航天发射场导流槽综合性能评价指标体系研究

刘利宏，张志成，周 旭

(总装备部工程设计研究所，北京100028)

1 引言

导流槽是航天发射场的重要核心设施。其功能是将火箭发动机高温、高速燃气射流迅速、通畅地导离发射台，防止冲击波正面反射、燃气射流回卷及燃气射流冲向地面造成溅起物危及火箭、航天器和地面设施的安全。导流槽的设计要具有足够的结构强度、抗烧蚀性能和良好的气动性能，保证发射的安全以及减少射后修复的工作量［1］。此外，导流槽喷水系统的设计可进一步降低燃气射流对导流槽的冲击和烧蚀影响，并抑制火箭噪声的反射和叠加，实现保护发射安全的目的［2，3］。

在前期理论分析、模型试验和数值仿真的研究基础上，进行了火箭发动机燃气射流动力学发射环境效应研究，针对导流槽综合性能设计关心的通畅性、冲击烧蚀安全问题以及冷却水汽化和消噪降噪等问题深入分析，建立了发射场导流槽综合性能评价指标，为导流槽优化设计提供参考依据。

2 国内导流槽设计现状

为确保导流槽满足排导燃气射流的安全性要求，国内现有导流槽的设计通常是采用经验公式及工程估算相结合的方法进行，通过预估燃气射流特性，结合导流槽表面耐火混凝土参数，根据规范进行推算，确定导流槽型面及冲击距离，但无法考虑燃气射流在导流槽内部流动过程中产生的流场特性参数的变化，缺乏对流场的整体情况和局部细节的清晰认识，设计方案效果只能在实际发射中进行检验，增加了发射风险。

3 研究基础

燃气射流流动过程是连续的，遵循质量守恒、动量守恒和能量守恒定律，遵循Navier-Stokes方程。导流槽中燃气射流场中还涉及喷水系统冷却水遇到燃气后汽化混合流动和噪声传播特性问题。［4］

3.1 基本控制方程

湍流流动中的平均项和脉动项都满足瞬时Navier-Stokes方程。在工程应用中通常是通过求解湍流的平均运动方程来对流场进行模拟。采用张量形式表示的燃气流基本方程组如公式(1)～(3)［5］。

(1)质量守恒方程

(2)动量守恒方程

(3)能量守恒方程

3.2 混合模型的控制方程

喷水系统喷出的冷却水在燃气射流的作用下汽化，形成了燃气与水蒸气的混合气体，混合物模型的连续方程、动量方程和能量方程分别如式(4) ～ (6)所示［4］。

3.3 射流噪声机理

火箭发动机超声速射流噪声是由燃气射流和周围的大气剧烈混合而产生的，包括了湍流混合噪声(turbulent mixing noise)、宽带激波相关噪声(broadband shock noise)和啸叫(screech)等几个不同的组成部分。宽带激波噪声和啸叫都是由于射流的不完全膨胀导致的。这三个噪声成分在指向性和频谱特性上各有特点。如图1所示，三种噪声成分的相对强度是观察角度的函数，湍流混合噪声在下游方向占据主导地位，在上游方向宽带激波相关噪声强度更大，对于圆形射流，啸叫主要向上游方向辐射。湍流混合噪声的峰值出现在斯特鲁哈数(St)0.1～2.5范围内，具体数值取决于温度T和马赫数Ma，噪声强度随射流速度变化符合定律，但是当马赫数超过0.8时，噪声强度随着射流温度的增加，反而减小，声功率与M3成比例;宽带激波噪声幅值峰值对应频率随观察角度改变，观察角度χ越大，宽带激波峰值出现的频率越高(0°为射流来流方向)，但在固定射流马赫数时，峰值区极大值不受射流温度影响，但是极大值对应的频率会随射流温度升高而增大，声功率与M4成比例;啸叫强度受射流马赫数、射流温度、喷嘴唇口厚度、靠近射流的反射面的影响。啸叫强度随射流温度增加而降低，尤其对于低超声速射流而言，声功率与M3成比例［6］。

4 导流槽综合性能评价指标

分别对芯一级、助推级火箭发动机燃气射流自由流场，某工程导流槽燃气射流场、海南发射场导流槽设计方案燃气射流场以及各工况喷水状态下燃气射流场进行了仿真分析［7］，同时，为验证数值模型和参数设置合理，确保仿真结果可靠准确，通过等效性设计进行模型试验研究，分别对模型发动机自由射流、冷却水系统不同参数组合的喷水状态下发动机自由射流、带导流槽的自由射流和喷水状态下进行燃气射流模型试验，并通过对试验工况的仿真验证数值模型和仿真结果，作为校核仿真参数的依据［8］。

图1 超声速射流中的噪声［6］Fig.1 Noise of supersonic jet

4.1 分布特性参数

大运载火箭发动机燃气射流以超声速流动和复杂的波系干扰为基本特征，超声速射流撞击导流面将依冲击距离和冲击角度的不同产生强弱不同的正激波或斜激波系，造成导流面上冲击区的温度和压力升高，导致导流面承受的冲击和烧蚀加剧，在激波作用下，导流槽通道的排焰阻力升高［1］。

为降低燃气射流对导流槽的冲击烧蚀造成的损耗，降低射后维护成本，燃气射流场首要关注的问题是导流槽承受燃气射流冲击烧蚀的能力，因此，首要的导流槽设计性能评价指标就是流场分布特性参数，其中包含抗冲击和抗烧蚀性能参数两方面内容，分别是燃气射流正冲击的导流面最大烧蚀温度Tfmax和压力Pfmax、除导流面外导流槽未直接承受燃气射流正冲击的表面上最大烧蚀温度Twmax和压力Pwmax。主要是衡量燃气流在导流槽内部形成的流场中对导流槽表面重点部位的影响程度，同时也可以侧面反映出射流流场内部分布特性，针对出现参数异常位置的导流槽结构进行优化设计，尽量避免流动堆积确保导流槽结构安全和燃气射流流场顺畅。

4.2 流动特性参数

合理的导流槽导流型面设计可以顺畅的引导燃气射流转向，降低激波强度，避免产生喉部效应而导致气流反射或反卷，在导流通畅性方面，主要关注的是引射系数与流道截面尺度的关系，见图2(a)中的引射系数随流道宽度变化曲线。该曲线表明，随着流到宽度的变大，引射系数不断变大，但是增量在不断减小，当流道宽度达到临界值A2后，引射系数不再增大。临界尺度A2代表了导流槽截面设计尺度的理论最大值，为了确定导流槽截面尺度的合适范围，除了最大值外，还需要获得一个截面尺度安全下限值A1，而A1值的确定应和图2(a)中的火箭引射系数曲线有关，它代表了燃气射流可能的回流对火箭(发动机)性能的影响。

图2 导流槽通畅性能与火箭性能的关系曲线［9］Fig.2 Curve of smooth performance of blast deflector and rocket characteristics

通过对图2(b)中的导流槽工作简图，对导流通畅性和火箭性能参数曲线的关系进行考查。火箭燃气射流从B处进入导流槽，由出口C排出。在整个流动排导过程中，导流槽截面积较小的A区域将聚集起较大的压力，而随着燃气(喷水后为燃气和水蒸汽的混合气体)流量的增加，导流槽尺度限制了气体的顺利排出，于是在A处必然会建立越来越大的压力，凭借A和C之间更大的压差来加速气体的流动。但同时A和B之间的压差也在增加，燃气可能会产生回流。

当AC间的流动为主导时，导流槽内流动是通畅的;而当AB流动为主导时，导流槽内将发生阻塞。而判断AB流动是否为主导流动的条件就是燃气回流对火箭性能的影响。

从宏观的角度分析导流通畅性:导流槽功能是顺利将燃气排导出去，从而防止燃气回火对火箭造成影响，因此只要燃气回火对火箭没有影响，就可认为导流是通畅的，这样就可以通过对火箭性能的考查来确定导流槽的通畅性能。以上分析说明图2(a)中的火箭性能参数曲线是存在的和合理的，可以定义合适的火箭性能参数来直接确定导流槽结构尺度的合理的取值范围，以下参数为根据流场定义的影响导流槽排导燃气射流的性能参数。

引射系数γ:导流槽出口流体流量与发动机出口流体流量之间的比值。这个参数直观的反映了导流槽流动通畅性能，引射系数越大，表明被燃气射流流动流场带动进入导流槽参与流动的空气流量越大，反映出导流槽流动顺畅，无反射反卷，反之，引射系数越小，则表明导流槽内部流场通畅性较差，有反射反卷的情况存在。

在γ的基础上，又引申出几个考核引射性能的微观参数，成为有效的导流槽性能指标参数。

动量修正系数β:表示单位时间内，通过横截面的单位质量流体的实际流体动量与单位时间内以相应的横截面平均流速通过的动量的比值。

β的大小取决于流体通过横截面的流速分布，分布得越均匀，β越小，越接近于1。因此可采用β衡量多种流体混合均匀程度，可作为表征引射性能的指标。具体的特征截面可以选取沿导流通道的一系列横截面，并作出曲线，也可直接选择导流通道出口截面对方案进行比较。

动能修正系数α:即单位时间内通过横截面的动能总和与采用横截面平均流速来代替实际流速求得的横截面的平均动能之比。

动能流率损失系数λ:流道各截面上的流体动能流率与入口截面处流体动能流率的比值，表征了导流槽内流体流动过程的动能损失情况。该系数越大，说明流体在导流槽内流动的动能损失越小，引射效率越高。

以上几个参数的特点在于都是反映导流通畅性的性能参数。引射系数直接反映导流槽的引射通畅性能，而以上几个参数是间接地反映导流槽的引射(通畅)性能。［9］

以上几个参数隐含着导流槽内各个截面的平均流动信息，而如果导流槽内流动极度不均匀、甚至出现大片无工作流体的“空洞”区域，则以上几个参数很难清晰反映出流体的截面特性。

为进一步明确导流槽内部空间流动平稳程度，定义流动均匀性评价指标参数如下，流动方向平均速度变化ΔV，流动方向平均压力变化ΔP、流动方向平均温度变化ΔT，这些参数反映在流动方向上不同截面上流场特性参数变化规律，可以反映出导流槽内部不同位置上流场连续特性［10］。

4.3 噪声特性参数

发动机射流噪声是影响发射安全的重要因素，对噪声的抑制和消除主要通过导流槽型面设计和喷水系统两种方法实现，主要体现在两个参数上，即导流槽出口声压级和喷水情况下的导流槽出口声压级，前者反映出导流槽型面设计对噪声的传播特性影响效果，通过合理的型面设计可以将发动机出口噪声导向远离重要设施设备的地方，降低噪声形成的危害，后者反映出的是喷水系统冷却水对噪声的抑制效果［11］，前面分析中指出，冷却水通过掺混可达到消除发动机超声速射流噪声组成部分的效果，通过合理的喷水参数设置可实现最优化的降噪目的，两个参数综合反映出导流槽设计的降噪抑噪性能优劣。

4.4 冷却效率参数

冷却系统目的是通过冷却水的喷入，达到对燃气射流冷却的效果，冷却效率参数包含冷却效果和喷水效率两方面内容，分别是喷水情况下导流面最大烧蚀温度和压力、冷却水汽化程度和喷水质量流率和燃气质量流率比。一方面表征了冷却水作用下燃气射流的温度压力变化情况，直接反映出冷却系统的喷水效果，另一方面表征了冷却水汽化程度和水汽化的规律，反映出喷水系统自身效率，确定最佳的喷水量和喷水参数。

4.5 性能评价指标

通过以上分析，建立起四个性能指标分类，分别为分布特性，流动特性参数，噪声特性效果，冷却效率参数，具体如表1所示。

5 结论

1)全面分析火箭发动机燃气射流特性，完成了燃气在导流槽内的跨声速复杂流场的三维数值仿真计算，掌握了导流槽内部燃气射流的传播扩散特性，为导流槽的结构设计提供科学依据;

2)结合导流槽模型试验研究，真实再现了燃气在导流槽内的流动特性以及热力学参数的分布规律，对仿真模型进行试验验证，确保数值仿真设计方案的科学性;

表1 导流槽性能综合量化评估指标Table 1 Performance assessment index of blast deflector

3)明确了冷却水汽化和两相流研究及火箭射流噪声的研究方法，建立了导流槽综合性能量化评价指标，为现有导流槽适应性改造和新建导流槽的设计提供指导方法。

［1］KGB700-1995导弹与卫星试验发射场导流槽设计规范［S］.1995.

［2］陈钰，周旭，童丽，等.喷水对火箭射流噪声的影响研究［J］.环境工程，2012，S1，172-175.

［3］徐悦，周旭，刘利宏，等.火箭发动机燃气射流喷水降温数值仿真研究［C］//中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会会议论文集，昆明，2009:264-269.

［4］赵承庆，姜毅.气体射流动力学［M］.北京:北京理工大学出版社，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］刘利宏，周旭，张志成，等.航天发射场导流槽射流动力学仿真分析与评估［C］//中国宇航学会发射工程与地面设备专业委员会学术会议论文集.2008.

［8］刘利宏，周旭，徐悦，等.发动机燃气射流试验气动噪声辐射特性研究［C］//中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会会议论文集.昆明，2009:155-158.

［9］刘利宏，周旭，张志成.航天发射场导流槽综合性能优化设计研究［J］.特种工程设计与研究学报，2009.01:1-5.

［10］周光坰，严宗毅，许世雄，等.流体力学［M］.北京:高等教育出版社，2006.06.

［11］徐悦，周旭，张志成，等.火箭发动机燃气射流喷水降噪研究［J］.航空动力学报，2010，25(4):816-820.