超声速高温冲击射流注水流场实验研究

姜 毅，周 帆，张学文

（北京理工大学宇航学院，北京 100081）

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

姜 毅，周 帆，张学文

（北京理工大学宇航学院，北京 100081）

为了降低发动机羽流冲击流场的温度，减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用，对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄，并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量。对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究，并与无注水状态下流场进行对比，得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积，降低迎气面温度，减弱其热冲击烧蚀效应的结论。

超声速冲击射流；注水；热烧蚀；温度分布；流场结构

0 引 言

在火箭、导弹从点火到起飞的过程中，其后的高速高温燃气射流将冲击发射装置迎气面，它不仅可能引起发射装置的振动响应和飞行器飞行的初始扰动，而且还可能对发射装置产生严重的烧蚀作用。为了延长发射装置的使用寿命，降低维护成本，迫切需要一种成本低廉、操作简单的方式来降低发动机羽流冲击流场的温度。在点火时向发动机羽流冲击流场中注入大量冷却水是一种性价比较高的降温措施，该措施已经在欧洲［1］、美国［2］的大型发射场得到应用，能够有效地减弱热冲击烧蚀效应。

由于超声速冲击射流流场具有复杂的波系结构，早年通常是采用实验方法进行研究［3］。近20年来，由于CFD技术的发展，国内外也开始了用数值计算方法对该类问题数值模拟［3］，取得了一定成果。相对于超声速冲击射流流场来说，注水后其流场结构变得更加复杂。注水的主要目的是通过冷却水雾化后形成细小的水滴与高温燃气接触后汽化来吸收燃气中的热量，从而降低燃气射流冲击流场的温度。在超声速高温冲击射流注水流场中，常温水射流与超声速高温燃气射流之间存在强烈的相互作用，液滴将在超声速燃气流中发生二次破碎、变形、湍流扩散、蒸发、液滴间碰撞及气液相间耦合作用，利用数值方法很难准确地模拟出这种具有高温高速特征的两相流现象，因此需要通过实验方法对该类型的两相流场进行研究。

通过实验方法对具有代表性的固体火箭发动机羽流冲击流场的注水效果进行了研究，旨在得出注水对高温高速燃气冲击射流温度场分布的影响。

1 实验设计

1.1 火箭发动机参数设计

该发动机燃烧室设计总温、总压分别为3000K、7MPa，由一维等熵流的基本公式可计算出发动机出口马赫数为3.5，出口温度在2000K左右。此设计参数对于大多数火箭导弹的尾焰具有代表性，可以由此次实验研究得出一些一般性结论。根据推进剂的性能和实验要求设计出发动机的模型如图1所示。为了获得较稳定的燃气射流，必须保持燃烧室压力基本不变，故发动机药柱采用恒面燃烧的方式保证燃烧速率恒定，得到本次实验用发动机燃烧室压力曲线如图2所示。由于本次实验需要较为清楚地观察到实验流场的分布，因此特别选用燃烧烟雾含量低的复合改性双基推进剂来做药柱，这样可以减少烟雾对图像拍摄的干扰。

图1 发动机模型图Fig.1 Schematic diagram of engine

图2 发动机燃烧室压力变化曲线Fig.2 Pressure graph of engine chamber

1.2 实验台架设计

为了便于布置红外热像仪和高速摄影仪以及更真实地模拟火箭发射情景，实验采用立式实验方式，两个注水喷头对称布置于发动机喷嘴出口正下方，如图3所示。实验台架主要由发动机安装板、底板以及4根支杆组成。为保证稳定及传感器安装需要，底板下另有若干下支杆支撑。在底板冲击区域附近布置有4个温度测点，以发动机喷嘴出口中心轴线与底板的交点为坐标原点，从距原点2.6 de处开始，每隔1.3 de布置一个测点，如图所示（de表示发动机喷嘴出口直径）。

图3 实验装置示意图Fig.3 Schematic diagram of experimental installation

图4 温度测点分布示意图（单位：de）Fig.4 Schematic diagram of temperature measuring point distribution

立式实验装置的设计重点在于实验台架高度的确定。由于实验台架过高会造成整体结构不稳定，一旦底板受力不均匀容易出现整个实验台架倾倒的现象，这样就会给固定实验台架增添负担；而高度不够又会导致射流核心区内的实验现象不能够观测完全，达不到实验目的。所以必须在满足实验观测要求的情况下使得实验台架高度最小。根据发动机的扩张半角和出口马赫数大小，实验台架的设计参照了射流核心区的长度估算公式［3］：

1.3 注水系统参数设计

为了保证在实验过程中注水水压恒定，实验采用水泵作为注水系统的动力源。注水系统组成及安装位置如图3所示。为了能够清楚地拍摄注水射流与高温燃气主流掺混的宏观现象，特别采用两侧注水的方式，注水方向与水平方向的夹角α＝2β，β为喷管的扩张半角（β＝15°）。为了清楚观察到水射流对燃气主流的挤压作用，根据无注水状态下所测得的图像将两个注水喷嘴的水射流交汇点定在第一个波节端面和第二个波节端面之间。该交汇点距离发动机喷嘴出口中心的距离xw＝3.4de。为了在相同水流量下使得水流的动压较大，将两个注水喷嘴均设计为直柱形喷嘴，口径相同，且dw＝0.16de。两个喷嘴注水质量流率之和qw＝2.4qg，qg为发动机燃气质量流率。

1.4 测试设备简介

实验用主要测试设备包括高速摄影仪一台，红外热像仪一台，热电偶4个。高速摄影仪和红外热像仪都是非接触式测量设备，不会对流型产生影响；热电偶是接触式测量设备，将其安放在射流冲击底板，测得冲击流场在测点位置处的总温，可以尽量减少对流场形态的干扰。

高速摄影设备采用的是美国生产的Phantom系列V10型号高清摄像机。实验中为了更清楚地看清流型的细节，选择最大分辨率2400×1800，采样率设为480幅／s。值得一提的是在实验中采用了“EDR——极限动态范围曝光控制”，这是目前非常先进的二次曝光技术。它通过对不同的视景区域采用不同的曝光时间来抑制过亮的发光区域，正是由于运用了该项技术才很好地捕捉到了实验流场中清晰的波系结构。

红外热像仪使用的是日产TVS2000，响应波长范围35.4μm，采集速度30幅／s，分辨率为0.1℃。该热像仪多次应用于发动机燃气射流的温度场测试，根据以往标定得到的数值［4］来设定实验中燃气的辐射系数。根据红外热像仪的测温原理，对不同的物质应该采用不同的辐射系数，而一次实验中只能设定一个辐射系数，所以在所拍摄注水流场的红外热像图中只有无水雾的区域温度场分布是有效数据。

热电偶采用的是美国NANMAC公司的E12系列产品，极限测温范围高达3000℃左右。通过对实验中未注水流场和注水流场的相同位置的对比测量得出底板降温效果。

2 实验结果对比与分析

实验使用高速摄影仪和红外热像仪分别对无注水自由射流和两侧注水两种不同状态下的流场进行了对比拍摄。由于燃气射流的湍流强度很大而水射流与高温高速燃气主流之间的相互作用又是高度非定常的［5］，因此无论是无注水状态下的自由射流还是注水状态下的燃气与水的混合流场都是非定常流场。于是从高速摄影和红外热像仪所拍摄的一系列时间序列图片中选取了最具有代表性的几张图片来进行分析，并且对底板处热电偶所测得的温度数据进行了对比和分析。

2.1 高速摄影结果对比分析

通过高速摄影所拍摄到的图像可以清晰地看出无注水和注水两种状态下流场波系结构及流场主要形态，而相对温度的高低也可以通过亮度的对比进行分析，无注水和注水状态下的高速摄影图片分别见图5、6。为了表述得更加清楚，固体火箭发动机喷管出口、水管出口、底板、波节端面、核心区顶点等位置均标于图上。

图5 无注水状态流场高速摄影图Fig.5 Picture of flow field under condition of no－water－injected by high－speed photography

图6 注水状态流场高速摄影图Fig.6 Picture of flow field under condition of water－injected by high－speed photography

从图5中可以清晰地看到无注水自由射流状态下发动机射流一共有5个以上的波节，其核心区分布区域与估算结果比较接近。该流型核心区部分流场结构比较稳定，波系结构基本无变化，在接近底板处流场由于冲击效应出现振荡，尤其是在最后一个波节端面与底板之间振荡十分明显，这与姚朝晖［6］等的研究结果一致。该状态下燃气射流的第1、2个波节端面的位置都基本稳定，其中x1＝2.1de，x2＝4.9de。在对底板冲击区域的观察中发现，实际冲击烧蚀区域大约为一个di＝（5～6）de的圆形区域，di为冲击烧蚀区域直径。

而两侧注水状态下高温燃气主流的波节只有两个清晰可见（见图6）。第一个波节端面位置与无注水状态下保持一致，基本稳定在x1′＝2.1de；第二个波节端面由于受到注水影响，在x2′＝4.7de～5.1de之间变化。燃气主流的核心区被压缩成一个等腰三角形的区域，由于非定常现象十分明显，该三角形区域的顶角并不固定，在0.5β～β之间发生剧烈变化；与之相对应的核心区长度也出现了较大范围的变动：x′＝7.4de～10de。由于燃气主流温度的迅速降低，在注水情况下底板并没有出现高温烧蚀区域，这也证明了注水降温的可行性。

通过有无注水状态下高速摄影图片的对比分析可以看出，由于受到注水的阻滞和挤压作用，该状态下前两个波节膨胀得比无注水状态下要更厉害（桶形波节的直径扩大），并且温度也升高（注水状态下前两个波节亮度更高）。这都体现出注水对该燃气冲击射流的主流产生了显著的影响，在一定程度上改变了主流的流场结构和温度场分布。

2.2 红外热像仪结果对比分析

通过红外热像仪测得的图像可以看到无注水和注水两种状态下温度流场的宏观分布，分别见图7和8。两图中红色部分代表1000℃以上的高温区域，蓝色部分代表室温，约27℃，其它颜色代表过渡温度。

图7 无注水状态流场红外热像仪图Fig.7 Picture of flow field under condition of no－water－injected by infrared thermograph

图8 注水状态流场红外热像仪图Fig.8 Picture of flow field under condition of water－injected by infrared thermograph

在无注水状态下可以清楚看到高温燃气射流的边界以及高温核心区的分布。从图7中左半部分可以得出燃气射流的夹角大概为β～15β，其中高温区域的分布与高速摄影图像中发光区域的分布大致一致。在底板附近，由于燃气速度迅速降为零，出现了滞止升温现象，此高温区域与冲击烧蚀区域范围基本一致。

从图8可以清楚地看到注水后高温区域的范围缩小到只有一个三角形，其形状和大小与高速摄影所拍摄到的流场形态是比较接近的。在注水状态下，从核心区往下整个流场都被水雾所笼罩，根据红外热像仪的成像原理，无法正确显示出水相的温度，因此只能对核心区顶点以上的图像进行分析。根据红外数据测得燃气主流的核心区三角形区域的顶角为0.7β～0.9β，核心区长度为x′＝8.3de～9.5de（由于红外热像仪的采样率远低于高速摄影，故所得到的数据变化范围都小于高速摄影的数据）。此外，从图8中还可以看出，由于受到水流的挤压和汽化吸热作用，核心区末端附近的温度已经下降到1000℃以下。由于量程限制（1000℃以上温度无法用颜色区分），在红外热像图中无法观察到水射流的挤压和阻滞作用所造成的交汇点之前的燃气主流升温现象。

2.3 热电偶结果对比分析

从热电偶所测得的数据来看（见图9），无注水情况下，从射流冲击中心往外温度下降较为明显，最外侧的测点温度下降至各测点中最高温度的70%左右（曲线2）。而注水情况下，4个测点的温度值比较接近，最高温度和最低温度的温度差值不足5%，变化幅值较小（曲线1）。而注水情况下温度与无注水情况下温度的比值在0.57～0.82之间，降温效果比较明显（曲线3）。与曲线1、2相对应，从中心往外注水的降温相对值逐渐减小。因此可以分析得到在中心附近注水与燃气的掺混降温效果更加明显，从中心往外降温效果逐渐下降。

图9 热电偶测点温度对比图Fig.9 Graph of temperature by thermocouples

2.4 注水效果综合对比分析

对高速摄影和红外热像仪所拍摄的图片进行综合分析可以得知：在实验的注水条件下，水射流并没有完全进入燃气主流，在接触到燃气主流的核心区外边界时就已经发生了剧烈的掺混和汽化，致使整个实验流场都被水雾所充斥。同时由于水射流的挤压和阻滞作用使得交汇点之前的燃气温度上升，波节直径也随之增大，阻碍作用比较明显。由以上现象可以看出在实验的注水条件下，注水射流虽然无法完全阻断燃气射流核心区的形成，但是可以依靠自身的动压进入燃气主流的核心区，并且通过掺混和汽化作用改变燃气主流的形状，并减少燃气主流的核心区长度和核心区面积。

同时通过对底板冲击区域的热电偶温度数据以及烧蚀区域大小的分析可以直观地看到：在保证一定的水压和水量的情况下，注水可以对高温燃气冲击流场的迎气面起到保护作用，降低其温度，尤其是可以显著降低射流冲击中心点附近的温度；注水状态下的冲击区域不再出现烧蚀现象，迎气面得到有效保护。

3 结 论

（2）在实验注水条件下，水射流并没有完全进入燃气主流，在接触到燃气主流的核心区外边界时就已经发生了剧烈的掺混和汽化。但是由于挤压和阻滞作用却升高了燃气主流在交汇点之前的温度，并增大了波节端面的直径；

（3）由于核心区温度在整个射流区域中最高，因此在相同冲击距离情况下，核心区的长度和面积往往能决定冲击流场热烧蚀作用的强弱。在实验注水条件下，有效地减少了核心区长度和核心区面积，从而达到了降低冲击区域温度和减弱冲击区域烧蚀作用的目的；

（4）在实验注水条件下，通过对冲击底板处布置的一系列温度测点的数据分析，发现射流中心附近的降温效果比中心往外区域更加显著，注水降温效果沿径向直线下降。

［1］GIORDAN P，FLEURY P and GUIDON L.Simulation of water injection into a rocket motor plume［R］.AIAA99－31280，1999.

［2］WOLFF H and BARNES L T.Survey of special areas of rocket testing［R］.AIAA65－476，1965.

［3］张福祥.火箭燃气射流动力学［M］.哈尔滨：哈尔滨工程大学出版社，2004.

［4］王 宏，符 彬，刘桂生，等.用热像仪测试发动机燃气流场温度［J］.固体火箭技术，2003，（02）：65－67.

［5］CHO C S and GERALD A P.Effect of coolant injection to small－scale diffuser simulating SSME testing conditions［R］.AIAA2002－4282，2002.

［6］姚朝晖，何 枫，韩 标，等.高速冲击射流流场特性与

噪声机理的研究［J］.流体力学实验与测量，2003，17（2）：84－87.

姜 毅（1965－），男，汉族，云南，教授，博士，研究方向：兵器发射理论与技术。通讯地址：北京理工大学宇航学院（100081）；E－mail：zf7198＠163.com。

Experimental study on flow field of high temperature supersonic impinging jet injected by water

JIANG Yi，ZHOU Fan，ZHANG Xue－wen
（School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China）

In order to decrease the temperature of flow field of engine plume impinging jet，and weaken the impact and ablation effect on the launcher，an experimental study was developed on flow field of high temperature supersonic impinging jet injected by water.The films of flow field were photographed and compared under two conditions of no－water－injected and water－injected by two non－contact measuring devices of high－speed photography and infrared thermograph，and the temperature of impinging region on bottom plate was measured by thermocouples.Two－phase impinging flow structure and temperature distribution under condition of water－injected were detailedly analyzed and researched，and then compared with condition of no－water－injected.It is concluded that the length and area of potential core have been reduced，the temperature of head face can be decreased，and the thermal impact and ablation effect can be weakened by water injection.

supersonic impinging jet；water injection；thermal ablation；temperature distribution；flow structure

V433.9

A

1672－9897（2011）04－0032－05

2010－08－12；

2010－12－03