喬 野，聶萬勝，吳高楊，豐松江

多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性研究

喬 野，聶萬勝，吳高楊，豐松江

（中國人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京，101416）

為研究多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性，以液氫/液氧和液氧/煤油發(fā)動機(jī)組成的多噴管動力系統(tǒng)為模型，采用CFD技術(shù)對尾焰流場進(jìn)行計算，利用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型對尾焰輻射特性進(jìn)行計算，結(jié)果表明：復(fù)燃反應(yīng)主要發(fā)生在尾焰的邊界與空氣摻混區(qū)域，導(dǎo)致尾焰的輻射特性增強(qiáng)；隨著飛行高度及觀測角的增加，尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)；可視化計算可以有效捕捉到尾焰流場的結(jié)構(gòu)。

0 引 言

火箭發(fā)動機(jī)尾焰具有高溫、高速、流量大的特點(diǎn)，其在飛行階段會產(chǎn)生強(qiáng)烈的紅外輻射特性，對實(shí)現(xiàn)紅外追蹤與預(yù)警具有重要意義。目前，為提高運(yùn)載效率，重型運(yùn)載火箭大多采用多臺發(fā)動機(jī)并聯(lián)的工作方式，將導(dǎo)致尾焰流場受到多股射流的相互干擾而變得更加復(fù)雜[1]，從而對尾焰的輻射特性產(chǎn)生影響。

早期的尾焰輻射特性研究主要以實(shí)驗(yàn)研究為主，如William等[2]通過實(shí)驗(yàn)與理論分析來研究復(fù)燃對C/H燃料發(fā)動機(jī)尾焰輻射特性影響；Harwell等[3]利用紅外輻射探測器對尾焰流場的輻射特性進(jìn)行測量；Wang等[4]使用反蒙特卡洛法計算固體火箭發(fā)動機(jī)尾焰輻射特性，并通過與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比，證明算法的有效性；Liu等[5]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，通過與其他算法結(jié)果的對比，證明算法有效，并將其推廣到三維多噴管發(fā)動機(jī)尾焰輻射計算中；張曉英等[6,7]圍繞固體火箭發(fā)動機(jī)以及空間發(fā)動機(jī)羽流輻射特性開展了大量的研究工作，從實(shí)驗(yàn)與仿真兩方面分別對兩種不同類型發(fā)動機(jī)進(jìn)行研究，對比驗(yàn)證了計算方法的有效性，分析了固體顆粒、飛行高度以及觀測角對尾焰輻射特性的影響；王雁鳴等[8]采用熱流法對四噴管發(fā)動機(jī)在低空的紅外輻射特性進(jìn)行研究，得到發(fā)動機(jī)尾焰流場2～5 μm波段的光譜紅外特性；聶萬勝等[9～11]對單噴管和多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰的流場特性進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，并從燃燒室以及復(fù)燃反應(yīng)等角度對尾焰的輻射特性進(jìn)行了分析研究。以液氫/液氧和液氧/煤油為推進(jìn)劑的火箭發(fā)動機(jī)，具有可靠性高、無毒環(huán)保等優(yōu)點(diǎn)。但目前關(guān)于火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的研究還相對較少，需要進(jìn)一步探索。

本文以液氫/液氧和液氧/煤油發(fā)動機(jī)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CFD仿真技術(shù)對尾焰流場進(jìn)行計算，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，分析了復(fù)燃反應(yīng)、飛行高度以及觀測角對多噴管動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的影響，并進(jìn)行了尾焰輻射特性的可視化研究。

表1 多噴管動力系統(tǒng)尾焰遠(yuǎn)場來流條件[11]

1 物理模型與計算方法

多噴管動力系統(tǒng)由芯級動力系統(tǒng)捆綁4臺助推器動力系統(tǒng)組成（見圖1），其中芯級動力系統(tǒng)由兩臺液氫/液氧發(fā)動機(jī)構(gòu)成，助推器動力系統(tǒng)由兩臺液氧/煤油發(fā)動機(jī)構(gòu)成。

圖1 多噴管動力系統(tǒng)發(fā)動機(jī)位置分布[11]

邊界條件設(shè)定方法如圖2所示，在遠(yuǎn)場來流邊界給定參數(shù)如表1所示，參數(shù)含義詳見文獻(xiàn)[11]。仿真計算以發(fā)動機(jī)喉部為入口，入口條件由前期內(nèi)流場計算得到，氫/氧發(fā)動機(jī)入口參數(shù)詳見文獻(xiàn)[12]，煤油發(fā)動機(jī)入口參數(shù)詳見文獻(xiàn)[13]。

圖2 多噴管動力系統(tǒng)尾焰邊界條件[11]

多噴管動力系統(tǒng)尾焰流動過程采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程[14]描述，考慮氫氧及煤油與氧的化學(xué)反應(yīng)過程，采用QUΙCK格式對方程進(jìn)行離散，并采用PΙSO算法進(jìn)行求解，尾焰流場詳細(xì)計算方法參見文獻(xiàn)[11]。

輻射模型采用氣體輻射傳輸方程[15]和大氣透過率計算模型SLG[16]進(jìn)行計算，并通過觀測點(diǎn)接收到的尾焰輻射照度反映尾焰的輻射特性，忽略了大氣的衰減影響（輻射照度表示觀測點(diǎn)單位面積上接收到的輻射功率[17]）。氣體輻射傳輸方程為

式中 θ，?分別為高低角和方位角，如圖3所示。

圖3 輻射計算坐標(biāo)系

由于在尾焰輻射計算中，尾焰觀測位置、輻射計算區(qū)域的選取以及網(wǎng)格數(shù)量等因素都會對輻射計算結(jié)果產(chǎn)生影響，因此為排除干擾，本文給定的輻射計算區(qū)域?yàn)?3 m× 60 m× 60 m ，劃分網(wǎng)格數(shù)為30× 50× 50，β為圓周角，是射線OM在yz面的投影與y軸的夾角，β=0°，觀測角α為射線OM與x軸的夾角，如圖4所示。在計算中考慮計算區(qū)域內(nèi)氮?dú)夂脱鯕鈱ξ惭嬖斐傻淖V線增寬效應(yīng)。

圖4 尾焰與觀測點(diǎn)位置關(guān)系

2 計算結(jié)果分析

2.1 復(fù)燃對尾焰輻射特性影響

圖5、圖6給出復(fù)燃反應(yīng)對高度為33 km和57 km條件下尾焰在x/D為0.1、1、2和5位置處水平截面溫度分布影響（其中，D為火箭芯級直徑；x/D=0為芯級發(fā)動機(jī)出口）。

圖5 復(fù)燃對尾焰流場水平截面溫度分布影響（高度為33km，Ma∞為3.08）

由圖5可以看出，尾焰的高溫區(qū)域主要存在于發(fā)動機(jī)出口尾焰相互作用區(qū)域以及尾焰邊界區(qū)域。通過對比可以發(fā)現(xiàn)，復(fù)燃反應(yīng)的影響區(qū)域主要位于尾焰邊界，這主要是由于富燃燃?xì)馔諝庵械难鯕庠谶吔缣帗交彀l(fā)生二次復(fù)燃導(dǎo)致，其最大增幅分別為113.86%和69.20%。與飛行高度為57 km相比，33 km飛行高度相對較低，氧氣含量相對較高，并且來流速度相對較慢，燃?xì)馀c空氣的混合更加充分，因而復(fù)燃反應(yīng)更加劇烈，溫度平均增幅更大。由此可以認(rèn)為，對于多噴管動力系統(tǒng)尾焰流場，復(fù)燃反應(yīng)主要影響尾焰邊界的高溫區(qū)域，而尾焰內(nèi)部的高溫區(qū)主要受多股射流相互作用影響，并隨著飛行高度的升高，復(fù)燃反應(yīng)的影響會相對減弱。

圖6 復(fù)燃對尾焰流場水平截面溫度分布影響（高度為57km，Ma∞為4.96）

圖7、圖8分別給出了復(fù)燃反應(yīng)在33 km及57 km條件下尾焰輻射特性的影響。從整體來看，尾焰的輻射特性主要表現(xiàn)在2.7 μm和4.3 μm波段上。

圖7 高度為33km處復(fù)燃對尾焰輻射特性影響

圖8 高度為57km處復(fù)燃對尾焰輻射特性影響

從圖7、圖8可以看出，復(fù)燃反應(yīng)使整個波段內(nèi)尾焰輻射特性增強(qiáng)，在2.7 μm和4.3 μm處增量最大，在33 km處相對增幅分別為102%和71%，在57 km處相對增幅分別為46%和31%。這是由于復(fù)燃反應(yīng)使尾焰邊界溫度升高，并影響相應(yīng)燃?xì)饨M分的分布，從而增強(qiáng)尾焰的輻射特性。同時，隨著飛行高度升高，復(fù)燃反應(yīng)劇烈程度逐漸降低，因而33 km處尾焰輻射特性的增幅大于57 km處。由此可知，復(fù)燃反應(yīng)對多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射計算的影響同樣不容忽視，但隨著飛行高度增加，復(fù)燃反應(yīng)對尾焰輻射特性的影響會略有減弱。

2.2 飛行高度對尾焰輻射特性影響

圖9給出從地面到57 km飛行高度對多噴管動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的影響，其中觀測角為90°。

結(jié)合文獻(xiàn)[11]對尾焰輻射特性隨飛行高度的變化特點(diǎn)分析如下：a）從地面到57 km處隨著飛行高度的增加，尾焰輻射特性呈現(xiàn)不同的變化；b）在地面到6 km處，尾焰的輻射特性稍有降低，這是由于地面到6 km處尾焰的流場結(jié)構(gòu)變化小，但是地面環(huán)境的氧氣含量更高，復(fù)燃反應(yīng)更加劇烈，導(dǎo)致尾焰輻射特性增強(qiáng)；c）在16～57 km處，隨著飛行高度的增加，動力系統(tǒng)尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)。這是由于飛行高度的增加，尾焰膨脹更加劇烈，尾焰邊界范圍逐漸擴(kuò)大，導(dǎo)致尾焰輻射特性不斷增強(qiáng)。由此認(rèn)為，盡管隨著高度的增加，氧氣含量越來越低，復(fù)燃反應(yīng)強(qiáng)度逐漸減弱，但是隨著尾焰邊界范圍的擴(kuò)大，尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)。

圖9 飛行高度對多噴管動力系統(tǒng)尾焰輻射特性影響

2.3 觀測角對尾焰輻射特性影響

圖10給出不同觀測角對33 km條件下2.7 μm和4.3 μm波段多噴管動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的影響。

圖10 觀測角對多噴管動力系統(tǒng)尾焰輻射特性影響

由圖10可知，2.7 μm處的尾焰輻射特性強(qiáng)于4.3 μm處，且二者隨觀測角的變化趨勢基本一致。本文以2.7 μm波段處尾焰輻射特性為例，闡述觀測角對尾焰輻射特性的影響。隨著觀測角的增大，尾焰輻射特性的變化趨勢并不完全一致。觀測角在0～90°范圍內(nèi)，隨著觀測角的增大，尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)，但在90～180°范圍內(nèi)，尾焰輻射特性呈現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢，并在120°達(dá)到極小值。分析認(rèn)為這與尾焰高溫區(qū)域的分布以及觀測點(diǎn)位置處所能觀測到的尾焰截面積有關(guān)。尾焰流場是一個鐘形體，距離噴管越近，尾焰的溫度越高。隨著觀測角的增大，可觀測到的尾焰區(qū)域溫度越高，輻射特性越強(qiáng)；受鐘形尾焰形狀結(jié)構(gòu)的影響，觀測角在0～90°范圍內(nèi)及180°處所能觀測到的尾焰截面變化較小，該位置觀測到的尾焰輻射特性主要受溫度影響；在90～150°范圍內(nèi)，觀測到的輻射特性在尾焰高溫區(qū)分布及可觀測尾焰截面兩方面因素的影響下出現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢。

2.4 尾焰輻射特性的可視化計算

從單一觀測點(diǎn)接收到的尾焰輻射特性出發(fā)，逐步擴(kuò)展到觀測面每個網(wǎng)格點(diǎn)接收的輻射特性上，即實(shí)現(xiàn)尾焰輻射特性的可視化計算。

圖11給出33 km處多噴管動力系統(tǒng)尾焰在平面A′C′、AD′以及AB′上2～5 μm波段內(nèi)的輻射照度分布。從圖11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(diǎn)，并可有效捕捉到尾焰的形狀結(jié)構(gòu)。

圖11 多噴管動力系統(tǒng)尾焰2～5μm輻射特性分布

從圖11a、11b可以看出，在平面′AD和′AB上尾焰輻射照度分布呈“鐘形”結(jié)構(gòu)，與尾焰流場的溫度分布極為一致，且在噴管出口處的輻射特性最強(qiáng)，隨著流動的進(jìn)行，尾焰流場邊界范圍越來越大，尾焰輻射特性逐漸降低。這是因?yàn)閲姽艹隹谔幍臏囟雀撸細(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(qiáng)。隨著尾焰流場邊界范圍的增大，尾焰溫度及燃?xì)饨M分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)逐漸降低，導(dǎo)致尾焰輻射特性逐漸減弱。由圖11c可以看出，平面′′AC上的尾焰輻射照度分布主要呈現(xiàn)為4個強(qiáng)輻射亮點(diǎn)，位于助推器的尾焰流場中，說明助推器尾焰的輻射特性強(qiáng)于芯級尾焰，其中尾焰核心區(qū)域的輻射特性最強(qiáng)。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(qiáng)，容易被發(fā)現(xiàn)和識別。

3 結(jié) 論

a）復(fù)燃反應(yīng)主要發(fā)生在尾焰邊界與空氣摻混的區(qū)域，會使該區(qū)域燃?xì)鉁囟壬?，但對尾焰?nèi)部的影響相對較小。隨著飛行高度的增加，復(fù)燃反應(yīng)對尾焰流場的影響程度相對減弱。

b）復(fù)燃反應(yīng)使多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性增強(qiáng)，在2.7 μm和4.3 μm波段相對增幅分別達(dá)到46%和31%以上。隨著飛行高度的增加，復(fù)燃反應(yīng)對尾焰輻射特性的影響程度略有減弱。

c）對于不同的飛行高度，尾焰輻射特性主要受復(fù)燃反應(yīng)強(qiáng)度及尾焰邊界范圍兩方面因素影響。在低空，隨著高度升高，尾焰的邊界范圍變化較小，復(fù)燃反應(yīng)強(qiáng)度逐漸減弱，這時尾焰輻射特性主要受復(fù)燃反應(yīng)強(qiáng)度影響，并隨之減小。在高空，隨著高度升高，尾焰的邊界范圍不斷擴(kuò)大，尾焰輻射特性主要受尾焰邊界范圍影響，并隨之增大。

d）0～90°范圍內(nèi)，隨著觀測角的增大，尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)，在觀測角90～180°范圍內(nèi)，輻射特性出現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢，在120°出現(xiàn)極小值。

e）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)，分析認(rèn)為高空助推器尾焰的輻射特性明顯強(qiáng)于芯級，其中噴管出口處尾焰的輻射特性最強(qiáng)，容易被發(fā)現(xiàn)和識別。

[1] 苗瑞生. 發(fā)射氣體動力學(xué)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2006.

[2] William J R, Charles W M. Effect of hydrocarbon propellant composition on infrared characteristics of afterburning exhaust plumes[R]. AΙAA 76-0613, 1976.

[3] Harwell K E, Jackson H T, Poslajko F. Comparison of theoretical and experimental spatial distribution of infrared radiation in a rocket exhaust[R]. AΙAA 1977-736, 1977.

[4] Wang K C. Prediction of rocket plume radiation heating using backward monte-carlo method[R]. AΙAA 93-0137, 1993.

[5] Liu J, Shang H M, Chen Y S, et al. Ιnvestigation of rocket plume radiation by discrete ordinates method[C]. AΙAA 96-0348, 1996.

[6] 朱定強(qiáng), 張小英, 向紅軍, 等. 固體火箭發(fā)動機(jī)噴流紅外輻射實(shí)驗(yàn)及計算研究[J]. 宇航學(xué)報, 2008(1): 255-259.

[7] 張小英, 朱定強(qiáng), 蔡國彪. 固體火箭羽流紅外特性的DOM法模擬及高度影響研究[J]. 宇航學(xué)報, 2007(3): 702-706.

[8] 王雁鳴, 談和平, 董士奎, 等. 低空多噴管發(fā)動機(jī)噴焰紅外特性研究[J].固體火箭技術(shù), 2009, 32(6): 634-637.

[9] 聶萬勝, 楊軍輝, 何浩波, 等. 液體火箭發(fā)動機(jī)尾噴焰紅外輻射特性[J].國防科技大學(xué)學(xué)報, 2005, 27(5): 91-94.

[10] 豐松江, 聶萬勝, 解慶紛, 等. 燃燒室內(nèi)燃燒模型對尾焰流場及其輻射的影響[J]. 火箭推進(jìn), 2006, 32(2): 6-10.

[11] 喬野, 聶萬勝, 豐松江, 等. 多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰流場特性研究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2017, 38(2): 356-363.

[12] 喬野, 聶萬勝, 豐松江, 等. 復(fù)燃對氫氧火箭發(fā)動機(jī)尾焰流場及輻射特性影響數(shù)值研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2016(2): 22-25.

[13] 蔡紅華, 聶萬勝, 豐松江. 復(fù)燃對液氧煤油發(fā)動機(jī)尾焰沖擊特性影響[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2016, 37(10): 1922-1927.

[14] 陶文銓. 數(shù)值傳熱學(xué)[M]. 西安: 西安交通大學(xué)出版社, 1988.

[15] 楊軍輝. 液體火箭燃燒過程及其尾部噴焰輻射特性研究[D]. 北京: 裝備指揮技術(shù)學(xué)院, 2004.

[16] Ludwig C B. Handbook of infrared radiation from combustion gases[R]. NASA SP-3080, 1973.

[17] 徐南榮, 卞南華. 紅外輻射與制導(dǎo)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 1997.

Research on Plume Infrared Radiation of Multi-nozzle Rocket Propulsion System

Qiao Ye, Nie Wan-sheng, Wu Gao-yang, Feng Song-jiang
(Department of Space Equipment, Equipment Academy of PLA, Beijing, 101416)

To take research on the plume infrared radiation of multi-nozzle propulsion system which consisted with LH2/LOX Engines and LOX/Kerosene Engines, the CFD technology is used for the flow-field simulation. The plume infrared radiation is computed with the gas radiation transmission equation and permeation model. The simulation results indicate that the afterburning, which mainly takes place at the boundary of the plume, can enhance the infrared radiation. Ιncreasing with the flight height and the viewing angle, the plume infrared radiation increases. The plume radiation visualization computation can effectively get the structure of the plume.

Liquid rocket engine; Multi-nozzle; Plume; Ιnfrared radiation

液體火箭發(fā)動機(jī)；多噴管；尾焰；紅外輻射

V434

A

1004-7182(2017)04-0053-06 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170413

2015-10-08；

2016-10-13

國家自然科學(xué)基金（51206185，91441123）

喬 野（1991-），男，助理工程師，主要研究方向?yàn)橐后w火箭發(fā)動機(jī)