喬 野，聶萬勝，豐松江，蔡紅華，吳高楊

（中國人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京101416）

多噴管火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性可視化研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，蔡紅華，吳高楊

（中國人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京101416）

為研究高空多噴管火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的可視化計算，采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程描述尾焰流動過程，化學(xué)反應(yīng)速率采用湍流脈動機制和Arrhenius機制控制，采用PISO算法對多噴管動力系統(tǒng)尾焰流動過程進(jìn)行求解，得到了尾焰流場的各項參數(shù)分布。在此基礎(chǔ)上，運用氣體輻射傳輸方程和SLG模型對不同方向觀測面上接收到的尾焰輻射照度進(jìn)行計算，得到尾焰在不同方向上的輻射特性分布，進(jìn)而實現(xiàn)尾焰輻射特性的可視化計算。計算結(jié)果表明：高空助推器尾焰的輻射特性要明顯強于芯級，其中噴管出口處尾焰的輻射特性最強，最容易被發(fā)現(xiàn)和識別；尾焰輻射特性的可視化計算可以有效捕捉到尾焰流場的結(jié)構(gòu)，從而為尾焰的紅外追蹤與預(yù)警研究奠定基礎(chǔ)。

多噴管；液體火箭動力系統(tǒng)；尾焰輻射特性；可視化計算

0 引言

火箭發(fā)動機尾焰具有高溫、高速、大流量的特點，其在飛行階段會產(chǎn)生強烈的紅外輻射特性，這對實現(xiàn)紅外追蹤與預(yù)警具有重要意義。目前，由于運載任務(wù)的需要，世界各國的重型運載火箭大多采用多臺發(fā)動機并聯(lián)的工作方式來提高運載效率，如美國的“土星”5號火箭，前蘇聯(lián)的“能源號”火箭以及中國的CZ-2F火箭等[1]。多臺火箭發(fā)動機并聯(lián)工作時，尾焰流場會受到多股射流的相互干擾而變得更加復(fù)雜[2]，因而有必要針對多噴管動力系統(tǒng)尾焰進(jìn)行流場及輻射特性研究。

早期的尾焰輻射特性研究主要以實驗研究為主，如William通過實驗與理論分析來研究復(fù)燃對C/H燃料發(fā)動機尾焰輻射特性影響[3]。Harwell等利用紅外輻射探測器對尾焰流場的輻射特性進(jìn)行測量[4]。隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值仿真技術(shù)逐步成為尾焰輻射特性研究的重要手段，特別是在20世紀(jì)90年代后，具有代表性的成果有：Wang等使用反蒙特卡洛法計算固體火箭發(fā)動機尾焰的輻射特性，并通過與實驗數(shù)據(jù)的對比，證明算法的有效性[5]。Liu等采用離散坐標(biāo)法對二維及三維復(fù)雜結(jié)構(gòu)尾焰輻射特性進(jìn)行研究[6]，通過同其他算法結(jié)果的對比，證明算法有效，并將其推廣到了三維多噴管發(fā)動機尾焰輻射的計算中。Devir等通過實驗與仿真相結(jié)合的方法對火箭發(fā)動機尾焰進(jìn)行研究，采用紅外相機和分光輻射度計對尾焰輻射特性進(jìn)行測量，采用GASP求解器求解尾焰流場，并利用INFRAD和OHRAD程序?qū)ξ惭孑椛涮匦赃M(jìn)行計算，得到了尾焰的輻射強度分布，并通過仿真與實驗的對比證明算法的有效性[7]。Alexeenko等對低空Atlas II火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性進(jìn)行仿真研究，得到了15 km和 40 km高度尾焰的輻射強度分布，并通過與測量數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，說明模型對尾焰結(jié)構(gòu)預(yù)測的有效性[8-9]。在國內(nèi)，北京航空航天大學(xué)蔡國飆等，哈爾濱工業(yè)大學(xué)王雁鳴等，合肥電子工程學(xué)院劉尊洋等[12]以及裝備學(xué)院聶萬勝等都從不同角度對尾焰輻射特性進(jìn)行了實驗與仿真研究[10-11,13-14]。以上文獻(xiàn)為尾焰輻射特性的研究提供了寶貴的物理模型和參考方法。目前，針對尾焰輻射特性的可視化研究國外相對成熟，但是代碼和方法一直未被公開，而國內(nèi)相關(guān)的成果還相對較少，因而有必要進(jìn)行相關(guān)的探索。

本文以由液氫液氧發(fā)動機和液氧煤油發(fā)動機組合而成的火箭動力系統(tǒng)為模型（后文簡稱多噴管動力系統(tǒng)），采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程對尾焰流場進(jìn)行計算，并考慮了富燃燃?xì)庠诳諝庵邪l(fā)生復(fù)燃反應(yīng)的影響，得到了尾焰流場參數(shù)。在此基礎(chǔ)上，利用氣體輻射傳輸方程和SLG模型對尾焰輻射特性進(jìn)行計算，從單一觀測點接收到的尾焰輻射特性出發(fā)，逐步擴展到觀測面接收的輻射特性上，來實現(xiàn)尾焰的可視化計算。

1 物理模型與計算方法

1.1 幾何模型

如圖1，幾何模型由10臺液體火箭發(fā)動機組成，包括對稱面（Symmetry）上兩臺氫氧發(fā)動機（LH2/LOX Engine） 構(gòu)成的芯級（Core vehicle） 動力系統(tǒng)，兩臺液氧煤油發(fā)動機（LOX/ Kerosene Engine） 構(gòu)成的助推器（Booster） 動力系統(tǒng)，芯級捆綁4臺助推器共同構(gòu)成了火箭的動力系統(tǒng)。為簡化計算規(guī)模，以火箭動力系統(tǒng)對稱面（Symmetry）為基準(zhǔn)對計算模型進(jìn)行對稱處理，并且仿真都以發(fā)動機喉部截面為入口邊界進(jìn)行計算。

圖1 多噴管動力系統(tǒng)發(fā)動機位置分布Fig.1 Engine location distribution of multi-nozzle propulsion system

1.2 網(wǎng)格劃分與邊界條件

由于各個發(fā)動機都存在不同方向和大小的安裝角，計算模型的結(jié)構(gòu)變得極為復(fù)雜，因而對模型進(jìn)行局部“O”型及“Y”型剖分，將每個剖分區(qū)域劃分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，從而提高對邊界層及激波結(jié)構(gòu)的仿真效果。如圖2，網(wǎng)格總數(shù)共135萬，并對發(fā)動機壁面以及尾焰湍流核心區(qū)域進(jìn)行加密處理。

圖2 多噴管動力系統(tǒng)尾焰流場計算網(wǎng)格Fig.2 Computation mesh for plume flow-field of multi-nozzle propulsion system

圖3 給出計算區(qū)域的邊界條件設(shè)定方法。在遠(yuǎn)場來流邊界（Farfield inflow）給定相應(yīng)海拔高度的壓力、溫度、來流馬赫數(shù)以及空氣組分見表1[15]（其中Ma∞代表馬赫數(shù)，p∞和T∞分別代表環(huán)境背壓和溫度，這里假設(shè)飛行過程中攻角為0）。流場出口邊界 (Outflow)給定相應(yīng)環(huán)境壓力與溫度，由于出口為超聲速流動，故流場出口參數(shù)通過內(nèi)部流場向外插值得到。模型計算以各個發(fā)動機喉部為入口，入口條件由前期發(fā)動機內(nèi)流場計算得到，氫氧發(fā)動機入口參數(shù)詳見文獻(xiàn) [16]，煤油發(fā)動機入口參數(shù)詳見文獻(xiàn) [17]，（其中Minlet，Pinlet和Tinlet分別代表喉部入口的質(zhì)量流率，壓力和溫度）。所有發(fā)動機壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)求解，無滑移邊界條件。

圖3 多噴管動力系統(tǒng)尾焰邊界條件Fig.3 Plume boundary conditions of multi-nozzle propulsion system

表1 多噴管動力系統(tǒng)尾焰遠(yuǎn)場來流條件Tab.1 Incoming flow conditions of plume far-field of multi-nozzle propulsion system

1.3 物理模型

火箭動力系統(tǒng)尾焰流動過程采用帶化學(xué)反應(yīng)的三維N-S方程描述。采用Realizable k-ε湍流模型封閉流動方程組，燃燒過程化學(xué)反應(yīng)速率WCH采用湍流脈動機制REBU和Arrhenius機制RArr控制。氫氧發(fā)動機化學(xué)反應(yīng)采用氫氧單步化學(xué)反應(yīng)，煤油發(fā)動機采用C12H23代替煤油化學(xué)式，反應(yīng)式采用煤油與氧單步化學(xué)反應(yīng)，即2H2+O2= 2H2O和C12H23+17.75O2=12CO2+11.5H2O。流動方程對流項采用QUICK格式進(jìn)行離散，采用PISO算法進(jìn)行壓力-速度耦合求解。

采用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型SLG對觀測平面A′C′，AD′以及AB′上每個網(wǎng)格節(jié)點接收到的尾焰輻射照度進(jìn)行計算（圖4），得到相應(yīng)平面上的尾焰輻射特性分布，實現(xiàn)可視化計算。給定輻射計算區(qū)域為33 m×60 m×60 m，劃分網(wǎng)格數(shù)為30×50×50，氣體傳輸方程為

圖4 輻射計算坐標(biāo)系Fig.4 Coordinate system of radiation calculation

2 計算結(jié)果分析

圖5給出多噴管動力系統(tǒng)尾焰流場的參數(shù)分布，從圖中可以看出多噴管動力系統(tǒng)尾焰在高空發(fā)生了劇烈膨脹。從溫度場中可以看到，尾焰的高溫區(qū)域主要位于尾焰邊界以及尾焰間的相互作用面上，這一方面是由于在邊界處富燃燃?xì)馔h(huán)境中的氧氣發(fā)生二次復(fù)燃反應(yīng)造成，另一方面是由于尾焰之間發(fā)生相互碰撞壓縮導(dǎo)致的。圖5（b），圖5(c)給出了尾焰各燃?xì)饨M分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，從圖中可以看出CO2主要分布于助推器尾焰流場中，而H2O則分布于整個動力系統(tǒng)尾焰流場中，并在尾焰內(nèi)部核心區(qū)域濃度最大。

圖6給出33 km高空多噴管動力系統(tǒng)尾焰在平面A′C′，平面AD′以及平面AB′上2～5 μm波段內(nèi)的輻射照度分布，從圖中可以看出計算結(jié)果可以更加直觀地呈現(xiàn)出尾焰流場輻射特性的分布特點，并可有效捕捉到尾焰的形狀結(jié)構(gòu)。

從圖6（a） 和圖6（b） 可以看出在平面AD′和平面AB′上尾焰輻射照度分布呈“鐘形”結(jié)構(gòu)，這同尾焰流場的溫度分布極為一致，并且在噴管出口處的輻射特性最強。隨著流動的進(jìn)行，尾焰流場邊界范圍越來越大，尾焰的輻射特性逐漸降低。這主要是由于噴管出口處的溫度更高，燃?xì)饨M分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)更大，導(dǎo)致該區(qū)域的輻射特性增強。隨著尾焰流場邊界范圍的增大，尾焰的溫度及燃?xì)饨M分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)逐漸降低，導(dǎo)致尾焰的輻射特性逐漸減弱。

圖5 多噴管動力系統(tǒng)尾焰流場參數(shù)分布Fig.5 Parameter distribution of plume flow-field of multi-nozzle propulsion system

從圖6（c）可以看出平面A′C′上的尾焰輻射照度分布主要呈現(xiàn)為4個強輻射亮點，并主要位于助推器的尾焰流場中，這說明助推器尾焰的輻射特性要明顯強于芯級尾焰，其中尾焰核心區(qū)域的輻射特性最強。

因此，從紅外跟蹤識別的角度來講，噴管出口區(qū)域高溫尾焰以及助推器尾焰的輻射特性最強，最容易被發(fā)現(xiàn)和識別。

圖6 多噴管動力系統(tǒng)尾焰2～5 μm輻射特性分布Fig.6 Infrared radiation distribution of 2～5 μm plume of multi-nozzle propulsion system

3 結(jié)論

為實現(xiàn)尾焰輻射特性的可視化計算，本文以多噴管液體火箭動力系統(tǒng)為模型，采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程對尾焰流動過程進(jìn)行計算，并在此基礎(chǔ)上利用輻射計算模型對不同方向觀測面的尾焰輻射照度分布進(jìn)行計算，所得結(jié)論如下：

1）高空助推器尾焰的輻射特性要明顯強于芯級，其中噴管出口處尾焰的輻射特性最強，最容易被發(fā)現(xiàn)和識別。

2）尾焰輻射特性的可視化計算可以有效捕捉到尾焰流場的結(jié)構(gòu)，從而為尾焰的紅外追蹤與預(yù)警研究奠定基礎(chǔ)。

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（編輯：王建喜）

Visualization research on plume radiation characteristics of rocket propulsion system with multiple nozzles

QIAO Ye,NIE Wansheng,FENG Songjiang,CAI Honghua,WU Gaoyang
（Department of Space Equipment,Equipment Academy of PLA,Beijing 101416,China）

To realize the visualization calculation of plume radiation characteristics of the multi-nozzle propulsion system,the 3D N-S equations coupling with Realizable k-ε model are used to describe the plume flow process.The chemical reaction rate is controlled by means of the turbulent fluctuation mechanism and Arrhenius method.The PISO algorithm is used to solve the plume flow process,and the parameter distribution of plume flow-field is acquired.Based on those parameters,the gas radiation transform equation and SLG model are used to calculate the plume irradiation illuminance accepted on viewing planes at different directions,thus acquire the plume radiation distribution at different directions and make the radiation visualization computation come true.The simulation calculation results indicate that the plume radiation of the boosters is stronger than the core vehicle at high altitude,the plume radiation at the nozzle outlet is strongest and is easiest to be discovered and identified,and the visualization computation of plume radiation can effectively get thestructure of the plume flow-field,which can lay a great foundation for research on the infrared tracking and earlywarningofthe plume.

multi-nozzle;liquid rocket propulsion system;plume radiation characteristic; visualization calculation

V434-34

A

1672-9374(2016)06-0015-05

2016-02-11；

2016-03-26

國家自然科學(xué)基金（51206185，91441123）

喬野（1991—），男，碩士，研究領(lǐng)域為液體火箭發(fā)動機