热发射导流器型面仿真计算优化设计

穆洪斌 毕莹 王晖 宁雷

（北京宇航系统工程研究所，北京100076）

0 引言

垂直热发射在发射初期产生高温高压的燃气射流，射流导致严重的烧蚀、冲击、反溅，直接影响到发射的安全性[1]。热发射中导流器设计的合理性，可提高发射的安全稳定可靠性[2]。国内外对于火箭发射的燃气流场的数值分析研究较多[3-9]，但是对于导流器的公开文献较少。本文主要研究了导流器不同外形对于发射流场的不同规律，对火箭发射的导流器设计具有指导意义。利用数值模拟仿真技术燃气射流的冲击和侵蚀，可高效细致地分析流场附近的压力和温度，给出导流器与火箭及发射台兼容的最优模型。本文通过数值模拟仿真计算方法，建立了3种导流器模型，计算了燃气射流对发射台和导流面的流场特性，选出了最优的导流器型面。

1 导流器几何模型

发射台主要由台体、导流器组成。台体用于支承火箭，承受起竖后的火箭质量；导流器用于排导火箭发动机点火之后的射流；发射台导流形式采用双面导流形式，台体与导流器分开，分别与地面通过地脚螺栓连接。导流型面参数如0所示。

在方案1基础上首先考虑对导流器外形进行优化，优化设计的两种导流器外形如0所示。两种导流器导流型面一致，考虑燃气流场的反向喷溅，设计了两种高度直线的方案，下部直线高度方案2为1.5a，方案3为a，初步优化完成的导流器形面如0、0、0所示。

图1 台体及导流型面主要参数（方案1）Fig.1 Structural parameters of the diverter profile (Scheme 1)

图2 优化导流器外形示意图Fig.2 Schematic diagram of the optimized diverter profile

图3 优化导流器图（方案2）Fig.3 The optimized diverter (Scheme 2)

图4 优化方案2导流器图（方案3）Fig.4 The diverter of the optimized Scheme 2 (Scheme 3)

2 仿真模型及边界条件

仿真模型计算域和网格图如0所示，考虑仿真计算时效性和流场充分性，取发射台架20倍直径的计算域。采用完全结构化网格对流场进行离散。

图5 仿真模型及计算域图Fig.5 The simulated model and its computational domain

图6 各方案的网格分布Fig.6 Model meshing of the three schemes

计算中采用的边界条件设定如0所示。其中，压力入口边界条件给定总压为9.1MPa，总温3614K；压力出口边界条件压力为环境大气压，温度常温300K；对称面边界条件法向速度和其它参数方向梯度为0；壁面边界条件中壁面按无滑移绝热壁面处理。初始条件：喷管内给定一级发动机的燃烧室总温总压，流场其它地方给定环境压力和温度。

图7 边界条件示意图Fig.7 Boundary condition

3 导流面外形优化研究

从导流器附近的流体温度场、速度矢量分布，导流面的温度、压力分布，发射台的温度、压力分布六个方面对三种方案的仿真结果开展分析。

3.1 导流器附近的流体温度场分析

给出三种方案下导流器附近的流体温度场分布，如0所示。

从图8 a）中可知，燃气经导流面导向后，主要向导流方向流动，同时燃气流未出现反溅，但是由于导流器未设侧板防护，仍有部分燃气流向导流器侧边，对发射台形成冲击（发射台表明压力达到391000Pa）和烧蚀（发射台表面气体温度达到3270K）。

图8 导流器附近流体温度分布Fig.8. Temperature distribution of the fluid surrounding the diverter

对导流器型面进行优化设计后的方案2和方案3中，仿真计算的导流器型面对应的温度分布如图8 b）和图8 c）所示。如图所示，导流器加侧板后，燃气流能顺畅地沿导流方向流动，没有向导流器侧向流动的现象，燃气流未出现反溅。喷管出口距离导流面越远，导流面承受的热和力载荷越小，相比方案2，方案3导流器下部的直段降低0.5a，导流器附近流体温度分布如图8-c所示，如图所示，方案3的燃气流沿导流方向顺畅流动并且未出现反溅，导流面上压力比方案2降低。

3.2 导流器附近流体速度矢量分析

图9 导流器附近流体速度矢量分布Fig.9 Velocity distribution of the fluid surrounding the diverter

如0所示，方案1导流型面下，燃气流未出现反溅现象，大部分向导流面指向方向流动，但是由于未加侧板，从ZY对称面内的速度矢量可知，燃气流向导流器侧向流出，从而对发射台形成冲刷和烧蚀。方案2导流型面下，燃气流未出现反溅现象，导流器导流效果好，燃气流沿导流面指向方向流动，同时由于侧板的添加，没有出现侧向流。方案3导流型面下，燃气流未出现反溅和有侧向流现象，导流器导流效果好，燃气流沿导流面指向方向流动。

3.3 导流面温度分析

导流面上的温度由于导流面与火箭发动机喷管出口距离限制，无论如何设计导流面均将达到燃烧室总温。

图10 导流面上气体温度云图Fig.10 Temperature mapping of the air surrounding the diverter

方案1情况下，导流面上最高温度为3614K，同时导流面侧面有温度升高（约2500K），也说明燃气流向侧向有流动。方案2情况下，导流面上最高温度为3614K，同时导流面侧面无温度升高，说明燃气流没有向侧向流动。方案3情况下，导流面上最高温度为3614K，同时导流面侧面无温度升高，同样说明燃气流没有向侧向流动。

3.4 导流面压力分析

三种方案下，方案3导流面上最高压力最低。

图11 导流面压力云图Fig.11 Pressure distribution on the diverter profile

方案1情况下，导流面上最高压力为1.25MPa，平均压力为0.25MPa，在三种方案中导流面最高压力值最大。方案2情况下，导流面上最高压力为0.87MPa，平均压力为0.38MPa，相对方案1导流面上最高压力下降0.38MPa。方案3情况下，导流面上最高压力为0.68MPa，平均压力为0.36MPa，相对方案1导流面上最高压力下降0.57MPa。

3.5 发射台温度分析

方案1由于无侧板防护，发射过程中发射台表面气体温度最高可达3270K，最后选定的导流器型面（方案3）下，发射台表面气体最高温度可下降1000K。方案1情况下，发射台上最高温度为3270K，在三种方案中发射台最高温度值最大。方案2情况下，发射台上最高温度为1820K，相对方案1最高温度下降1450K。方案3情况下，发射台上最高温度为2260K，相对方案1最高温度下降1010K。

图12 发射台温度云图 Fig.12 Temperature distribution of the launch platform

3.6 发射台压力分析

图13 发射台压力云图Fig.13 Pressure distribution of the launch platform

方案1情况下，发射台上最高压力为0.39MPa（绝对压力），在三种方案中发射台最高压力值最大。方案2情况下，发射台上最高压力为0.14MPa（绝对压力），相对方案1发射台最高压力值下降0.25MPa。方案3情况下，发射台上最高压力为0.15MPa（绝对压力），相对方案1发射台最高压力值下降0.24MPa。

取各种方案下导流面上温度、压力的最大值和平均值如表1所示。取各种方案下发射台上温度、压力的最大值如表2所示。

表1 导流面上温度压力最大值和平均值列表Table 1 Maximum and average value of temperature and pressure of the diverter profile

表2 发射台上温度压力最大值列表Table 2 Maximum of temperature and pressure of the launch platform

从表1中可以看出，方案3下导流面上压力最大值和平均值在三种方案中均是最小值；从表2中可知，方案2下发射台上的最大温度和压力值在三种方案中最小，方案3次之，而方案1由于没有侧板防护，燃气射流对发射台形成较为严重的烧蚀和冲刷；从各方案云图及速度矢量图可知，方案1由于没有侧板防护，燃气射流折转后部分冲击到发射台，方案2和3添加侧板后，燃气射流不会直接冲击发射台。

4 结论

通过对火箭热发射的导流器型面进行了优化，对不同导流器型面进行了仿真计算，根据分析，导流器加入侧板防护后，燃气射流不会出现 反溅和侧向流动现象，燃气射流不会影响火箭，对发射台的影响（温度、压力）相对初始设计也更低；喷管出口距离导流面越远，即导流器下部直段较低时，导流面压力最大值和平均值最小，分布相对均匀，燃气射流折转后不会直接冲击发射台。综上所述，在设计导流器型面时，应采取侧板防护，并将下部直线段的高度尽量降低，这样可防止燃气射流直接冲击发射台，防止严重烧蚀和冲刷，有利于保护发射台。