王 迅

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

0 引言

中國航天經(jīng)歷了60余年的發(fā)展，具備發(fā)射近地軌道、太陽同步軌道、地球靜止軌道等多種軌道不同量級(jí)載荷的能力。近年來，隨著商業(yè)航天、軍民融合的蓬勃發(fā)展，國內(nèi)外多型小型運(yùn)載器的研發(fā)呈現(xiàn)呼之欲出的態(tài)勢(shì)。作為火箭的心臟，發(fā)動(dòng)機(jī)是提供推力，保證火箭系統(tǒng)運(yùn)載能力的核心。對(duì)于小型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，噴管噴出的高溫燃?xì)庀蛭膊颗蛎洠S著高度上升，環(huán)境壓力逐漸降低，噴流膨脹角逐漸增大，燃?xì)膺吔缗c火箭外流可能形成局部氣流反卷，形成對(duì)流加熱。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁囟容^高，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庵械腃O和HO等極性分子有較大的熱輻射能力，可對(duì)底部形成輻射加熱；固體發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰含大量固體粒子，輻射加熱明顯高于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。底遮板、尾罩等多個(gè)部位均處于尾部噴流加熱的影響范圍內(nèi)?；鸺撞考訜釂栴}歷來是火箭技術(shù)的一個(gè)難點(diǎn)，對(duì)底部熱環(huán)境估計(jì)不足，熱防護(hù)措施不到位會(huì)給底部設(shè)備的安全性帶來嚴(yán)重威脅，甚至導(dǎo)致發(fā)射任務(wù)的失??；而估計(jì)余量過大會(huì)增加設(shè)備質(zhì)量，降低發(fā)射效率。

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流引發(fā)的對(duì)流加熱問題，國內(nèi)外學(xué)者均進(jìn)行了相關(guān)研究工作。Negishi等針對(duì)日本H-IIA火箭開展了主發(fā)動(dòng)機(jī)與助推器發(fā)動(dòng)機(jī)底部氣動(dòng)熱環(huán)境仿真，使用CFD數(shù)值模擬和P1輻射模型分別評(píng)估了對(duì)流和輻射加熱，并指出了仿真結(jié)果與遙測(cè)結(jié)果存在明顯差異。楊學(xué)軍等分析了固體火箭尾艙熱環(huán)境特點(diǎn)，提出了一種線性化熱學(xué)參數(shù)的單介質(zhì)模擬方法預(yù)示固體尾艙對(duì)流熱環(huán)境。周志壇等結(jié)合液體運(yùn)載火箭底部飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了使用CFD方法和離散坐標(biāo)法對(duì)底部對(duì)流和輻射加熱預(yù)示的有效性。呂俊明等對(duì)火星進(jìn)入氣體輻射加熱的研究進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié)分析。

為進(jìn)一步提升對(duì)小型運(yùn)載火箭底部熱環(huán)境的認(rèn)識(shí)，本文結(jié)合數(shù)值計(jì)算分析及飛行試驗(yàn)結(jié)果，開展了底部對(duì)流加熱相關(guān)研究。首先，分析了典型流動(dòng)狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及底部對(duì)流加熱的影響因素；然后，從流動(dòng)機(jī)理出發(fā)，提出了一種降低底部對(duì)流加熱的外形優(yōu)化方法；最后，結(jié)合飛行試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)底部加熱的來源進(jìn)行了初步分析。

1 底部對(duì)流加熱評(píng)估方法

本文使用計(jì)算流體力學(xué)方法開展流動(dòng)仿真。采用有限體積法求解積分形式的三維可壓縮N-S方程?？臻g無黏通量使用Roe格式離散，黏性通量采用中心差分格式進(jìn)行離散，時(shí)間離散采用隱式格式。計(jì)算中采用量熱完全氣體假設(shè)。計(jì)算使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，為準(zhǔn)確獲得壁面對(duì)流加熱，壁面首層網(wǎng)格壁面法向高度為1×10m。計(jì)算域含整箭體外形，并根據(jù)幾何特征尺度進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化，經(jīng)過試算保證尾流區(qū)域網(wǎng)格范圍可涵蓋尾部流場(chǎng)特征。發(fā)動(dòng)機(jī)噴流計(jì)算網(wǎng)格表面特征如圖1所示。噴管出口燃?xì)獗葻岜燃皻怏w常數(shù)分別為1.18和286 J/(kg·K)。為考慮燃?xì)饨橘|(zhì)與空氣的差異，計(jì)算中將燃?xì)鈬娏鞯刃С煽諝鈬娏鳎瑖娏魅肟谌榘l(fā)動(dòng)機(jī)喉道，參數(shù)為壓力5.8 MPa，速度為1 059.7 m/s，密度為5.87 kg/m。各物面均采用300 K壁溫，不考慮內(nèi)部結(jié)構(gòu)傳熱。

按照典型特征選擇了如表1所示的條件開展數(shù)值仿真。仿真中僅考慮對(duì)流加熱，暫未考慮高溫氣體輻射的影響。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)壁面網(wǎng)格

表1 仿真狀態(tài)表

2 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流流場(chǎng)特征研究

圖2為發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)7 km和15 km高度下對(duì)稱面馬赫數(shù)分布云圖。由圖可知，隨著高度的增加，來流動(dòng)壓逐漸降低，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的膨脹范圍隨之增加。

(a) H=7 km, Ma=2, A=0°(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)

圖3為發(fā)動(dòng)機(jī)噴管附近對(duì)稱面溫度云圖與流線。由圖可知,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與殼體間的空腔內(nèi)存在低速回流，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，空腔內(nèi)氣流溫度在500 K左右，速度在100～150 m/s間；而發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)空腔內(nèi)氣流溫度和速度均降低，溫度約為320 K，速度僅為10～20 m/s。

圖4給出了一級(jí)尾段內(nèi)壁的熱流分布。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的殼體內(nèi)壁熱流大于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)殼體內(nèi)壁熱流,噴管罩內(nèi)為低速對(duì)流換熱。根據(jù)傳熱學(xué)原理，低速對(duì)流換熱受密度影響明顯，高度7 km發(fā)動(dòng)機(jī)開機(jī)狀態(tài)艙內(nèi)氣流密度明顯高于15 km飛行狀態(tài)，低空艙壁內(nèi)對(duì)流熱環(huán)境明顯高于高空狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)，艙內(nèi)氣體溫度較低，不會(huì)產(chǎn)生明顯的氣動(dòng)加熱。

(a) H=7 km， Ma=2， A=0°(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)

(a) H=7 km， Ma=2， A=0°(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)

圖5給出了發(fā)動(dòng)機(jī)在高空(50 km)工作時(shí)的

Ma

數(shù)分布云圖。與圖2相比，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作在高空段時(shí)，來流動(dòng)壓很小，因此發(fā)動(dòng)機(jī)噴流膨脹范圍明顯增大，呈典型的欠膨脹噴流流場(chǎng)，與圖6所示的欠膨脹噴流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)類似。隨著攻角由0°增加至4.5°，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流范圍略微上移。

(a) H=50 km， Ma=6.0， A=0°(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)

圖6 欠膨脹射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖

圖7是在

H

=50 km,

Ma

=6狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)噴管附近對(duì)稱面溫度云圖與流線。由圖可知,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外壁及底遮板形成了典型的底部回流流動(dòng)，底遮板回流的氣流溫度在817 K左右，而由于底遮板的遮擋作用，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體與噴管間的空腔內(nèi)氣流溫度明顯低于底遮板回流區(qū)溫度，僅為308 K左右。當(dāng)攻角變大時(shí)，噴管噴流向上偏移，導(dǎo)致迎風(fēng)側(cè)底遮板回流和空腔內(nèi)的氣流溫度明顯小于背風(fēng)側(cè)。背風(fēng)側(cè)底遮板回流區(qū)溫度約926 K左右，高于迎風(fēng)側(cè)(約556 K)。

(a) H=50 km， Ma=6.0， A=0°(發(fā)動(dòng)機(jī)工作)

圖8為

H

=50 km,

Ma

=6,

A

=4.5°狀態(tài)下的底部?jī)?nèi)壁熱流分布。由圖可知，攻角對(duì)流場(chǎng)的影響使得底遮板和空腔內(nèi)壁熱流呈現(xiàn)出迎風(fēng)側(cè)低于背風(fēng)側(cè)的特征。底遮板背風(fēng)側(cè)熱流最高達(dá)到了20 kW/m，略高于相同位置的殼體外壁最大熱流(15 kW/m)，迎風(fēng)側(cè)熱流在1～5 kW/m之間；由于底遮板的遮擋作用，空腔內(nèi)壁熱流很低，最大熱流不超過2 kW/m。

(a) 底遮板

3 尾段局部?jī)?yōu)化對(duì)底部對(duì)流熱環(huán)境的影響

由第2節(jié)可見，發(fā)動(dòng)機(jī)底遮板與高溫燃?xì)庵苯咏佑|，使用不考慮輻射的CFD計(jì)算數(shù)值結(jié)果顯示，底遮板表面存在約2～16 kW/m的對(duì)流熱流。考慮高溫燃?xì)夂透邷乇诿娴妮椛浼訜岷箢A(yù)計(jì)熱環(huán)境將更高，為了防止底遮板受熱損壞導(dǎo)致高溫氣體進(jìn)入內(nèi)部艙體，對(duì)底部發(fā)動(dòng)機(jī)附近艙體進(jìn)行局部?jī)?yōu)化。

由圖7和圖8可見，在底遮板后面的艙體內(nèi)壁，由于高溫氣流受到阻擋，速度和溫度均明顯低于外部氣流，這使得內(nèi)壁熱環(huán)境明顯降低。借鑒此原理，通過改變底遮板局部結(jié)構(gòu)外形，降低流動(dòng)速度溫度，預(yù)計(jì)可以達(dá)到降低底遮板熱流的作用。考慮到底遮板附近流動(dòng)受到外流和發(fā)動(dòng)機(jī)噴管流動(dòng)的共同影響，在不改變噴管和整體外形的基礎(chǔ)上，通過增長(zhǎng)擋板對(duì)外形優(yōu)化，對(duì)優(yōu)化前后的外形開展CFD數(shù)值計(jì)算，評(píng)估了尾段擋板增長(zhǎng)對(duì)底遮板對(duì)流熱環(huán)境的影響。

擋板增長(zhǎng)前后的外形對(duì)比如圖9所示。除擋板外其余部件和原始外形保持一致。

圖9 擋板優(yōu)化前后外形對(duì)比

(a) 優(yōu)化前

在

H

=50 km,

Ma

=6，

A

=0°來流條件下，擋板外形優(yōu)化前后的流場(chǎng)對(duì)比如圖10所示。由此可見，擋板增長(zhǎng)后，底遮板、噴管外壁形成的方腔渦流的溫度由817 K降低至486 K。與優(yōu)化前相比，由于渦流外側(cè)的剪切層被增長(zhǎng)后的擋板固壁替代，抑制了此部位流動(dòng)能量，所以此區(qū)域流動(dòng)溫度明顯降低。

優(yōu)化前后的底遮板熱環(huán)境對(duì)比如圖11所示。優(yōu)化后底遮板熱流明顯降低，大部分面積的對(duì)流熱流在0.1 kW/m以內(nèi)。局部外形優(yōu)化對(duì)底遮板熱環(huán)境影響明顯。在本文所述的來流參數(shù)范圍內(nèi)，使用優(yōu)化后的外形后底遮板對(duì)流熱環(huán)境可以忽略。伸長(zhǎng)后擋板邊緣熱環(huán)境可能會(huì)很高，防熱設(shè)計(jì)需要關(guān)注影響。

4 底部加熱的飛行試驗(yàn)結(jié)果分析

某小型固體運(yùn)載火箭在飛行過程中，底遮板布置了熱流測(cè)點(diǎn)，可以獲取的熱環(huán)境數(shù)據(jù)同時(shí)包含對(duì)流和輻射加熱。測(cè)點(diǎn)位置和測(cè)點(diǎn)處熱環(huán)境數(shù)據(jù)如圖12所示。

t

+0.5 s時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。從試驗(yàn)結(jié)果看，在0.5 s內(nèi)底遮板熱環(huán)境從0 W/m增加至

C

kW/m附近。后續(xù)可采用僅測(cè)量輻射熱流的傳感器進(jìn)一步研究。

(a) 優(yōu)化前

圖12 底遮板測(cè)點(diǎn)位置示意圖和熱流測(cè)量結(jié)果

該小型固體運(yùn)載火箭已使用了增長(zhǎng)后的擋板，在圖12所示的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間段內(nèi)彈道參數(shù)無明顯變化，而熱環(huán)境明顯上升。由于已經(jīng)使用了優(yōu)化后的擋板外形，經(jīng)過數(shù)值計(jì)算底遮板在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火對(duì)應(yīng)的飛行參數(shù)下，對(duì)流熱流幾乎可以忽略。故遙測(cè)熱流很有可能為輻射熱流。

由此可見，即使經(jīng)過外形優(yōu)化可以明顯降低對(duì)流熱流，在實(shí)際飛行條件下固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴流依然可以產(chǎn)生一定量值的輻射加熱，對(duì)輻射加熱的準(zhǔn)確估計(jì)對(duì)底部防隔熱設(shè)計(jì)來說非常重要。

5 結(jié)論

本文針對(duì)小型運(yùn)載火箭底部熱環(huán)境開展了若干研究工作，得到的結(jié)論如下：

1)經(jīng)過計(jì)算流體力學(xué)數(shù)值計(jì)算表明，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，底部對(duì)流熱環(huán)境明顯高于關(guān)機(jī)對(duì)應(yīng)的底部熱環(huán)境，飛行攻角可以明顯改變底部對(duì)流熱環(huán)境分布；

2) 噴管外壁、外流剪切層和底遮板壁面包圍的渦團(tuán)是底遮板對(duì)流加熱的主要來源，通過增加發(fā)動(dòng)機(jī)噴管附近擋板的長(zhǎng)度，可以有效降低底遮板附近氣流溫度和速度，進(jìn)而明顯降低底遮板對(duì)流熱環(huán)境；

3)在本文研究的飛行條件下，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流使得底部輻射加熱顯著，在底部防隔熱設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)該充分考慮。