导弹/火箭燃烧尾焰冲击特性计算研究综述

聂万胜，　蔡红华

(1. 装备学院 航天装备系, 北京 101416；　2. 装备学院 研究生管理大队, 北京 101416)

导弹/火箭燃烧尾焰冲击特性计算研究综述

聂万胜1，蔡红华2

(1. 装备学院 航天装备系, 北京 101416；2. 装备学院 研究生管理大队, 北京 101416)

摘要在导弹/火箭从点火到起飞过程中，其后的尾焰冲击发射装置迎气面可能导致发射装置的严重烧蚀，向尾焰喷射大量冷却水可以有效起到保护发射装置作用。针对导弹/火箭发射时燃烧尾焰冲击发射平台和喷水降温降噪问题，介绍了燃烧尾焰冲击特性计算步骤方法，通过对燃烧尾焰流场计算、燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算和喷水情况下燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算工作进行归纳整理、综合分析，总结论述了各种计算方法及其适用性。基于充分考虑发动机内部燃烧的影响，提出了适用于多喷管导弹/火箭的燃烧尾焰及其冲击流场和喷水对燃烧尾焰冲击流场影响的计算方法，便于流场计算区域网格构建，避免了大量重复计算和资源浪费。

关键词尾焰；冲击；喷水;流体动力学

导弹/火箭在发射过程中喷射出高速高温的尾焰燃气，对发射平台强烈的热冲击和动力冲击效应给导弹/火箭设计和发射带来了各种各样的问题[1]。目前，世界很多大型航天发射场均采用向尾焰流场注入冷却水的方式减弱冲击效应[2-3]。

数值计算方法是目前导弹/火箭发动机燃烧尾焰冲击特性研究的主要方法，计算步骤基本遵循图1所示进行。首先是导弹/火箭发动机燃烧尾焰流场计算，包括纯气相流场计算，如氢氧发动机尾焰流场计算和不考虑固碳颗粒的液氧煤油发动机尾焰流场计算等[4-6]；考虑固体颗粒的气固两相流场计算，如考虑Al2O3颗粒的固体发动机尾焰流场计算和考虑固碳颗粒的液氧煤油发动机尾焰流场计算[7-8]等。其次是尾焰对迎气面冲击流场计算，包括燃烧尾焰对平板垂直冲击流场计算[9]、燃烧尾焰对倾斜平板冲击流场计算[10]2和燃烧尾焰对导流槽冲击流场计算[2]1-10。最后是喷水对冲击流场影响特性计算，包括导流装置顶部喷水[11]2、导流装置倾斜面喷水[12]7和喷管出口近处周围喷水[13]11653种情况。本文总结归纳了各子流程的计算方法以及各计算方法的研究现状和特点，提出了适用于多喷管导弹/火箭的燃烧尾焰流场计算方法、燃烧尾焰冲击迎气面流场计算方法和喷水对冲击流场影响特性计算方法。

图1　导弹/尾焰燃烧尾焰冲击计算流程

1导弹/火箭燃烧尾焰流场计算

作为导弹/火箭燃烧尾焰冲击特性研究的基础和前提，燃烧尾焰流场的计算主要包括温度、速度、压力及组分浓度的计算，归纳起来主要有2类方法：一是采用理想模型、半经验公式进行计算；二是利用计算流体动力学(CFD)软件计算。

1.1理想模型、半经验公式计算方法

采用理想模型、半经验公式进行尾焰流场计算的特点是计算公式简单，能很快得到尾焰流场参数[14]。王雁鸣等[15-16]应用相似方法分析发动机低空羽流场模型，根据工程计算半经验方法拟合低空羽流温度场的计算公式，从而实现火箭发动机羽流场实验数据的外推。

1.2CFD计算方法

利用计算流体动力学(CFD)软件计算，为简化计算，对于简单的圆喷管只进行轴对称数值模拟，再利用其对称性将燃烧尾焰流场数据扩展到三维空间；采用单个等效喷管代替双喷管以进行尾焰流场计算的结果误差较大，在进行多喷管尾焰流场计算时必须采用三维模型对双喷管尾焰流场进行计算[17-18]。利用CFD软件计算的优点是可以进行三维数值模拟，可选择湍流模型，对于纯气相尾焰流场最终可获得温度场、压力场、组分浓度场等详细的流场参数[19-20]，对于气固两相尾焰流场还可获得固体颗粒的详细参数分布[21]12。

燃烧尾焰的显著特征是湍流和复燃，纯气相燃烧尾焰流场计算控制方程包括质量方程、动量方程、能量方程、组分输运方程和化学反应方程，湍流模型常采用k-ε两方程模型[21]5。

气固两相流模型从最初的单流体模型发展到采用欧拉方法处理流体相和颗粒相的连续介质模型，后来又发展到用欧拉方法处理流体相，使用拉格朗日法对颗粒群的轨道模型进行求解。目前最常用的气固两相燃烧尾焰流场计算模型是欧拉-拉格朗日模型(颗粒轨道模型)和欧拉-欧拉模型(连续介质模型)[21]3，其中对于体积率小于10%的粒子负载流动推荐采用欧拉-拉格朗日模型(颗粒轨道模型)[22]。

图2　导弹/尾焰发动机燃烧尾焰流场计算方法

文献[23]研究表明，发动机燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及辐射影响很大，是燃烧尾焰流场及其红外辐射特性计算时需要考虑的；聂万胜等[24]提出发动机与尾焰流场的一体化计算方法充分考虑了燃烧室内燃烧对燃烧尾焰流场的影响，适用于计算单个喷管的燃烧尾焰流场与燃烧尾焰冲击流场计算，而对于多喷管导弹/火箭尾焰流场计算，一体化计算方法存在重复计算、浪费资源的弊端。因此，我们提出一种适用于多喷管导弹/火箭的燃烧尾焰流场计算方法，如图2所示。首先对发动机内部燃烧流场进行全尺寸仿真计算，然后获得喷管喉部截面参数作为入口边界对燃烧尾焰流场进行仿真计算。

2燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算

燃烧尾焰对发射平台迎气面冲击流场计算主要包括燃烧尾焰对平板垂直冲击流场计算、燃烧尾焰对倾斜平板冲击流场计算和燃烧尾焰对导流槽冲击流场计算，一般对冲击流场进行轴对称或三维计算仿真，入口边界为喷管出口或喷管喉部截面[25]，研究过程中部分研究者考虑详细化学反应机理对冲击流场特性的影响[26]。

2.1燃烧尾焰对平板垂直冲击流场计算

根据协同理论，由于冲击对流换热的强度不仅仅取决于温差、流体的速度和流体的物性，还取决于速度场和热流场的协同程度[27-29]。燃烧尾焰对平板垂直冲击流场计算方面的研究内容主要包括：纯气相燃烧尾焰冲击流场特性[30-32]，气固两相燃烧尾焰冲击射流中颗粒相对冲击流场以及冲击效果的影响[33]。也有研究者针对多联装导弹和多管无控火箭炮的燃烧尾焰冲击问题，采用计算流体力学方法研究了燃烧尾焰对带孔平板的冲击流场特性[34]。由于国内发射场的火箭发射平台多采用井字梁结构[35]，因此燃烧尾焰对带孔平板冲击流场特性研究值得进一步深入。

2.2燃烧尾焰对倾斜平板冲击流场计算

燃烧尾焰冲击倾斜平板流场在工程应用中是一种常见现象，如导弹/火箭发射、火箭多级间分离、直升机短距起飞/垂直降落/低空悬停和激光切割中使用辅助气体[36]1。针对导弹/火箭发射的燃烧尾焰冲击倾斜平板特性研究，是研究燃烧尾焰冲击导流槽特性的基础，斜冲击示意图和冲击流场结构如图3所示。

燃烧尾焰冲击倾斜平板流场主要研究冲击平面形成压力峰的机理[36]7，平面倾斜角度、喷管出口-冲击平面间距离和压力比对冲击流场特性的影响[10]10。

a) 斜冲击示意图 b) 斜冲击流场结构图3　燃烧尾焰斜冲击示意图和斜冲击流场结构

2.3燃烧尾焰对导流槽冲击流场计算

燃烧尾焰对导流槽冲击的计算是导弹/火箭发射和发动机点火实验时燃烧尾焰冲击研究的重点，国外有关研究主要针对燃烧尾焰对单侧导流槽冲击，如图4所示[37]；燃烧尾焰对圆锥形导流槽冲击，如图5所示[38]。国内目前公开文献只有罗天培等[39]针对氢氧火箭发动机试车台的导流槽冲击进行了相关计算研究。

图4　燃烧尾焰对单侧导流槽冲击

图5　燃烧尾焰对圆锥形导流槽冲击

尾焰冲击流场计算主要采用的数值计算方法有：

1) 雷诺时均方程求解方法可以准确预测大涡和湍流均匀流[40-41]，但要准确计算出非定常上升流和瞬时流场畸变等细节现象则需要采用大涡模拟方法或者分离涡模拟方法。Menter SST湍流模型[42]、k-ε两方程湍流模型[26,43]和S-A[30]湍流模型得到计算结果与实验测量数据均能很好吻合。

2) 大涡模拟法[44-46]数值模拟射流冲击可以获得非定常喷泉等精细流场物理现象[47-49]，但大涡模拟方法对计算能力有异常突出的要求，即使在计算单喷管射流冲击流场时，采用锲形结构计算区域结合轴对称边界条件代替完全发展的三维湍流计算区域以节省资源，仍然需要几百万甚至几千万的计算网格数量。从目前实际研究来看，该领域的研究人员只有依靠自己编写计算程序——基于数值方法和亚网格模型的结合，并验证了这种方案是可靠的、结果是准确的[50]。

3) 分离涡模拟方法[51]数值模拟超声速射流冲击平板，能够捕捉流场的详细结构；由其进行冲击声学特性研究时能够捕捉声压的变化，但该方法与大涡模拟方法同样对计算能力和计算资源有非常高的要求。

考虑发动机内部燃烧的影响，提出一种适用于多喷管导弹/火箭的燃烧尾焰冲击流场特性的计算方法如图6所示。首先通过全尺寸仿真计算获得发动机内部燃烧流场参数分布，然后以喷管喉部截面参数作为入口边界开展燃烧尾焰冲击流场计算研究。

图6　燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算方法

3喷水情况下燃烧尾焰冲击流场计算

国内外在发射导弹/火箭时，通过向尾焰燃气中不断喷入大量的冷却水达到降低尾焰温度和冲击烧蚀的目的，因而喷水对冲击流场影响的研究也一直在进行。向尾焰喷射冷却水的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，从而降低燃烧尾焰冲击流场的温度,减弱尾焰对发射系统的烧蚀[52]，而且研究表明喷水还有降低尾焰气动噪声的作用[53]。在超声速高温尾焰冲击喷水流场中，常温水射流与超声速高温尾焰燃气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。相对于超声速尾焰流场来说，喷水后其流场结构变得更加复杂。以往通常是采用实验方法进行研究，随着近年来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进行数值模拟。

向火箭尾焰喷水降温降噪主要有3种方式：一是在导流装置顶部安装喷水喷嘴[11]2，如图7a)所示；二是在导流装置倾斜面上安装喷水喷嘴[12]7，如图7b)所示；三是在喷管出口近处周围布置喷水喷嘴[13]1165，如图7c)所示。针对这3种方式的计算研究国外均有开展，而目前国内计算研究主要集中在第三种方式[39,54]。向燃烧尾焰喷水流场实际上是气液两相流场，由于最初研究时无法进行多相流动计算，采用纯气相的水汽代替冷却水[2]1-10。随着CFD技术的不断快速发展，目前研究者均采用更加准确的气液两相计算方法，即将冷却水视为离散相的液滴，主要使用欧拉离散相模拟离散相水滴及其与连续气相尾焰之间相互作用，计算采用k-ε湍流模型描述湍流流动，通过求解雷诺时均方程进行流场模拟计算[11,55]。

a) 导流装置顶部喷水

b) 导流装置倾斜面喷水

c) 喷管出口近处周围喷水图7　向导弹/火箭尾焰喷水方式

基于发射场导流槽和喷水系统设计建设问题，喷水情况下燃烧尾焰冲击流场计算主要研究喷水喷嘴直径、流量、排列方式、倾斜角度对燃烧尾焰流场和冲击流场的影响。充分考虑发动机内部燃烧的影响，提出一种适用于多喷管导弹/火箭的喷水对燃烧尾焰冲击流场影响研究的计算方法,如图8所示。基于全尺寸仿真计算获得发动机内部流场参数分布，然后以喷管喉部截面参数作为入口边界开展喷水对尾焰冲击流场影响的计算。

图8　喷水对尾焰冲击迎气面流场影响计算方法

4结 束 语

随着各国航天活动的日益频繁，导弹/火箭发射时尾焰冲击问题也将愈加备受关注。由于采用发动机点火实验的方法研究尾焰冲击问题周期长、费用高，结合计算能力和CFD技术的不断发展，采用仿真计算方法研究导弹/火箭尾焰冲击问题必将更受青睐。

近年来，国内在燃烧尾焰冲击计算研究方面开展了大量工作，但在燃烧尾焰冲击导流槽和喷水对冲击流场影响方面的研究有待进一步深入。基于充分考虑发动机内部燃烧的影响，针对多喷管导弹/火箭提出了燃烧尾焰及其冲击流场计算方法和喷水对燃烧尾焰冲击流场影响计算方法，在开展复燃对尾焰流场相互干扰特性影响、尾焰冲击流场特性和喷水对尾焰冲击流场特性影响数值研究方面具有便于网格构建和节省计算资源的优点。

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(编辑：李江涛)

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

基金项目国家自然科学基金资助项目(91441123)

作者简介聂万胜(1969-)，男，教授，博士生导师，主要研究方向为航天推进与流动控制。nws1969@126.com

中图分类号V43

文章编号2095-3828(2016)03-0001-06

文献标志码A

DOI10.3783/j.issn.2095-3828.2016.03.001