劉利宏，張志成，周 旭

(總裝備部工程設(shè)計研究所，北京100028)

1 引言

導(dǎo)流槽是航天發(fā)射場的重要核心設(shè)施。其功能是將火箭發(fā)動機高溫、高速燃氣射流迅速、通暢地導(dǎo)離發(fā)射臺，防止沖擊波正面反射、燃氣射流回卷及燃氣射流沖向地面造成濺起物危及火箭、航天器和地面設(shè)施的安全。導(dǎo)流槽的設(shè)計要具有足夠的結(jié)構(gòu)強度、抗燒蝕性能和良好的氣動性能，保證發(fā)射的安全以及減少射后修復(fù)的工作量［1］。此外，導(dǎo)流槽噴水系統(tǒng)的設(shè)計可進一步降低燃氣射流對導(dǎo)流槽的沖擊和燒蝕影響，并抑制火箭噪聲的反射和疊加，實現(xiàn)保護發(fā)射安全的目的［2，3］。

在前期理論分析、模型試驗和數(shù)值仿真的研究基礎(chǔ)上，進行了火箭發(fā)動機燃氣射流動力學(xué)發(fā)射環(huán)境效應(yīng)研究，針對導(dǎo)流槽綜合性能設(shè)計關(guān)心的通暢性、沖擊燒蝕安全問題以及冷卻水汽化和消噪降噪等問題深入分析，建立了發(fā)射場導(dǎo)流槽綜合性能評價指標(biāo)，為導(dǎo)流槽優(yōu)化設(shè)計提供參考依據(jù)。

2 國內(nèi)導(dǎo)流槽設(shè)計現(xiàn)狀

為確保導(dǎo)流槽滿足排導(dǎo)燃氣射流的安全性要求，國內(nèi)現(xiàn)有導(dǎo)流槽的設(shè)計通常是采用經(jīng)驗公式及工程估算相結(jié)合的方法進行，通過預(yù)估燃氣射流特性，結(jié)合導(dǎo)流槽表面耐火混凝土參數(shù)，根據(jù)規(guī)范進行推算，確定導(dǎo)流槽型面及沖擊距離，但無法考慮燃氣射流在導(dǎo)流槽內(nèi)部流動過程中產(chǎn)生的流場特性參數(shù)的變化，缺乏對流場的整體情況和局部細節(jié)的清晰認識，設(shè)計方案效果只能在實際發(fā)射中進行檢驗，增加了發(fā)射風(fēng)險。

3 研究基礎(chǔ)

燃氣射流流動過程是連續(xù)的，遵循質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒定律，遵循Navier-Stokes方程。導(dǎo)流槽中燃氣射流場中還涉及噴水系統(tǒng)冷卻水遇到燃氣后汽化混合流動和噪聲傳播特性問題。［4］

3.1 基本控制方程

湍流流動中的平均項和脈動項都滿足瞬時Navier-Stokes方程。在工程應(yīng)用中通常是通過求解湍流的平均運動方程來對流場進行模擬。采用張量形式表示的燃氣流基本方程組如公式(1)～(3)［5］。

(1)質(zhì)量守恒方程

(2)動量守恒方程

(3)能量守恒方程

3.2 混合模型的控制方程

噴水系統(tǒng)噴出的冷卻水在燃氣射流的作用下汽化，形成了燃氣與水蒸氣的混合氣體，混合物模型的連續(xù)方程、動量方程和能量方程分別如式(4) ～ (6)所示［4］。

3.3 射流噪聲機理

火箭發(fā)動機超聲速射流噪聲是由燃氣射流和周圍的大氣劇烈混合而產(chǎn)生的，包括了湍流混合噪聲(turbulent mixing noise)、寬帶激波相關(guān)噪聲(broadband shock noise)和嘯叫(screech)等幾個不同的組成部分。寬帶激波噪聲和嘯叫都是由于射流的不完全膨脹導(dǎo)致的。這三個噪聲成分在指向性和頻譜特性上各有特點。如圖1所示，三種噪聲成分的相對強度是觀察角度的函數(shù)，湍流混合噪聲在下游方向占據(jù)主導(dǎo)地位，在上游方向?qū)拵Ъげㄏ嚓P(guān)噪聲強度更大，對于圓形射流，嘯叫主要向上游方向輻射。湍流混合噪聲的峰值出現(xiàn)在斯特魯哈數(shù)(St)0.1～2.5范圍內(nèi)，具體數(shù)值取決于溫度T和馬赫數(shù)Ma，噪聲強度隨射流速度變化符合定律，但是當(dāng)馬赫數(shù)超過0.8時，噪聲強度隨著射流溫度的增加，反而減小，聲功率與M3成比例;寬帶激波噪聲幅值峰值對應(yīng)頻率隨觀察角度改變，觀察角度χ越大，寬帶激波峰值出現(xiàn)的頻率越高(0°為射流來流方向)，但在固定射流馬赫數(shù)時，峰值區(qū)極大值不受射流溫度影響，但是極大值對應(yīng)的頻率會隨射流溫度升高而增大，聲功率與M4成比例;嘯叫強度受射流馬赫數(shù)、射流溫度、噴嘴唇口厚度、靠近射流的反射面的影響。嘯叫強度隨射流溫度增加而降低，尤其對于低超聲速射流而言，聲功率與M3成比例［6］。

4 導(dǎo)流槽綜合性能評價指標(biāo)

分別對芯一級、助推級火箭發(fā)動機燃氣射流自由流場，某工程導(dǎo)流槽燃氣射流場、海南發(fā)射場導(dǎo)流槽設(shè)計方案燃氣射流場以及各工況噴水狀態(tài)下燃氣射流場進行了仿真分析［7］，同時，為驗證數(shù)值模型和參數(shù)設(shè)置合理，確保仿真結(jié)果可靠準(zhǔn)確，通過等效性設(shè)計進行模型試驗研究，分別對模型發(fā)動機自由射流、冷卻水系統(tǒng)不同參數(shù)組合的噴水狀態(tài)下發(fā)動機自由射流、帶導(dǎo)流槽的自由射流和噴水狀態(tài)下進行燃氣射流模型試驗，并通過對試驗工況的仿真驗證數(shù)值模型和仿真結(jié)果，作為校核仿真參數(shù)的依據(jù)［8］。

圖1 超聲速射流中的噪聲［6］Fig.1 Noise of supersonic jet

4.1 分布特性參數(shù)

大運載火箭發(fā)動機燃氣射流以超聲速流動和復(fù)雜的波系干擾為基本特征，超聲速射流撞擊導(dǎo)流面將依沖擊距離和沖擊角度的不同產(chǎn)生強弱不同的正激波或斜激波系，造成導(dǎo)流面上沖擊區(qū)的溫度和壓力升高，導(dǎo)致導(dǎo)流面承受的沖擊和燒蝕加劇，在激波作用下，導(dǎo)流槽通道的排焰阻力升高［1］。

為降低燃氣射流對導(dǎo)流槽的沖擊燒蝕造成的損耗，降低射后維護成本，燃氣射流場首要關(guān)注的問題是導(dǎo)流槽承受燃氣射流沖擊燒蝕的能力，因此，首要的導(dǎo)流槽設(shè)計性能評價指標(biāo)就是流場分布特性參數(shù)，其中包含抗沖擊和抗燒蝕性能參數(shù)兩方面內(nèi)容，分別是燃氣射流正沖擊的導(dǎo)流面最大燒蝕溫度Tfmax和壓力Pfmax、除導(dǎo)流面外導(dǎo)流槽未直接承受燃氣射流正沖擊的表面上最大燒蝕溫度Twmax和壓力Pwmax。主要是衡量燃氣流在導(dǎo)流槽內(nèi)部形成的流場中對導(dǎo)流槽表面重點部位的影響程度，同時也可以側(cè)面反映出射流流場內(nèi)部分布特性，針對出現(xiàn)參數(shù)異常位置的導(dǎo)流槽結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設(shè)計，盡量避免流動堆積確保導(dǎo)流槽結(jié)構(gòu)安全和燃氣射流流場順暢。

4.2 流動特性參數(shù)

合理的導(dǎo)流槽導(dǎo)流型面設(shè)計可以順暢的引導(dǎo)燃氣射流轉(zhuǎn)向，降低激波強度，避免產(chǎn)生喉部效應(yīng)而導(dǎo)致氣流反射或反卷，在導(dǎo)流通暢性方面，主要關(guān)注的是引射系數(shù)與流道截面尺度的關(guān)系，見圖2(a)中的引射系數(shù)隨流道寬度變化曲線。該曲線表明，隨著流到寬度的變大，引射系數(shù)不斷變大，但是增量在不斷減小，當(dāng)流道寬度達到臨界值A(chǔ)2后，引射系數(shù)不再增大。臨界尺度A2代表了導(dǎo)流槽截面設(shè)計尺度的理論最大值，為了確定導(dǎo)流槽截面尺度的合適范圍，除了最大值外，還需要獲得一個截面尺度安全下限值A(chǔ)1，而A1值的確定應(yīng)和圖2(a)中的火箭引射系數(shù)曲線有關(guān)，它代表了燃氣射流可能的回流對火箭(發(fā)動機)性能的影響。

圖2 導(dǎo)流槽通暢性能與火箭性能的關(guān)系曲線［9］Fig.2 Curve of smooth performance of blast deflector and rocket characteristics

通過對圖2(b)中的導(dǎo)流槽工作簡圖，對導(dǎo)流通暢性和火箭性能參數(shù)曲線的關(guān)系進行考查?；鸺細馍淞鲝腂處進入導(dǎo)流槽，由出口C排出。在整個流動排導(dǎo)過程中，導(dǎo)流槽截面積較小的A區(qū)域?qū)⒕奂疠^大的壓力，而隨著燃氣(噴水后為燃氣和水蒸汽的混合氣體)流量的增加，導(dǎo)流槽尺度限制了氣體的順利排出，于是在A處必然會建立越來越大的壓力，憑借A和C之間更大的壓差來加速氣體的流動。但同時A和B之間的壓差也在增加，燃氣可能會產(chǎn)生回流。

當(dāng)AC間的流動為主導(dǎo)時，導(dǎo)流槽內(nèi)流動是通暢的;而當(dāng)AB流動為主導(dǎo)時，導(dǎo)流槽內(nèi)將發(fā)生阻塞。而判斷AB流動是否為主導(dǎo)流動的條件就是燃氣回流對火箭性能的影響。

從宏觀的角度分析導(dǎo)流通暢性:導(dǎo)流槽功能是順利將燃氣排導(dǎo)出去，從而防止燃氣回火對火箭造成影響，因此只要燃氣回火對火箭沒有影響，就可認為導(dǎo)流是通暢的，這樣就可以通過對火箭性能的考查來確定導(dǎo)流槽的通暢性能。以上分析說明圖2(a)中的火箭性能參數(shù)曲線是存在的和合理的，可以定義合適的火箭性能參數(shù)來直接確定導(dǎo)流槽結(jié)構(gòu)尺度的合理的取值范圍，以下參數(shù)為根據(jù)流場定義的影響導(dǎo)流槽排導(dǎo)燃氣射流的性能參數(shù)。

引射系數(shù)γ:導(dǎo)流槽出口流體流量與發(fā)動機出口流體流量之間的比值。這個參數(shù)直觀的反映了導(dǎo)流槽流動通暢性能，引射系數(shù)越大，表明被燃氣射流流動流場帶動進入導(dǎo)流槽參與流動的空氣流量越大，反映出導(dǎo)流槽流動順暢，無反射反卷，反之，引射系數(shù)越小，則表明導(dǎo)流槽內(nèi)部流場通暢性較差，有反射反卷的情況存在。

在γ的基礎(chǔ)上，又引申出幾個考核引射性能的微觀參數(shù)，成為有效的導(dǎo)流槽性能指標(biāo)參數(shù)。

動量修正系數(shù)β:表示單位時間內(nèi)，通過橫截面的單位質(zhì)量流體的實際流體動量與單位時間內(nèi)以相應(yīng)的橫截面平均流速通過的動量的比值。

β的大小取決于流體通過橫截面的流速分布，分布得越均勻，β越小，越接近于1。因此可采用β衡量多種流體混合均勻程度，可作為表征引射性能的指標(biāo)。具體的特征截面可以選取沿導(dǎo)流通道的一系列橫截面，并作出曲線，也可直接選擇導(dǎo)流通道出口截面對方案進行比較。

動能修正系數(shù)α:即單位時間內(nèi)通過橫截面的動能總和與采用橫截面平均流速來代替實際流速求得的橫截面的平均動能之比。

動能流率損失系數(shù)λ:流道各截面上的流體動能流率與入口截面處流體動能流率的比值，表征了導(dǎo)流槽內(nèi)流體流動過程的動能損失情況。該系數(shù)越大，說明流體在導(dǎo)流槽內(nèi)流動的動能損失越小，引射效率越高。

以上幾個參數(shù)的特點在于都是反映導(dǎo)流通暢性的性能參數(shù)。引射系數(shù)直接反映導(dǎo)流槽的引射通暢性能，而以上幾個參數(shù)是間接地反映導(dǎo)流槽的引射(通暢)性能。［9］

以上幾個參數(shù)隱含著導(dǎo)流槽內(nèi)各個截面的平均流動信息，而如果導(dǎo)流槽內(nèi)流動極度不均勻、甚至出現(xiàn)大片無工作流體的“空洞”區(qū)域，則以上幾個參數(shù)很難清晰反映出流體的截面特性。

為進一步明確導(dǎo)流槽內(nèi)部空間流動平穩(wěn)程度，定義流動均勻性評價指標(biāo)參數(shù)如下，流動方向平均速度變化ΔV，流動方向平均壓力變化ΔP、流動方向平均溫度變化ΔT，這些參數(shù)反映在流動方向上不同截面上流場特性參數(shù)變化規(guī)律，可以反映出導(dǎo)流槽內(nèi)部不同位置上流場連續(xù)特性［10］。

4.3 噪聲特性參數(shù)

發(fā)動機射流噪聲是影響發(fā)射安全的重要因素，對噪聲的抑制和消除主要通過導(dǎo)流槽型面設(shè)計和噴水系統(tǒng)兩種方法實現(xiàn)，主要體現(xiàn)在兩個參數(shù)上，即導(dǎo)流槽出口聲壓級和噴水情況下的導(dǎo)流槽出口聲壓級，前者反映出導(dǎo)流槽型面設(shè)計對噪聲的傳播特性影響效果，通過合理的型面設(shè)計可以將發(fā)動機出口噪聲導(dǎo)向遠離重要設(shè)施設(shè)備的地方，降低噪聲形成的危害，后者反映出的是噴水系統(tǒng)冷卻水對噪聲的抑制效果［11］，前面分析中指出，冷卻水通過摻混可達到消除發(fā)動機超聲速射流噪聲組成部分的效果，通過合理的噴水參數(shù)設(shè)置可實現(xiàn)最優(yōu)化的降噪目的，兩個參數(shù)綜合反映出導(dǎo)流槽設(shè)計的降噪抑噪性能優(yōu)劣。

4.4 冷卻效率參數(shù)

冷卻系統(tǒng)目的是通過冷卻水的噴入，達到對燃氣射流冷卻的效果，冷卻效率參數(shù)包含冷卻效果和噴水效率兩方面內(nèi)容，分別是噴水情況下導(dǎo)流面最大燒蝕溫度和壓力、冷卻水汽化程度和噴水質(zhì)量流率和燃氣質(zhì)量流率比。一方面表征了冷卻水作用下燃氣射流的溫度壓力變化情況，直接反映出冷卻系統(tǒng)的噴水效果，另一方面表征了冷卻水汽化程度和水汽化的規(guī)律，反映出噴水系統(tǒng)自身效率，確定最佳的噴水量和噴水參數(shù)。

4.5 性能評價指標(biāo)

通過以上分析，建立起四個性能指標(biāo)分類，分別為分布特性，流動特性參數(shù)，噪聲特性效果，冷卻效率參數(shù)，具體如表1所示。

5 結(jié)論

1)全面分析火箭發(fā)動機燃氣射流特性，完成了燃氣在導(dǎo)流槽內(nèi)的跨聲速復(fù)雜流場的三維數(shù)值仿真計算，掌握了導(dǎo)流槽內(nèi)部燃氣射流的傳播擴散特性，為導(dǎo)流槽的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供科學(xué)依據(jù);

2)結(jié)合導(dǎo)流槽模型試驗研究，真實再現(xiàn)了燃氣在導(dǎo)流槽內(nèi)的流動特性以及熱力學(xué)參數(shù)的分布規(guī)律，對仿真模型進行試驗驗證，確保數(shù)值仿真設(shè)計方案的科學(xué)性;

表1 導(dǎo)流槽性能綜合量化評估指標(biāo)Table 1 Performance assessment index of blast deflector

3)明確了冷卻水汽化和兩相流研究及火箭射流噪聲的研究方法，建立了導(dǎo)流槽綜合性能量化評價指標(biāo)，為現(xiàn)有導(dǎo)流槽適應(yīng)性改造和新建導(dǎo)流槽的設(shè)計提供指導(dǎo)方法。

［1］KGB700-1995導(dǎo)彈與衛(wèi)星試驗發(fā)射場導(dǎo)流槽設(shè)計規(guī)范［S］.1995.

［2］陳鈺，周旭，童麗，等.噴水對火箭射流噪聲的影響研究［J］.環(huán)境工程，2012，S1，172-175.

［3］徐悅，周旭，劉利宏，等.火箭發(fā)動機燃氣射流噴水降溫數(shù)值仿真研究［C］//中國航空學(xué)會動力分會火箭發(fā)動機專業(yè)委員會會議論文集，昆明，2009:264-269.

［4］趙承慶，姜毅.氣體射流動力學(xué)［M］.北京:北京理工大學(xué)出版社，1998.6.

［5］Douglas A.Schwer.Numerical Study of Unsteadiness in Nonreacting and Reacting Mixing Layers［D］.U.S.:Pennsylvania State University，1999.

［6］Gely D，Elias G，Bresson C，et al.Reduction of supersonic jet noise—application to the Ariane 5 launch Vehicle［C］//AIAA/CEAS，Aeroacoustics Conference and Exhibit，6th(21st AIAA Aeroacoustics Conference).AIAA 2000-2026，Lahaina，HI，June 12-14，2000.

［7］劉利宏，周旭，張志成，等.航天發(fā)射場導(dǎo)流槽射流動力學(xué)仿真分析與評估［C］//中國宇航學(xué)會發(fā)射工程與地面設(shè)備專業(yè)委員會學(xué)術(shù)會議論文集.2008.

［8］劉利宏，周旭，徐悅，等.發(fā)動機燃氣射流試驗氣動噪聲輻射特性研究［C］//中國航空學(xué)會動力分會火箭發(fā)動機專業(yè)委員會會議論文集.昆明，2009:155-158.

［9］劉利宏，周旭，張志成.航天發(fā)射場導(dǎo)流槽綜合性能優(yōu)化設(shè)計研究［J］.特種工程設(shè)計與研究學(xué)報，2009.01:1-5.

［10］周光坰，嚴(yán)宗毅，許世雄，等.流體力學(xué)［M］.北京:高等教育出版社，2006.06.

［11］徐悅，周旭，張志成，等.火箭發(fā)動機燃氣射流噴水降噪研究［J］.航空動力學(xué)報，2010，25(4):816-820.