微重力科学与应用研究_下_

第18卷　第2期宇　航　学　报V ol.18N o.2 1997年4月JOURNAL OF ASTRONAUTICS A pr.1997微重力科学与应用研究(下)*

刘春辉

(北京9200信箱72分箱・100076)

3　航天器发动机再启动相关的微重力研究

3.1　问题的提出

航天器在轨道惯性飞行过程是处于微重力环境条件下的飞行,依据工作需要航天器发动机(远地点发动机、姿控发动机、再入发动机等)要二次启动或多次再启动。微重力环境条件下的航天器发动机再启动失败的故障在航天史上不少。发动机再启动失败不仅使整个飞行任务不能完成且造成重大经济与政治损失。诚然,产生故障的可能因素很多,但故障产生在微重力环境条件下,对微重力环境工程问题的因素应引起足够的重视。事实上有些故障就是因为微重力问题而造成的。例如,美国AC-4火箭使用两台9牛顿推力沉底发动机用以产生3×10-4g人造重力场,18牛顿推力比理论值大许多倍,似乎足以使液体推进剂定位于贮箱出口处。但由于没有正确考虑外界干扰(发动机关机、共底回弹、热对流……)对贮箱中液体动力学行为的影响,因而沉底推力并未使液体推进剂沉底。当排气时,液体推进剂被排出,空间的低压使其迅速膨胀,不平衡的力矩作用在飞行器表面上,超出控制能力而导致飞行失败[4]。我国长征3号首次发射,惯性滑行段后二次启动发动机。由于微重力场中氢气泡上浮速度大幅度降低、氢气积存于管路之中,二相流中气态量增大,质量流量降低,燃气发生器温度升高,烧穿了非冷却弧段,发动机停止工作,导致飞行失败[5]。

运载火箭惯性滑行时间很短(数百秒至一千多秒),而且在惯性滑行期间通常使用沉底发动机产生一定的正推力来形成人造重力场,用以避开或减小微重力效应,因之运载火箭发动机二次启动的问题相较就不严重也不难解决。但卫星就较为困难了,一方面它是在轨道长期惯性飞行中工作(数月、数年、十数年),且微重力水平高(10-4g—10-7g),空间环境复杂外界干扰多。另一方面它很难使用人造重力场来避开或减少微重力效应。因为即使是自旋卫星,其旋转角速度亦受到多种因素制约,所以发动机再启动问题就较为严重。载人飞船发动机再启动问题与卫星类似,而且一旦再启动失败,后果更为严重。

3.2　再启动问题涉及的微重力研究范畴

回顾微重力科学与应用的历史可知涉及航天器发动机再启动问题的研究重点,始终环绕着三大范围进行。

本文于1996年7月1日收到

*本文上半部分刊登在本刊1996年第4期上

(1)微重流体力学问题:尽管涉及的研究领域包括流体静力学、动力学、热力学、两相流、多相流、气泡运动、泡核沸腾……,但其最终目标是要解决型号如下一些问题的。诸如:

a .液体定位:使用什么方法(沉底发动机、毛细蓄留、薄膜挤压……)能确保贮箱中液体推进剂定位于贮箱出口处?如何保证在出口处的液体燃料不夹气?出流挡板的形状尺寸位置对出流效率的影响如何?已定位的液体受干扰后的动力学行为及控制措施……。

b .贮箱排气,如何确保在贮箱排气过程中没有液态燃料被排出?热动力排气系统的工作原理与应用……。

c.管路气泡排除:如何解决发动机管路在预冷预调节和输送燃料过程中气泡能被排出而确保管路输送畅通?管、细管、节流圈等处二相流状态和无量纲物理参数在微重力场中的描述……。

(2)微重力燃烧问题:尽管涉及的研究领域包括燃烧学、传热学、热力学、液态燃料小滴的点火能量、火焰传播、燃烧效率……,但其最终目标是要解决型号如下一些问题的。诸如:发动机热点火时在燃烧室中燃料能否被点燃?点火能量与常重有什么不同?能否在预定的时间内建立稳态火焰?能否在预定的时间内达到原定推力?……

(3)微重力耦合动力学问题:尽管涉及的研究领域包括流体动力学、固体动力学、飞行动力学、参数与模型的选择、响应特性分析……,但其最终是要解决型号如下一些问题。诸如:微重力条件下的材料阻尼、结构阻尼、结点阻尼如何确定?采用何种方法避开耦合频率?如何计入受重力影响的弹性变形恢复的复合效应?如何把对飞行姿态的影响降至最低?……。

3.3　干扰载荷对贮箱中流体动力学行为的影响

航天器贮箱中的液体燃料在失重下要漂浮并产生夹气混杂。此外,在真实飞行中要受到主发动机关机、各类分离、姿控发动机工作等的干扰,还要受到稀薄空气阻尼、磁场、太阳风……的干扰。这些干扰产生的横向与负向加速度会使液体产生大幅晃动,加重漂浮与液气混杂使燃料远离贮箱出口。在处理型号工程问题中,干扰力考虑不正确就会产生严重后果。理论研究与工程应用研究的区别在于后者要考虑实际使用条件。地面模拟试验与分析计算中要正确施加干扰载荷。空间微重力条件下一个很小量级的干扰载荷就会使航天器贮箱中的液体燃料产生很大运动,这在地球重力场中是根本不会出现的物理现象。下面给出2个计算实例来说明这一物理现象。

在研究部分充液贮箱中液体非定常动力学行为时,通过用数值法解有着初始条件及边界条件的Navier -stokes 方程来模拟。为节省篇幅,连续方程、动量方程、液汽界面初始条件、边界条件等请参看参考资料[6][7][8]。计算中使用交错网格划分网点分布,用于速度分量的计算。使用Hybrid-Scheme 有限差分法用于网点间任意界面位置而不限于网格中点。使用Semi-implicit 法模拟流场。依网点尺寸及流场速度自动确定时间步长。较详细的程序介绍及网格划分请见参考资料[9]。实例计算中的贮箱为圆柱体,半径68cm,高145cm,上下底为椭球底。贮箱中央有一半径12cm 的中空圆柱管。贮箱模型为原型的110

,充液40%,液体密度为0.1457g/cm 3,表面张力系数为353mN/m,粘性系数为9.609×10-5cm 2/s,接触

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第2期刘春辉:微重力科学与应用研究(下)

100宇航学报第18卷

角为0°,网格划分为16×44×36共约20K多网格。微重力水平为10-3g0。

例1,非旋转贮箱中液体燃料初始处于稳定状态(0秒),全部液体定位于贮箱底部。受到3×10-3g0横向干扰载荷作用,作用时间为0.5秒随后去除干扰载荷。由图1 -Z剖面的液体运动图中可以看出,这短时的横向干扰使贮箱中液体燃料产生大幅横向晃动。在2.85秒的短时间内,液体前锋已抵达贮箱顶部,剖面图中左侧液位已降至0秒时液位高度的一半。微重力下晃动运动是发散的,随时间的推移液位进一步降低,贮箱底部的出口会暴露出来。另外大幅晃动亦会给飞行姿态带来不利影响。

例2,非旋转贮箱中液体燃料初始处于稳定状态(0秒),全部液体定位于贮箱底部。受到1×10-4g0的轴向负过载干扰作用,作用时间为0.5秒随后去除干扰载荷。由图2 -Z剖面的液体运动图中可以清楚看到贮箱中液体由稳定变为不稳定的过程。在6秒时贮箱底部出口处即出现空穴,随时间增加空穴加大。出口处没有液体。

3.4　微重力液体燃料小滴燃烧

微重力条件下的燃烧特性与常重燃烧特性全然不同。进行液体燃料小滴的微重力燃烧试验研究可了解点火能量、火焰特征、温度场、火焰传播特点、稳态火焰建立的条件、燃烧效率等许多微重力燃烧特性。这些特性是研究空间发动机再启动的基础。

液体燃料小滴的微重力燃烧试验是在BISE54米落塔中完成的[10]。燃烧试验是在专门的燃烧室中进行的。该燃烧室可抽真空能承受一定内压及冲击过载。其内部安装有蜡烛台、液滴释放装置及点火装置,顶部装有安全阀门,侧面安装抽空充气管嘴。液滴释放装置具有液体燃料单滴自动释放成型的可控性及悬丝在燃烧室内垂直距离的可调性。点火装置具有一定点火能量以确保将液滴点燃。此外,电极与液滴之间的相对位置固定且点火后电极能自动移离液滴一定距离以免电极温区对火焰形状产生影响。抽空充气系统用以给燃烧室充填不同组分和压力的气体,具备较好的密封性及安全性。自动控制系统使试验整个流程按预定的程序自动完成。远距离监控设备使试验人员能在控制室内的TV监控器及多媒体计算机屏幕上观察试验全过程。试验舱中记录的数据与图像立即传到控制室内的记录测量仪器中。数据与图像可由多媒体计算机即时反放并可长期保存。此处仅给出两例试验结果用以说明微重火焰特征与常重火焰特征的区别,从而强调在空间发动机再启动问题的解决中,微重力燃烧研究的重要性。详细分析另文给出。

例1,液体燃料为无水酒精,液滴直径1.0m m,在40%氧,60%氮,1个大气压环境下的燃烧试验。照片1为常重条件下乙醇液滴燃烧时的火焰形状。落塔试验以释放舱体的时刻作为0秒,照片1为释放前-0.1144秒时的火焰。照片2为试验舱体自由下落后第0.5719秒时获取的微重力火焰照片。比较照片1和2,可以看出液滴燃烧火焰在常重和微重下是全然不同的。常重下火焰为锥柱形,微重下火焰为球形。常重下火焰柱状直径小于微重下球状直径,它们的平均直径比约为1∶3。常重下火焰长度大于微重下的火焰长度,它们的长度比约为3∶1。

例2,液体燃料为无水酒精,液滴直径为1.5mm,在40%氧,60%氮,1个大气压环境下的燃烧试验。照片3为舱体释放前-0.0469秒时的常重燃烧火焰照片。照片4为释放后舱体自由下落0.1250秒时的微重燃烧火焰照片。比较照片3和4,可以看出常重火焰为锥柱形,微重火焰为球形,二者火焰形状全然不同。它们的平均火焰直径比约为1∶3,长