本发明涉及航天器发动机技术领域，具体涉及一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法。
背景技术：
与地面运载/导弹发射相比，地外天体起飞航天器通常以下降级航天器作为起飞平台，由于系统稳定性等约束条件，上升级主发动机喷管与下降级距离非常短，可供上升级主发动机羽流排导的空间十分狭小。在上升级主发动机点火时刻开始至发动机工作在自由流态期间，由于下降级上顶面对主发动机羽流的“阻挡”，将有部分羽流被“反弹”到上升级，对上升级和下降级将产生剧烈的力、热效应等影响，羽流的主要影响主要表现为：
a)主发动机将短时处于非自由流态的工作环境，影响主发动机的安全、可靠工作；
b)主发动机羽流对上升级和下降级产生扰动力/力矩，影响上升级起飞稳定性和安全性；
c)主发动机羽流对下降级的上表面和上升级的下底面产生短时高热流环境，影响上升级外露设备的安全可靠工作。
因此，针对前述a)项内容的分析和地面试验验证是地外天体起飞航天器所需解决的核心技术之一。
探月三期任务将完成我国首次地外天体起飞上升任务。因此，在导流空间受限条件下，发动机自身能否安全、可靠工作的问题是我国首次遇到的技术问题。发动机短时处于非自由流态的工作状态不是发动机正常设计的工作状态，直接影响发动机的正常、可靠、安全工作并直接影响探测器安全，甚至影响探测器任务成败。
目前，地面运载/导弹发射由于地面有大气环境且排导空间宽敞，发动机羽流不会反流到喷管内部，更不会对发动机自身产生影响。
国内航天器的羽流问题研究，由于没有相关技术需求，其研究重点在自由羽流场的数值模拟以及羽流污染问题的研究上。
国外方面，仅有美国掌握地外天体起飞航天器在导流空间受限条件下发动机羽流导流技术，阿波罗航天器的登月舱采用了内凹槽式的导流方案，发动机喷管下底面距离内凹槽导流装置底部仅4.7mm。matkins针对“apollo”登月舱上升级发动机进行了羽流试验，试验获得了喷管出口平面与起飞平台基面的相对距离确定、相对角度改变情况下激波进入喷管内部的情况，包括喷管内不同扩张比位置的压强分布、激波对发动机推力的影响等，但没有给出激波对喷管产生的力、热的影响.marichalar对登月舱的羽流冲击影响进行了研究，但未对激波进入喷管内的影响进行探讨。
目前未见在导流空间受限条件下羽流对发动机影响分析和试验的相关技术报道和解决方案。
技术实现要素：
有鉴于此，本发明提供了一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，能够确认羽流对主发动机的影响，进而确认主发动机是否可以安全、可靠工作，确保上升级可以进行地外天体起飞任务。
为达到上述目的，本发明提供的一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，包括如下步骤：
步骤一、确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件。
步骤二、设定发动机工作在真空环境、导流空间受限条件下，采用数值求解纳维斯托克斯navier-stokes方程的方法对发动机进行仿真求解，获得仿真求解结果。
步骤三、根据仿真求解结果，判断发动机喷管内部是否出现正激波进入发动机喷管喉部的现象。
若仿真求解结果出现正激波进入发动机喷管喉部的现象，则重新确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件，返回步骤二。
若仿真结果中正激波不进入发动机喷管喉部，则判断正激波是否发生贴壁现象，如不发生正激波贴壁现象，则判断导流空间受限羽流不会对发动机自身产生影响。
如发生正激波贴壁现象，获取正激波贴壁的发生位置、热流密度、剪力、气体总焓、压力和马赫数作为激波环境模拟参数，执行步骤四。
步骤四、进行地面试验验证，其中试验对象为正激波贴壁位置的发动机试片，采用压力-真空式超声速电弧风洞作为激波环境模拟设备，将试验对象设置于压力-真空式超声速电弧风洞中喷管出口处，试验对象与喷管喷出气流之间呈设定攻角，且试验对象与喷管连接处密接齐平无缝隙。
根据步骤三获得的激波环境模拟参数，设置持续时间，对压力-真空式超声速电弧风洞进行设置，在压力-真空式超声速电弧风洞的喷管出口处获得符合激波环境模拟参数的羽流环境，对试验对象进行试验。
在持续时间过后，根据试验对象的被破坏程度，判断导流空间受限羽流对发动机的影响。
进一步地，导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件包括：上升级与下降级的相对关系、发动机喷管性能参数、发动机型面参数以及外部环境参数。
上升级与下降级的相对关系，包括上升级主发动机喷管出口截面到下降级上表面的距离l、上升级主发动机在上升级质心坐标系下绕转动轴转动的偏转角θ。
发动机喷管性能参数，包括发动机推力、燃烧室总温、燃烧室总压、推进剂、混合比、喷管出口静压、喷管出口静温、喷管出口马赫数、燃气比热比、燃气摩尔质量；
发动机型面参数，包括发动机圆柱段及收敛段型面尺寸和喷管扩张段型面尺寸。
外部环境参数，包括外部环境的压强和温度条件。
进一步地，设定发动机工作在真空环境、导流空间受限条件下，采用数值求解纳维斯托克斯navier-stokes方程的方法对发动机进行仿真求解，具体为：
s201、设置计算条件，包括：发动机喷管内羽流流场及其导流装置流场的计算条件和羽流计算条件；
发动机喷管内羽流流场及其导流装置流场的计算条件包括：设置喷管入口为压力入口边界条件(总压为0.8mpa，总温为3040k)；设置发动机喷管壁面和导流装置表面为绝热无滑移壁面；设置数值求解纳维斯托克斯navier-stokes方程中轴对称计算的发动机中轴线为轴对称边界。
羽流计算条件包括：设置羽流为真空边界；设置固体边界为固体表面温度为300k，热适应系数为1。
s202、针对发动机喷管内羽流流场建立纳维斯托克斯navier-stokes方程。
s203、采用湍流模式理论处理纳维斯托克斯navier-stokes方程得到雷诺平均ns方程。
引入计算湍流粘性系数的湍流模型，使雷诺平均ns方程封闭，并求解雷诺平均ns方程。
计算湍流粘性系数的湍流模型采用sstk-ω两方程模型。
有益效果：
本发明实施例给出了一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，主要包括：给出了导流空间受限条件下开展羽流对发动机影响仿真分析所需考虑的要素即导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件、分析方法即采用数值求解纳维斯托克斯navier-stokes方程的方法对发动机进行仿真求解、分析内容发动机喷管内部短时内形成正激波是否进入发动机喷管喉部以及正激波是否发生贴壁现象、分析结果判定条件以及作为地面试验验证的输入条件；给出了一种羽流在发动机内部产生正激波贴壁条件下对发动机自身影响的地面试验方法和试验结果判别方法，能够确认羽流对主发动机的影响，进而确认主发动机是否可以安全、可靠工作，确保上升级可以进行地外天体起飞任务。
附图说明
图1为本发明实施例给出的一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法流程图；
图2为上升级主发动机在上升级质心坐标系下绕转动轴(按右手坐标系)转动的偏转角θ示意图；
图3为发动机喷管内流场及导流装置流场的计算条件设置示意图；
图4为轴对称计算中发动机中轴线为轴对称边界示意图；
图5为本发明实施例中采用压力-真空式超声速电弧风洞进行激波环境参数模拟与测量原理示意图；
图6为本发明实施例中所使用的压力-真空式超声速电弧风洞结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，其步骤如图1所示，包括：
步骤一、确定发动机在一定时间段内处于非自由流态工作环境影响要素：即依据航天器总体设计方案和约束条件，确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件。
该过程主要包括：
1)上升级与下降级的相对关系：上升级主发动机喷管出口截面到下降级上表面的距离l、上升级主发动机在上升级质心坐标系下绕转动轴(按右手坐标系)转动的偏转角θ，如图3所示。
2)发动机喷管性能参数：发动机推力、燃烧室总温、燃烧室总压、推进剂、混合比、喷管出口静压、喷管出口静温、喷管出口马赫数、燃气比热比、燃气摩尔质量。
3)发动机型面参数：圆柱段及收敛段型面尺寸和喷管扩张段型面尺寸。
4)外部环境参数：外部环境的压强和温度条件。
步骤二、仿真分析的方法。
发动机工作在真空环境、导流空间受限条件下，该种环境下推力大，推进剂流量高，发动机内部流场、喷管出口附近流场以及导流锥附近流场中气体密度、压强等值较高，属于连续流区域，可采用数值求解纳维斯托克斯navier-stokes方程(ns方程)的方法。
主要包括如下步骤：
s201、设置计算条件，包括：发动机喷管内羽流流场及其导流装置流场的计算条件和羽流计算条件。
1、发动机喷灌内流场及导流装置流场的计算条件的设置：
喷管入口设置为压力入口边界条件，本发明设置的压力入口边界条件与发动机自身参数相关，具体地，可设置为：总压为0.8mpa，总温为3040k。
喷管壁面和导流机构表面为绝热无滑移壁面，如图3所示。
轴对称计算中发动机中轴线为轴对称边界，如图4所示。
2、羽流计算条件
真空边界：认为粒子逃逸，即粒子经过边界后注销；
固体边界：固体表面温度取为300k，热适应系数统一取为1。
s202、针对发动机喷管内羽流流场建立纳维斯托克斯navier-stokes方程，如式(1)所示：
其中，q为守恒变量，f，g为无粘通量，fv，gv为粘性通量，s为源项，t为时间变量，xyz为发动机坐标系中的空间xyz轴变量；
s203、采用湍流模式理论处理纳维斯托克斯navier-stokes方程得到雷诺平均ns方程。
一般真实的流场都是以湍流状态存在的。因此，控制方程中的粘性项和热传导项中的系数需由层流和湍流共同确定：
μ＝μl+μt(2)
式中μ、μl和μt分别为粘性系数、层流和湍流粘性系数，pr、prl和prt分别为普朗特数、层流和湍流普朗特数，计算取prl＝0.72，prt＝0.9。层流粘性系数一般随温度而变化，可由sutherland公式较为精确地给出。在求解雷诺平均控制方程式，为了使其封闭，必须引入计算湍流粘性系数的湍流模型。计算中采用sstk-ω两方程模型，如式(4)、(5)所示。
其中ns方程可以采用专用的软件进行求解，求解获得发动机的羽流流场参数。
步骤三、仿真分析的内容。
根据仿真求解结果，依据其中的发动机羽流流场的参数，判断发动机喷管内部是否出现正激波进入发动机喷管喉部的现象；
若仿真求解结果出现正激波进入发动机喷管喉部的现象，则重新确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件，返回步骤二；
若仿真结果中正激波不进入发动机喷管喉部，则判断正激波是否发生贴壁现象，如不发生正激波贴壁现象，则判断羽流不会对发动机自身产生影响；
如发生正激波贴壁现象，获取正激波贴壁的发生位置、热流密度、剪力、气体总焓、压力和马赫数作为激波环境模拟参数，执行步骤四；
步骤四、进行地面试验验证；
其中试验对象为正激波贴壁位置的发动机试片，采用压力-真空式超声速电弧风洞作为激波环境模拟设备，该压力-真空式超声速电弧风洞作为激波环境模拟设备结构如图5所示。激波环境模拟设备采用压力-真空式超声速电弧风洞，主要由电弧加热器、混合稳压室、超声速喷管、试验段、扩压段、冷却器和真空系统等部分组成。
将试验对象设置于压力-真空式超声速电弧风洞中喷管出口处，试验对象与喷管喷出气流之间呈设定攻角，且试验对象与喷管连接处密接齐平无缝隙；试验使用了超声速平板自由射流试验技术，试验的基本布局如图5所示，在紧贴二维矩形喷管出口处，与气流有一定攻角地放置平板模型和模型支架，即试验对象及其工装，两者在试验对象前缘密接齐平无缝隙。参试的试验对象安装在图5中模型处。该地面试验验证原理如图6所示。
根据步骤三获得的激波环境模拟参数，设置持续时间，对压力-真空式超声速电弧风洞进行设置，并考虑一定的安全余量，安全余量建议为1.3～1.5倍，在压力-真空式超声速电弧风洞的喷管出口处获得符合激波环境模拟参数的羽流环境，对试验对象进行试验。
在持续时间过后，根据试验对象的被破坏程度，判断导流空间受限羽流对发动机的影响。
其中对试验对象进行如下观察和判断：
对试验对象进行宏观观察，涂层高温冲刷表面均平坦、连续，表面均未见涂层破坏缺陷；高温冲刷试验对象进行剖面观察，涂层均匀性良好，涂层厚度未见减薄；这种情况下说明导流空间受限羽流对发动机自身无影响。
若涂层高温冲刷表面不平坦、不连续，表面可见涂层破坏缺陷；高温冲刷试验对象进行剖面观察，涂层已破坏，涂层厚度明显减薄；这种情况下说明导流空间受限羽流对发动机自身产生影响。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。