真模型采用商用流體力學計算軟件ANSYS CFX，湍流模型采用RNGk-ε模型。介質為燃氣，采用理想氣體模型，氣體常數(shù)為472.8 J/（kg·K），比熱為2616.88 J/（kg·K），動力粘度為 1.90×10-5Pa·s。

增壓管入口為流量邊界，流量為0.96 kg/s，溫度為593 K；出口為壓力邊界，壓力為0.28 MPa。

2.3 仿真結果分析

對流項采用迎風格式，仿真計算結果如圖5所示。從圖5中可知，增壓管入口壓力為0.321 MPa，三通連接閥門側壓力為0.302 MPa，管路總流阻為0.041 MPa。由于管路的折彎，使得三通出口處流線有一定的旋轉，但在沿管路流動的方向上，旋流越來越弱，逐漸過渡到直線流。在三通截面處，未形成明顯的大渦結構。

圖5 增壓管系流場云圖（迎風格式）Fig.5 Cloud Map of Pressurizing Tube Flow Field(Upwind Scheme)

對流項采用高階格式，仿真計算結果如圖6所示。從圖6中可知，增壓管入口壓力為0.358 MPa，三通連接安溢閥門側壓力為0.308MPa，管路總流阻為0.078 MPa。與迎風格式算法明顯不同的是，在三通內形成了一個明顯的大渦結構，并在溢出管內形成較強的穩(wěn)定螺旋流。相比之下，三通的閥門側壓力并未顯著上升。

兩種算法均能得到一個收斂的穩(wěn)定解，其中一個解的溢出管內為直線流，另一個解為螺旋流，直線流流阻0.041 MPa，螺旋流流阻0.078 MPa?；鸺龑嶋H飛行通過遙測數(shù)據(jù)獲得的管系正常流阻約為0.047 MPa，壓力鼓包后的流阻約0.093 MPa，與數(shù)值仿真相當。當流型由直線流過渡到螺旋流時，由于增壓管入口流量、溫度并未發(fā)生變化，因此燃箱壓力無變化，但管路流阻增加，導致增壓管入口壓力上升，出現(xiàn)“壓力鼓包”現(xiàn)象。

圖6 增壓管系流場云圖（高階格式）Fig.6 Cloud Map of Pressurizing Tube Flow Field(High Resolution Scheme)

3 發(fā)動機氧入口壓力下跳現(xiàn)象分析

3.1 研究對象

新型低溫運載火箭二級氧輸送系統(tǒng)結構如圖7所示，通過球形五通分流至4個分支輸送管后進入Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ 4臺發(fā)動機。

圖7 氧輸送管系結構示意Fig.7 Structural Sketch of Oxygen Pipeline System

運載火箭飛行過程中，Ⅱ、Ⅳ分機氧入口壓力在某一時間段出現(xiàn)壓力下跳，壓力下跳前后，發(fā)動機流量、液氧溫度、與之連通的氧箱壓力并無明顯變化。

3.2 仿真模型

采用商用流體力學計算軟件ANSYS CFX，湍流模型采用RNG k-ε模型。介質為液氧，采用“Isothermal”流體模型，液體密度為1142.8 kg/m3，動力粘度為1.96×10-4Pa·s。

五通入口為壓力邊界，壓力為0.40 MPa；出口為流量邊界，各分支管流量為38.6 kg/s。

3.3 仿真結果分析

邊界條件完全對稱時，仿真計算結果如圖8所示。從圖8中可知，在五通內部形成了對渦，五通內流場為鏡面對稱，4個分支管出口壓力一致。

圖8 氧輸送管系流場云圖（邊界條件對稱）Fig.8 Cloud Map of Oxygen Pipeline Flow Field(Symmetrical Boundary Conditions)

通過在五通壓力入口處引入速度方向的偏離，進行穩(wěn)態(tài)計算，使五通內產(chǎn)生初始擾動，在此基礎上開展瞬態(tài)計算，仿真計算結果如圖9所示。從圖9中可知，擾動條件下，五通內形成了一個穩(wěn)定的縱向渦結構，使得兩對稱分支管形成明顯的螺旋流，局部流阻明顯增加，由于五通入口壓力不變，從而使兩分支管出口壓力出現(xiàn)明顯下跳。相比其余兩分支管，壓力下跳的幅值為0.062 MPa，與飛行遙測數(shù)據(jù)獲得的下跳量級0.085 MPa相當。

圖9 氧輸送管系流場云圖（入口有干擾）Fig.9 Cloud Map of Oxygen Pipeline Flow Field(Entrance Disturbed)

4 壓力跳變機理分析

從Horii等[3,4]提出的產(chǎn)生螺旋流的3種裝置分析中發(fā)現(xiàn)該裝置存在兩個共同點：一是在裝置幾何形狀上都有一段收縮段；二是流體都經(jīng)過較大角度的轉彎。

常規(guī)在役液體運載火箭一級燃增壓管系具有三通與溢出管連接處存在由63 mm變大到104 mm，再變小到100 mm的擴散-收縮變徑，管路也有多處較大角度的折彎，該結構存在產(chǎn)生螺旋流的可能的特征。

新型低溫運載火箭二級氧輸送系統(tǒng)也具有五通前管路，五通前管路、五通與分支管連接處有擴散-收縮變徑，管路也有多處較大角度的折彎，該結構也存在產(chǎn)生螺旋流的可能的特征。

國內外相關研究認為螺旋流是由Coanda效應與流動不穩(wěn)定性產(chǎn)生的。在三通、五通類結構內部，流體也會存在向凹表面吸附的趨向，在某種條件下會形成沿內壁的大渦結構，進而導致螺旋流的產(chǎn)生，導致管路流動阻力顯著增加，管路局部壓力發(fā)生跳變，對應常規(guī)在役液體運載火箭一級燃增壓管入口壓力測點產(chǎn)生“壓力鼓包”、新型低溫運載火箭二級氧輸送系統(tǒng)分支管出口壓力測點（即發(fā)動機氧入口）產(chǎn)生壓力下跳。

5 結論

本文對圓管內的流型及流動不穩(wěn)定性進行了研究，采用CFD仿真的方法復現(xiàn)了液體運載火箭五通出口分支管壓力下跳、一級燃增壓管入口“壓力鼓包”的現(xiàn)象，在此基礎上提出了復雜管路內壓力跳變是由于流型向螺旋流轉變引起的。管系結構中存在的擴散-收縮段變徑、較大角度的彎管段都可能會導致螺旋流的產(chǎn)生，管路設計中應盡量避免類似結構，以避免產(chǎn)生螺旋流，引起額外的流阻。