聶萬勝，　蔡紅華

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416；　2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)

導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計算研究綜述

聶萬勝1，蔡紅華2

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416；2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)

摘要在導(dǎo)彈/火箭從點(diǎn)火到起飛過程中，其后的尾焰沖擊發(fā)射裝置迎氣面可能導(dǎo)致發(fā)射裝置的嚴(yán)重?zé)g，向尾焰噴射大量冷卻水可以有效起到保護(hù)發(fā)射裝置作用。針對導(dǎo)彈/火箭發(fā)射時燃燒尾焰沖擊發(fā)射平臺和噴水降溫降噪問題，介紹了燃燒尾焰沖擊特性計算步驟方法，通過對燃燒尾焰流場計算、燃燒尾焰對迎氣面沖擊流場計算和噴水情況下燃燒尾焰對迎氣面沖擊流場計算工作進(jìn)行歸納整理、綜合分析，總結(jié)論述了各種計算方法及其適用性?；诔浞挚紤]發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒的影響，提出了適用于多噴管導(dǎo)彈/火箭的燃燒尾焰及其沖擊流場和噴水對燃燒尾焰沖擊流場影響的計算方法，便于流場計算區(qū)域網(wǎng)格構(gòu)建，避免了大量重復(fù)計算和資源浪費(fèi)。

關(guān)鍵詞尾焰；沖擊；噴水;流體動力學(xué)

導(dǎo)彈/火箭在發(fā)射過程中噴射出高速高溫的尾焰燃?xì)猓瑢Πl(fā)射平臺強(qiáng)烈的熱沖擊和動力沖擊效應(yīng)給導(dǎo)彈/火箭設(shè)計和發(fā)射帶來了各種各樣的問題[1]。目前，世界很多大型航天發(fā)射場均采用向尾焰流場注入冷卻水的方式減弱沖擊效應(yīng)[2-3]。

數(shù)值計算方法是目前導(dǎo)彈/火箭發(fā)動機(jī)燃燒尾焰沖擊特性研究的主要方法，計算步驟基本遵循圖1所示進(jìn)行。首先是導(dǎo)彈/火箭發(fā)動機(jī)燃燒尾焰流場計算，包括純氣相流場計算，如氫氧發(fā)動機(jī)尾焰流場計算和不考慮固碳顆粒的液氧煤油發(fā)動機(jī)尾焰流場計算等[4-6]；考慮固體顆粒的氣固兩相流場計算，如考慮Al2O3顆粒的固體發(fā)動機(jī)尾焰流場計算和考慮固碳顆粒的液氧煤油發(fā)動機(jī)尾焰流場計算[7-8]等。其次是尾焰對迎氣面沖擊流場計算，包括燃燒尾焰對平板垂直沖擊流場計算[9]、燃燒尾焰對傾斜平板沖擊流場計算[10]2和燃燒尾焰對導(dǎo)流槽沖擊流場計算[2]1-10。最后是噴水對沖擊流場影響特性計算，包括導(dǎo)流裝置頂部噴水[11]2、導(dǎo)流裝置傾斜面噴水[12]7和噴管出口近處周圍噴水[13]11653種情況。本文總結(jié)歸納了各子流程的計算方法以及各計算方法的研究現(xiàn)狀和特點(diǎn)，提出了適用于多噴管導(dǎo)彈/火箭的燃燒尾焰流場計算方法、燃燒尾焰沖擊迎氣面流場計算方法和噴水對沖擊流場影響特性計算方法。

圖1　導(dǎo)彈/尾焰燃燒尾焰沖擊計算流程

1導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰流場計算

作為導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性研究的基礎(chǔ)和前提，燃燒尾焰流場的計算主要包括溫度、速度、壓力及組分濃度的計算，歸納起來主要有2類方法：一是采用理想模型、半經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行計算；二是利用計算流體動力學(xué)(CFD)軟件計算。

1.1理想模型、半經(jīng)驗(yàn)公式計算方法

采用理想模型、半經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行尾焰流場計算的特點(diǎn)是計算公式簡單，能很快得到尾焰流場參數(shù)[14]。王雁鳴等[15-16]應(yīng)用相似方法分析發(fā)動機(jī)低空羽流場模型，根據(jù)工程計算半經(jīng)驗(yàn)方法擬合低空羽流溫度場的計算公式，從而實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動機(jī)羽流場實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的外推。

1.2CFD計算方法

利用計算流體動力學(xué)(CFD)軟件計算，為簡化計算，對于簡單的圓噴管只進(jìn)行軸對稱數(shù)值模擬，再利用其對稱性將燃燒尾焰流場數(shù)據(jù)擴(kuò)展到三維空間；采用單個等效噴管代替雙噴管以進(jìn)行尾焰流場計算的結(jié)果誤差較大，在進(jìn)行多噴管尾焰流場計算時必須采用三維模型對雙噴管尾焰流場進(jìn)行計算[17-18]。利用CFD軟件計算的優(yōu)點(diǎn)是可以進(jìn)行三維數(shù)值模擬，可選擇湍流模型，對于純氣相尾焰流場最終可獲得溫度場、壓力場、組分濃度場等詳細(xì)的流場參數(shù)[19-20]，對于氣固兩相尾焰流場還可獲得固體顆粒的詳細(xì)參數(shù)分布[21]12。

燃燒尾焰的顯著特征是湍流和復(fù)燃，純氣相燃燒尾焰流場計算控制方程包括質(zhì)量方程、動量方程、能量方程、組分輸運(yùn)方程和化學(xué)反應(yīng)方程，湍流模型常采用k-ε兩方程模型[21]5。

氣固兩相流模型從最初的單流體模型發(fā)展到采用歐拉方法處理流體相和顆粒相的連續(xù)介質(zhì)模型，后來又發(fā)展到用歐拉方法處理流體相，使用拉格朗日法對顆粒群的軌道模型進(jìn)行求解。目前最常用的氣固兩相燃燒尾焰流場計算模型是歐拉-拉格朗日模型(顆粒軌道模型)和歐拉-歐拉模型(連續(xù)介質(zhì)模型)[21]3，其中對于體積率小于10%的粒子負(fù)載流動推薦采用歐拉-拉格朗日模型(顆粒軌道模型)[22]。

圖2　導(dǎo)彈/尾焰發(fā)動機(jī)燃燒尾焰流場計算方法

文獻(xiàn)[23]研究表明，發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)燃燒模型對尾焰流場及輻射影響很大，是燃燒尾焰流場及其紅外輻射特性計算時需要考慮的；聶萬勝等[24]提出發(fā)動機(jī)與尾焰流場的一體化計算方法充分考慮了燃燒室內(nèi)燃燒對燃燒尾焰流場的影響，適用于計算單個噴管的燃燒尾焰流場與燃燒尾焰沖擊流場計算，而對于多噴管導(dǎo)彈/火箭尾焰流場計算，一體化計算方法存在重復(fù)計算、浪費(fèi)資源的弊端。因此，我們提出一種適用于多噴管導(dǎo)彈/火箭的燃燒尾焰流場計算方法，如圖2所示。首先對發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒流場進(jìn)行全尺寸仿真計算，然后獲得噴管喉部截面參數(shù)作為入口邊界對燃燒尾焰流場進(jìn)行仿真計算。

2燃燒尾焰對迎氣面沖擊流場計算

燃燒尾焰對發(fā)射平臺迎氣面沖擊流場計算主要包括燃燒尾焰對平板垂直沖擊流場計算、燃燒尾焰對傾斜平板沖擊流場計算和燃燒尾焰對導(dǎo)流槽沖擊流場計算，一般對沖擊流場進(jìn)行軸對稱或三維計算仿真，入口邊界為噴管出口或噴管喉部截面[25]，研究過程中部分研究者考慮詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理對沖擊流場特性的影響[26]。

2.1燃燒尾焰對平板垂直沖擊流場計算

根據(jù)協(xié)同理論，由于沖擊對流換熱的強(qiáng)度不僅僅取決于溫差、流體的速度和流體的物性，還取決于速度場和熱流場的協(xié)同程度[27-29]。燃燒尾焰對平板垂直沖擊流場計算方面的研究內(nèi)容主要包括：純氣相燃燒尾焰沖擊流場特性[30-32]，氣固兩相燃燒尾焰沖擊射流中顆粒相對沖擊流場以及沖擊效果的影響[33]。也有研究者針對多聯(lián)裝導(dǎo)彈和多管無控火箭炮的燃燒尾焰沖擊問題，采用計算流體力學(xué)方法研究了燃燒尾焰對帶孔平板的沖擊流場特性[34]。由于國內(nèi)發(fā)射場的火箭發(fā)射平臺多采用井字梁結(jié)構(gòu)[35]，因此燃燒尾焰對帶孔平板沖擊流場特性研究值得進(jìn)一步深入。

2.2燃燒尾焰對傾斜平板沖擊流場計算

燃燒尾焰沖擊傾斜平板流場在工程應(yīng)用中是一種常見現(xiàn)象，如導(dǎo)彈/火箭發(fā)射、火箭多級間分離、直升機(jī)短距起飛/垂直降落/低空懸停和激光切割中使用輔助氣體[36]1。針對導(dǎo)彈/火箭發(fā)射的燃燒尾焰沖擊傾斜平板特性研究，是研究燃燒尾焰沖擊導(dǎo)流槽特性的基礎(chǔ)，斜沖擊示意圖和沖擊流場結(jié)構(gòu)如圖3所示。

燃燒尾焰沖擊傾斜平板流場主要研究沖擊平面形成壓力峰的機(jī)理[36]7，平面傾斜角度、噴管出口-沖擊平面間距離和壓力比對沖擊流場特性的影響[10]10。

a) 斜沖擊示意圖 b) 斜沖擊流場結(jié)構(gòu)圖3　燃燒尾焰斜沖擊示意圖和斜沖擊流場結(jié)構(gòu)

2.3燃燒尾焰對導(dǎo)流槽沖擊流場計算

燃燒尾焰對導(dǎo)流槽沖擊的計算是導(dǎo)彈/火箭發(fā)射和發(fā)動機(jī)點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)時燃燒尾焰沖擊研究的重點(diǎn)，國外有關(guān)研究主要針對燃燒尾焰對單側(cè)導(dǎo)流槽沖擊，如圖4所示[37]；燃燒尾焰對圓錐形導(dǎo)流槽沖擊，如圖5所示[38]。國內(nèi)目前公開文獻(xiàn)只有羅天培等[39]針對氫氧火箭發(fā)動機(jī)試車臺的導(dǎo)流槽沖擊進(jìn)行了相關(guān)計算研究。

圖4　燃燒尾焰對單側(cè)導(dǎo)流槽沖擊

圖5　燃燒尾焰對圓錐形導(dǎo)流槽沖擊

尾焰沖擊流場計算主要采用的數(shù)值計算方法有：

1) 雷諾時均方程求解方法可以準(zhǔn)確預(yù)測大渦和湍流均勻流[40-41]，但要準(zhǔn)確計算出非定常上升流和瞬時流場畸變等細(xì)節(jié)現(xiàn)象則需要采用大渦模擬方法或者分離渦模擬方法。Menter SST湍流模型[42]、k-ε兩方程湍流模型[26,43]和S-A[30]湍流模型得到計算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測量數(shù)據(jù)均能很好吻合。

2) 大渦模擬法[44-46]數(shù)值模擬射流沖擊可以獲得非定常噴泉等精細(xì)流場物理現(xiàn)象[47-49]，但大渦模擬方法對計算能力有異常突出的要求，即使在計算單噴管射流沖擊流場時，采用鍥形結(jié)構(gòu)計算區(qū)域結(jié)合軸對稱邊界條件代替完全發(fā)展的三維湍流計算區(qū)域以節(jié)省資源，仍然需要幾百萬甚至幾千萬的計算網(wǎng)格數(shù)量。從目前實(shí)際研究來看，該領(lǐng)域的研究人員只有依靠自己編寫計算程序——基于數(shù)值方法和亞網(wǎng)格模型的結(jié)合，并驗(yàn)證了這種方案是可靠的、結(jié)果是準(zhǔn)確的[50]。

3) 分離渦模擬方法[51]數(shù)值模擬超聲速射流沖擊平板，能夠捕捉流場的詳細(xì)結(jié)構(gòu)；由其進(jìn)行沖擊聲學(xué)特性研究時能夠捕捉聲壓的變化，但該方法與大渦模擬方法同樣對計算能力和計算資源有非常高的要求。

考慮發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒的影響，提出一種適用于多噴管導(dǎo)彈/火箭的燃燒尾焰沖擊流場特性的計算方法如圖6所示。首先通過全尺寸仿真計算獲得發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒流場參數(shù)分布，然后以噴管喉部截面參數(shù)作為入口邊界開展燃燒尾焰沖擊流場計算研究。

圖6　燃燒尾焰對迎氣面沖擊流場計算方法

3噴水情況下燃燒尾焰沖擊流場計算

國內(nèi)外在發(fā)射導(dǎo)彈/火箭時，通過向尾焰燃?xì)庵胁粩鄧娙氪罅康睦鋮s水達(dá)到降低尾焰溫度和沖擊燒蝕的目的，因而噴水對沖擊流場影響的研究也一直在進(jìn)行。向尾焰噴射冷卻水的目的是通過冷卻水霧化后形成細(xì)小的水滴與高溫燃?xì)饨佑|后汽化來吸收燃?xì)庵械臒崃浚瑥亩档腿紵惭鏇_擊流場的溫度,減弱尾焰對發(fā)射系統(tǒng)的燒蝕[52]，而且研究表明噴水還有降低尾焰氣動噪聲的作用[53]。在超聲速高溫尾焰沖擊噴水流場中，常溫水射流與超聲速高溫尾焰燃?xì)庵g存在強(qiáng)烈的相互作用，液滴將在超聲速燃?xì)饬髦邪l(fā)生二次破碎、變形、湍流擴(kuò)散、蒸發(fā)、液滴間碰撞及氣液相間耦合作用。相對于超聲速尾焰流場來說，噴水后其流場結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜。以往通常是采用實(shí)驗(yàn)方法進(jìn)行研究，隨著近年來CFD技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)外也開始了用數(shù)值計算方法對該類問題進(jìn)行數(shù)值模擬。

向火箭尾焰噴水降溫降噪主要有3種方式：一是在導(dǎo)流裝置頂部安裝噴水噴嘴[11]2，如圖7a)所示；二是在導(dǎo)流裝置傾斜面上安裝噴水噴嘴[12]7，如圖7b)所示；三是在噴管出口近處周圍布置噴水噴嘴[13]1165，如圖7c)所示。針對這3種方式的計算研究國外均有開展，而目前國內(nèi)計算研究主要集中在第三種方式[39,54]。向燃燒尾焰噴水流場實(shí)際上是氣液兩相流場，由于最初研究時無法進(jìn)行多相流動計算，采用純氣相的水汽代替冷卻水[2]1-10。隨著CFD技術(shù)的不斷快速發(fā)展，目前研究者均采用更加準(zhǔn)確的氣液兩相計算方法，即將冷卻水視為離散相的液滴，主要使用歐拉離散相模擬離散相水滴及其與連續(xù)氣相尾焰之間相互作用，計算采用k-ε湍流模型描述湍流流動，通過求解雷諾時均方程進(jìn)行流場模擬計算[11,55]。

a) 導(dǎo)流裝置頂部噴水

b) 導(dǎo)流裝置傾斜面噴水

c) 噴管出口近處周圍噴水圖7　向?qū)?火箭尾焰噴水方式

基于發(fā)射場導(dǎo)流槽和噴水系統(tǒng)設(shè)計建設(shè)問題，噴水情況下燃燒尾焰沖擊流場計算主要研究噴水噴嘴直徑、流量、排列方式、傾斜角度對燃燒尾焰流場和沖擊流場的影響。充分考慮發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒的影響，提出一種適用于多噴管導(dǎo)彈/火箭的噴水對燃燒尾焰沖擊流場影響研究的計算方法,如圖8所示?；谌叽绶抡嬗嬎惬@得發(fā)動機(jī)內(nèi)部流場參數(shù)分布，然后以噴管喉部截面參數(shù)作為入口邊界開展噴水對尾焰沖擊流場影響的計算。

圖8　噴水對尾焰沖擊迎氣面流場影響計算方法

4結(jié) 束 語

隨著各國航天活動的日益頻繁，導(dǎo)彈/火箭發(fā)射時尾焰沖擊問題也將愈加備受關(guān)注。由于采用發(fā)動機(jī)點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)的方法研究尾焰沖擊問題周期長、費(fèi)用高，結(jié)合計算能力和CFD技術(shù)的不斷發(fā)展，采用仿真計算方法研究導(dǎo)彈/火箭尾焰沖擊問題必將更受青睞。

近年來，國內(nèi)在燃燒尾焰沖擊計算研究方面開展了大量工作，但在燃燒尾焰沖擊導(dǎo)流槽和噴水對沖擊流場影響方面的研究有待進(jìn)一步深入?；诔浞挚紤]發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒的影響，針對多噴管導(dǎo)彈/火箭提出了燃燒尾焰及其沖擊流場計算方法和噴水對燃燒尾焰沖擊流場影響計算方法，在開展復(fù)燃對尾焰流場相互干擾特性影響、尾焰沖擊流場特性和噴水對尾焰沖擊流場特性影響數(shù)值研究方面具有便于網(wǎng)格構(gòu)建和節(jié)省計算資源的優(yōu)點(diǎn)。

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(編輯：李江濤)

Overview of Calculations on Exhaust Plume Impinging Characteristics of Missile/Rocket

NIE Wansheng1，CAI Honghua2

(1. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416,China；2. Department of Graduate Management, Equipment Academy, Beijing 101416,China)

AbstractIn the course from ignition to lift off of missile/rocket launching, airblast against the airflow-resisting side of the exhaust plume may cause severe ablation of launch installation, while injecting large volume of water to cool down the plume may effectively protect the launch installation. To solve out the problems including the impinging of exhaust plume to the launch pad during the launch course and the water injection to lower the temperature and noise, the paper introduces steps and methods for computing characteristics of exhaust plume impinging. Through summarization and comprehensive analysis on the computations of exhaust plume flow field, airblast flow field on airflow-resisting side in the conditions with or without water injection, the paper concludes and discusses various computation methods and their applicability. Based on the full consideration of influence of engine combustion, the paper proposes a computation method applicable to exhaust plume of multi-nozzle missile/rocket and its impinging flow field in the conditions with or without water injection so as to facilitate the building of the computing grid and avoid a lot of redundant computations and waste of computing resource.

Keywordsplume; impinging; water injection; computational fluid dynamics (CFD)

收稿日期2015-12-09

基金項(xiàng)目國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(91441123)

作者簡介聶萬勝(1969-)，男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)楹教焱七M(jìn)與流動控制。nws1969@126.com

中圖分類號V43

文章編號2095-3828(2016)03-0001-06

文獻(xiàn)標(biāo)志碼A

DOI10.3783/j.issn.2095-3828.2016.03.001