研究羽流效应的基础是要对羽流形成的流场有充分的认识。一般来说，羽流干扰形成的流场参数不能用各发动机羽流的流场参数进行线性叠加，流场中膨胀波束和压缩波束(或激波)的交汇和叠加导致了较为复杂的流动特性[1-3]。
在已有的羽流干扰研究中，研究对象主要以卫星平台上的小推力发动机或以中性气体为工质的模拟推力器产生的羽流，发动机或推力器的流量较小、间距较大(一般大于5倍喷管出口直径)，羽流干扰区域距发动机较远，处于流场远场。研究手段以数值模拟为主[4-6]，试验研究由于受到真空设备抽气能力的限制，只进行了以中性气体(如N2、Ar、CO2等)为工质的羽流流场参数测量[7-12]，未见到以真实发动机燃烧气体进行羽流干扰试验的相关文献。
本文基于以CZ-5二级主发动机为原型设计的60 N氢氧模拟发动机[13]，开展发动机单机羽流和双机干扰羽流流场的试验研究，测量流场压力，对双机羽流干扰造成的流场增强效应进行分析。
1 试验系统 1.1 真空羽流效应试验系统 氢氧发动机真空羽流流场测量试验在北京航空航天大学真空羽流效应试验系统(PES)[14-16]中进行。PES真空舱(如图 1所示)为外径5.2 m、长度12.6 m的卧式圆柱形316 L不锈钢筒体，两端为标准椭圆形封头。真空获取系统包括外置式真空抽气系统及内置式低温吸附系统。其中外置式真空抽气系统包括螺杆泵、罗茨泵、分子泵及低温泵。内置式低温吸附系统为双层通过液氮制冷的热沉。有效试验空间为?4.2 m×9.9 m，系统抽速可达到106 L/s，极限真空度可达到10-4 Pa。真空舱内背景真空度通过置于舱壁上的皮拉尼真空计和热阴极电离真空计进行监测。
 |
| 图 1 PES真空舱 Fig. 1 Vacuum chamber of PES |
| 图选项 |
1.2 氢氧模拟发动机 氢氧模拟发动机与CZ-5二级主发动机具有相同工质、相同混合比及等比例的喷管型面[13]，推力为60 N，混合比为6.43，燃烧室压力为0.6 MPa，喷管出口直径为71.6 mm，扩张比为80，缩放系数为1:14.7。结构如图 2所示。
 |
| 图 2 氢氧模拟发动机结构 Fig. 2 Structure of simulated hydrogen/oxygen engine |
| 图选项 |
1.3 流场压力测量装置 为了在一次点火过程中获得更多的压力数据，采用总压皮托管阵列进行羽流流场压力的测量，皮托管阵列及微差压传感器示意图如图 3所示。皮托管阵列由15根相同的总压皮托管组成，皮托管材料为304不锈钢，外径为5.0 mm，内径为3.8 mm。皮托管互相平行且入口保持平齐，两两间距20 mm。传感器输出测量端和参考端的压力差，即皮托管入口的激波后总压[17]。
 |
| 图 3 皮托管阵列及微差压传感器示意图 Fig. 3 Schematic of pitot tube array and differential pressure transducer |
| 图选项 |
2 试验流程 发动机单机工作时，另一台发动机的存在对羽流主流区造成的影响可忽略不计，故设计统一的双机安装支架，一次安装，单机、双机试验在一次关舱试验中完成。
图 4为试验系统空间位置关系示意图。两台发动机的喷管出口中心相聚150 mm，轴线夹角为5°，位于同一水平面xOy上。单机和双机羽流流场试验采用同一坐标系，即以1号发动机喷管出口中心为坐标原点O，以1号发动机轴线为x轴，以1号发动机喷管出口远离2号发动机的半径方向为y轴。单机试验为1号发动机工作，双机试验为两台发动机同时工作。皮托管阵列移动范围距发动机出口平面140~600 mm，在同一位置分别测量单机和双机工作时羽流流场压力，可对双机工作时的羽流干扰效应进行分析。
 |
| 图 4 试验系统空间位置关系 Fig. 4 Spatial relation of experimental system |
| 图选项 |
氢氧发动机大气条件下单机和双机热试车如图 5所示，燃烧室压力及喷管出口火焰稳定，证明发动机工作正常，燃烧状态稳定。进行真空羽流流场测量时，模拟发动机采用重复脉冲工作方式，点火时间设置为300 ms，保证舱内动态真空度以维持相对稳定的羽流流场形态，并保证燃烧室及喷管热结构安全。单机和双机点火工作时的动态真空度分别约为3 Pa和6 Pa。
 |
| 图 5 大气环境下氢氧发动机单机和双机热试车 Fig. 5 Hot firing tests of single and dual hydrogen/oxygen engine(s) in atmospheric environment |
| 图选项 |
3 结果与分析 图 6和图 7分别为皮托管阵列测得的氢氧发动机单机羽流和双机干扰羽流的流场波后压力云图，云图通过离散测点线性插值生成。
 |
| 图 6 氢氧发动机单机羽流流场波后压力云图 Fig. 6 Plume flow field contour of pressure behind shock wave for single hydrogen/oxygen engine |
| 图选项 |
 |
| 图 7 氢氧发动机双机干扰羽流流场波后压力云图 Fig. 7 Interacted plume flow field contour of pressure behind shock wave for dual hydrogen/oxygen engines |
| 图选项 |
通过对比，可以明显看出两台发动机中间的流场(y=140 mm附近)形成了一块新的压力较高的“羽流干扰区”，这是由于两台发动机各自产生的羽流在膨胀过程中发生相互作用，羽流气体分子的碰撞在双机中线附近产生了2束压缩波，导致气流速度降低而压力升高。若把发动机自身产生的羽流称为“主流”，可以认为主流在干扰区产生了一股新的羽流，称为“干扰流”。干扰流向下游的膨胀速度比主流慢，使得在距发动机出口相同距离的羽流远场位置，干扰流压力高于主流压力，因此形成了向下游突出的流场压力图像。
通过云图的对比还可以看出，双机工作时羽流干扰的范围逐渐沿y方向扩张，在x=600 mm处，羽流干扰范围未超过1号发动机喷管轴线，因此1号发动机轴线上半部分的流场未受到羽流干扰的影响，基本与单机工况流场相同。
图 8(a)~(f)分别为皮托管阵列入口距1号发动机出口140、166、240、350、450和600 mm时，在单机和双机工况下测得的波后压力对比。从图中可以看出，单机羽流流场波后压力显示了较好的对称性，沿y轴正方向，流场压力总体上先增大后减小。当x≥240 mm的工况开始时，压力最大值偏移了发动机轴线，这是由于气流经钟形喷管内敛形的壁面产生了压缩波束，压缩波束向流场下游传播的时候穿过了喷管轴线，导致该处压力变大。随着轴向距离x的增大，发动机轴线上的压力迅速降低，而径向上远离轴线的测点处的压力逐渐升高，因此同一径向上的压力梯度变小，压力散点显示的形状逐渐平缓，这是发动机羽流向真空中膨胀的结果。
 |
| 图 8 不同轴向距离的单机和双机羽流流场波后总压对比 Fig. 8 Comparison of plume flow field's total pressure behind shock wave between single engine and dual engines at different axial distances |
| 图选项 |
通过图 8中单、双机羽流流场波后总压的对比可以明显看出双机羽流干扰对流场压力的增强及其影响范围。需要注意的是当轴向距离较近时(x≤240 mm的工况)，双机工况测量结果右端散点的压力较高并不是羽流干扰的结果，而是因?獾阄挥?号发动机羽流主流区内。
由于羽流干扰发生在发动机双机对称面附近，可以计算得到对应不同轴向距离x的双机对称面的y坐标，如表 1所示，即代表该坐标附近为不同轴向距离时羽流干扰发生的区域。将不同轴向距离x对应的y坐标与图 8对照，可以看出随着轴向距离的增大，羽流干扰也逐渐增强，双机工况压力与单机工况压力的比值增大，最高可以达到5倍以上。同时，羽流干扰的范围也随着轴向距离的增大而增大：当x=140 mm，仅有y=80 mm这个测点位于羽流干扰区内；而当x=600 mm时，y≥60 mm的5个测点都位于羽流干扰区内。
表 1 不同轴向距离x对应的双机对称面所在的y坐标 Table 1 y coordinate at symmetry plane of dual engines corresponding to different axial distances x
| mm | |
| 轴向距离x | 对称面y坐标 |
| 140 | 81.2 |
| 166 | 82.3 |
| 240 | 85.6 |
| 350 | 90.4 |
| 450 | 94.7 |
| 600 | 99.3 |
表选项
由图 8(e)和(f)可以看出，在羽流干扰区内，位于双机对称面测点的压力小于相邻测点的压力，这是由于羽流干扰的压缩波束边界偏离双机对称面，气流受到压缩波束作用压力升高，越过压缩波束后压力降低，因此压力最大值偏离对称面(图 8(a)~(d)由于测点位置的问题未能明显看出)。
4 结论 本文基于北京航空航天大学真空PES对氢氧发动机真空羽流干扰流场进行了试验研究，利用皮托管阵列测量了氢氧发动机单机羽流和双机干扰羽流的激波后总压场，分析了羽流干扰对流场参数的增强效应，结论如下：
1) 氢氧发动机单机羽流流场显示了良好的对称性，羽流在真空中迅速膨胀，压力沿喷管轴线方向快速下降。随着钟形喷管内敛型壁面产生的压缩波束穿过喷管轴线，在流场下游的位置，同一径向上的压力最大值偏离喷管轴线。随着轴向距离的增大，压力最大值偏移距离随之增大，同时压力分布变得平缓。
2) 氢氧发动机双机干扰羽流流场表明，两台发动机羽流主流之间的区域发生了羽流干扰，形成了2束压缩波，压缩波间的区域构成了羽流“干扰流”，干扰流的压力受到明显的增强，最高压力可达到单机羽流在相同位置压力的5倍以上。羽流干扰范围随着轴向距离的增大而增大，但在试验中未超过喷管轴线。随着气流穿过干扰流的压缩波束边界而到达发动机双机对称面，同一径线方向干扰流最大压力值的位置偏离对称面。
参考文献
| [1] | ERMOLOV V I, LANGRAN J C, REBROV A K, et al. Experimental study of the interaction of a pair of hypersonic jets[J]. Journal of Applied Mechanics & Technical Physics, 1983, 24(3): 379-383. |
| [2] | DANKERT C, KOPPENWALLNER G.Experimental study of the interaction between two rarefied free jets[C]//Proceedings of the 14th International Symposium on Rarefied Gas Dynamics.New York: AIP Publishing, 1984: 477-484. |
| [3] | WU J, CAI G, HE B, et al. Experimental and numerical investigations of vacuum plume interaction for dual hydrogen/oxygen thrusters[J]. Vacuum, 2016, 128: 166-177. DOI:10.1016/j.vacuum.2016.03.020 |
| [4] | DAGUM L, ZHUH S K.Three-dimensional particle simulation of high altitude rocket plumes: AIAA-92-2913[R].Reston: AIAA, 1992. |
| [5] | XIAO Z, CHENG H, ZHOU H.Plume interaction in parallel multi-thrusters propulsion system and the effect on backflow: AIAA-2006-3599[R].Reston: AIAA, 2006. |
| [6] | DAGUM L, ZHU S K. Direct simulation Monte Carlo simulation of the interaction between rarefied free jets[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1994, 31(6): 960-964. DOI:10.2514/3.26544 |
| [7] | CHIROKOV I A, ELIZAROVA T G, LENGRAND J C, et al.Experimental and numerical investigation of rarefied interacting plumes[C]//Proceedings of the 23rd International Symposium on Rarefied Gas Dynamics.New York: AIP Publishing, 2003: 572-579. |
| [8] | GERASIMOV Y I, KRYLOV A N, YARYGIN V N.Structure and gas parameters of plume expiring into vacuum from four nozzles located around the space vehicle case[C]//Proceedings of the 25th International Symposium on Rarefied Gas Dynamics.New York: AIP Publishing, 2006: 610-615. |
| [9] | GERASIMOV Y I, YARYGIN V N.Problems of gas-dynamical and contaminating effect of exhaust plumes of orientation thrusters on space vehicles and space stations[C]//Proceedings 25th International Symposium on Rarefied Gas Dynamics.New York: AIP Publishing, 2006: 805-811. |
| [10] | GERASIMOV Y I, YARYGIN V N, KRYLOV A N, et al. Modelling of the flow structure in a composite jet behind two thrusters located near the spacecraft case[J]. Thermophysics and Aeromechanics, 2009, 16(3): 375-383. DOI:10.1134/S0869864309030068 |
| [11] | YARYGIN V N, GERASIMOV Y I, KRYLOV A N, et al. Gas dynamics of spacecraft and orbital stations (review)[J]. Thermophysics and Aeromechanics, 2011, 18(3): 333-358. DOI:10.1134/S0869864311030012 |
| [12] | HOLZ A, DETTLEFF G, HANNEMANN K, et al.Experimental investigation of two interacting thruster-plumes downstream of the Nozzles[C]//Space Propulsion.G?ttingen: DLR, 2012: 205-208. |
| [13] | 吴靖, 张国舟, 蔡国飙. 真空应用电火花点火的氢氧发动机设计与试验[J]. 航空动力学报, 2014, 29(2): 398-404. WU J, ZHANG G Z, CAI G B. Design and experiment of gaseous hydrogen/oxygen engine igniting with electric spark igniting in vacuum[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(2): 398-404. (in Chinese) |
| [14] | WANG W, CAI G, ZHOU J. Large-scale vacuum vessel design and finite element analysis[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2012, 25(2): 189-197. DOI:10.1016/S1000-9361(11)60378-6 |
| [15] | 王文龙, 周建平, 蔡国飙. 羽流效应地面模拟试验系统关键技术发展[J]. 航空动力学报, 2012, 27(4): 900-906. WANG W L, ZHOU J P, CAI G B. Development of vacuum plume effects ground simulation experimental system key technology[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(4): 900-906. (in Chinese) |
| [16] | 凌桂龙, 蔡国飙, 张建华. 基于真空羽流试验的洁净真空系统设计[J]. 航空动力学报, 2013, 28(5): 1173-1179. LING G L, CAI G B, ZHANG J H. Oil-free vacuum system design based on vacuum plume experiment[J]. Journal of Aerosapce Power, 2013, 28(5): 1173-1179. (in Chinese) |
| [17] | 马树微, 吴靖, 贺碧蛟, 等. 氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究[J]. 航天器环境工程, 2015, 32(2): 157-161. MA S W, WU J, HE B J, et al. Experimental and numerical study of vacuum plume field for a hydrogen/oxygen model thruster[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2015, 32(2): 157-161. DOI:10.3969/j.issn.1673-1379.2015.02.08 (in Chinese) |
