超聲速高溫沖擊射流注水流場實驗研究

姜 毅，周 帆，張學文

（北京理工大學宇航學院，北京 100081）

超聲速高溫沖擊射流注水流場實驗研究

姜 毅，周 帆，張學文

（北京理工大學宇航學院，北京 100081）

為了降低發動機羽流沖擊流場的溫度，減弱其對發射裝置的沖擊和燒蝕作用，對超聲速高溫沖擊射流的注水流場開展了實驗研究。通過高速攝影和紅外熱像儀兩種非接觸式測量設備對無注水和注水兩種狀態下的沖擊流場進行了對比拍攝，并且使用熱電偶對底板沖擊區的溫度進行了測量。對注水兩相沖擊流場的結構和溫度場分布進行了深入分析和研究，并與無注水狀態下流場進行對比，得出了通過注水方式可以減少核心區長度和面積，降低迎氣面溫度，減弱其熱沖擊燒蝕效應的結論。

超聲速沖擊射流；注水；熱燒蝕；溫度分布；流場結構

0 引 言

在火箭、導彈從點火到起飛的過程中，其后的高速高溫燃氣射流將沖擊發射裝置迎氣面，它不僅可能引起發射裝置的振動響應和飛行器飛行的初始擾動，而且還可能對發射裝置產生嚴重的燒蝕作用。為了延長發射裝置的使用壽命，降低維護成本，迫切需要一種成本低廉、操作簡單的方式來降低發動機羽流沖擊流場的溫度。在點火時向發動機羽流沖擊流場中注入大量冷卻水是一種性價比較高的降溫措施，該措施已經在歐洲［1］、美國［2］的大型發射場得到應用，能夠有效地減弱熱沖擊燒蝕效應。

由于超聲速沖擊射流流場具有復雜的波系結構，早年通常是采用實驗方法進行研究［3］。近20年來，由于CFD技術的發展，國內外也開始了用數值計算方法對該類問題數值模擬［3］，取得了一定成果。相對于超聲速沖擊射流流場來說，注水后其流場結構變得更加復雜。注水的主要目的是通過冷卻水霧化后形成細小的水滴與高溫燃氣接觸后汽化來吸收燃氣中的熱量，從而降低燃氣射流沖擊流場的溫度。在超聲速高溫沖擊射流注水流場中，常溫水射流與超聲速高溫燃氣射流之間存在強烈的相互作用，液滴將在超聲速燃氣流中發生二次破碎、變形、湍流擴散、蒸發、液滴間碰撞及氣液相間耦合作用，利用數值方法很難準確地模擬出這種具有高溫高速特征的兩相流現象，因此需要通過實驗方法對該類型的兩相流場進行研究。

通過實驗方法對具有代表性的固體火箭發動機羽流沖擊流場的注水效果進行了研究，旨在得出注水對高溫高速燃氣沖擊射流溫度場分布的影響。

1 實驗設計

1.1 火箭發動機參數設計

該發動機燃燒室設計總溫、總壓分別為3000K、7MPa，由一維等熵流的基本公式可計算出發動機出口馬赫數為3.5，出口溫度在2000K左右。此設計參數對于大多數火箭導彈的尾焰具有代表性，可以由此次實驗研究得出一些一般性結論。根據推進劑的性能和實驗要求設計出發動機的模型如圖1所示。為了獲得較穩定的燃氣射流，必須保持燃燒室壓力基本不變，故發動機藥柱采用恒面燃燒的方式保證燃燒速率恒定，得到本次實驗用發動機燃燒室壓力曲線如圖2所示。由于本次實驗需要較為清楚地觀察到實驗流場的分布，因此特別選用燃燒煙霧含量低的復合改性雙基推進劑來做藥柱，這樣可以減少煙霧對圖像拍攝的干擾。

圖1 發動機模型圖Fig.1 Schematic diagram of engine

圖2 發動機燃燒室壓力變化曲線Fig.2 Pressure graph of engine chamber

1.2 實驗臺架設計

為了便于布置紅外熱像儀和高速攝影儀以及更真實地模擬火箭發射情景，實驗采用立式實驗方式，兩個注水噴頭對稱布置于發動機噴嘴出口正下方，如圖3所示。實驗臺架主要由發動機安裝板、底板以及4根支桿組成。為保證穩定及傳感器安裝需要，底板下另有若干下支桿支撐。在底板沖擊區域附近布置有4個溫度測點，以發動機噴嘴出口中心軸線與底板的交點為坐標原點，從距原點2.6 de處開始，每隔1.3 de布置一個測點，如圖所示（de表示發動機噴嘴出口直徑）。

圖3 實驗裝置示意圖Fig.3 Schematic diagram of experimental installation

圖4 溫度測點分布示意圖（單位：de）Fig.4 Schematic diagram of temperature measuring point distribution

立式實驗裝置的設計重點在于實驗臺架高度的確定。由于實驗臺架過高會造成整體結構不穩定，一旦底板受力不均勻容易出現整個實驗臺架傾倒的現象，這樣就會給固定實驗臺架增添負擔；而高度不夠又會導致射流核心區內的實驗現象不能夠觀測完全，達不到實驗目的。所以必須在滿足實驗觀測要求的情況下使得實驗臺架高度最小。根據發動機的擴張半角和出口馬赫數大小，實驗臺架的設計參照了射流核心區的長度估算公式［3］：

1.3 注水系統參數設計

為了保證在實驗過程中注水水壓恒定，實驗采用水泵作為注水系統的動力源。注水系統組成及安裝位置如圖3所示。為了能夠清楚地拍攝注水射流與高溫燃氣主流摻混的宏觀現象，特別采用兩側注水的方式，注水方向與水平方向的夾角α＝2β，β為噴管的擴張半角（β＝15°）。為了清楚觀察到水射流對燃氣主流的擠壓作用，根據無注水狀態下所測得的圖像將兩個注水噴嘴的水射流交匯點定在第一個波節端面和第二個波節端面之間。該交匯點距離發動機噴嘴出口中心的距離xw＝3.4de。為了在相同水流量下使得水流的動壓較大，將兩個注水噴嘴均設計為直柱形噴嘴，口徑相同，且dw＝0.16de。兩個噴嘴注水質量流率之和qw＝2.4qg，qg為發動機燃氣質量流率。

1.4 測試設備簡介

實驗用主要測試設備包括高速攝影儀一臺，紅外熱像儀一臺，熱電偶4個。高速攝影儀和紅外熱像儀都是非接觸式測量設備，不會對流型產生影響；熱電偶是接觸式測量設備，將其安放在射流沖擊底板，測得沖擊流場在測點位置處的總溫，可以盡量減少對流場形態的干擾。

高速攝影設備采用的是美國生產的Phantom系列V10型號高清攝像機。實驗中為了更清楚地看清流型的細節，選擇最大分辨率2400×1800，采樣率設為480幅／s。值得一提的是在實驗中采用了“EDR——極限動態范圍曝光控制”，這是目前非常先進的二次曝光技術。它通過對不同的視景區域采用不同的曝光時間來抑制過亮的發光區域，正是由于運用了該項技術才很好地捕捉到了實驗流場中清晰的波系結構。

紅外熱像儀使用的是日產TVS2000，響應波長范圍35.4μm，采集速度30幅／s，分辨率為0.1℃。該熱像儀多次應用于發動機燃氣射流的溫度場測試，根據以往標定得到的數值［4］來設定實驗中燃氣的輻射系數。根據紅外熱像儀的測溫原理，對不同的物質應該采用不同的輻射系數，而一次實驗中只能設定一個輻射系數，所以在所拍攝注水流場的紅外熱像圖中只有無水霧的區域溫度場分布是有效數據。

熱電偶采用的是美國NANMAC公司的E12系列產品，極限測溫范圍高達3000℃左右。通過對實驗中未注水流場和注水流場的相同位置的對比測量得出底板降溫效果。

2 實驗結果對比與分析

實驗使用高速攝影儀和紅外熱像儀分別對無注水自由射流和兩側注水兩種不同狀態下的流場進行了對比拍攝。由于燃氣射流的湍流強度很大而水射流與高溫高速燃氣主流之間的相互作用又是高度非定常的［5］，因此無論是無注水狀態下的自由射流還是注水狀態下的燃氣與水的混合流場都是非定常流場。于是從高速攝影和紅外熱像儀所拍攝的一系列時間序列圖片中選取了最具有代表性的幾張圖片來進行分析，并且對底板處熱電偶所測得的溫度數據進行了對比和分析。

2.1 高速攝影結果對比分析

通過高速攝影所拍攝到的圖像可以清晰地看出無注水和注水兩種狀態下流場波系結構及流場主要形態，而相對溫度的高低也可以通過亮度的對比進行分析，無注水和注水狀態下的高速攝影圖片分別見圖5、6。為了表述得更加清楚，固體火箭發動機噴管出口、水管出口、底板、波節端面、核心區頂點等位置均標于圖上。

圖5 無注水狀態流場高速攝影圖Fig.5 Picture of flow field under condition of no－water－injected by high－speed photography

圖6 注水狀態流場高速攝影圖Fig.6 Picture of flow field under condition of water－injected by high－speed photography

從圖5中可以清晰地看到無注水自由射流狀態下發動機射流一共有5個以上的波節，其核心區分布區域與估算結果比較接近。該流型核心區部分流場結構比較穩定，波系結構基本無變化，在接近底板處流場由于沖擊效應出現振蕩，尤其是在最后一個波節端面與底板之間振蕩十分明顯，這與姚朝暉［6］等的研究結果一致。該狀態下燃氣射流的第1、2個波節端面的位置都基本穩定，其中x1＝2.1de，x2＝4.9de。在對底板沖擊區域的觀察中發現，實際沖擊燒蝕區域大約為一個di＝（5～6）de的圓形區域，di為沖擊燒蝕區域直徑。

而兩側注水狀態下高溫燃氣主流的波節只有兩個清晰可見（見圖6）。第一個波節端面位置與無注水狀態下保持一致，基本穩定在x1′＝2.1de；第二個波節端面由于受到注水影響，在x2′＝4.7de～5.1de之間變化。燃氣主流的核心區被壓縮成一個等腰三角形的區域，由于非定常現象十分明顯，該三角形區域的頂角并不固定，在0.5β～β之間發生劇烈變化；與之相對應的核心區長度也出現了較大范圍的變動：x′＝7.4de～10de。由于燃氣主流溫度的迅速降低，在注水情況下底板并沒有出現高溫燒蝕區域，這也證明了注水降溫的可行性。

通過有無注水狀態下高速攝影圖片的對比分析可以看出，由于受到注水的阻滯和擠壓作用，該狀態下前兩個波節膨脹得比無注水狀態下要更厲害（桶形波節的直徑擴大），并且溫度也升高（注水狀態下前兩個波節亮度更高）。這都體現出注水對該燃氣沖擊射流的主流產生了顯著的影響，在一定程度上改變了主流的流場結構和溫度場分布。

2.2 紅外熱像儀結果對比分析

通過紅外熱像儀測得的圖像可以看到無注水和注水兩種狀態下溫度流場的宏觀分布，分別見圖7和8。兩圖中紅色部分代表1000℃以上的高溫區域，藍色部分代表室溫，約27℃，其它顏色代表過渡溫度。

圖7 無注水狀態流場紅外熱像儀圖Fig.7 Picture of flow field under condition of no－water－injected by infrared thermograph

圖8 注水狀態流場紅外熱像儀圖Fig.8 Picture of flow field under condition of water－injected by infrared thermograph

在無注水狀態下可以清楚看到高溫燃氣射流的邊界以及高溫核心區的分布。從圖7中左半部分可以得出燃氣射流的夾角大概為β～15β，其中高溫區域的分布與高速攝影圖像中發光區域的分布大致一致。在底板附近，由于燃氣速度迅速降為零，出現了滯止升溫現象，此高溫區域與沖擊燒蝕區域范圍基本一致。

從圖8可以清楚地看到注水后高溫區域的范圍縮小到只有一個三角形，其形狀和大小與高速攝影所拍攝到的流場形態是比較接近的。在注水狀態下，從核心區往下整個流場都被水霧所籠罩，根據紅外熱像儀的成像原理，無法正確顯示出水相的溫度，因此只能對核心區頂點以上的圖像進行分析。根據紅外數據測得燃氣主流的核心區三角形區域的頂角為0.7β～0.9β，核心區長度為x′＝8.3de～9.5de（由于紅外熱像儀的采樣率遠低于高速攝影，故所得到的數據變化范圍都小于高速攝影的數據）。此外，從圖8中還可以看出，由于受到水流的擠壓和汽化吸熱作用，核心區末端附近的溫度已經下降到1000℃以下。由于量程限制（1000℃以上溫度無法用顏色區分），在紅外熱像圖中無法觀察到水射流的擠壓和阻滯作用所造成的交匯點之前的燃氣主流升溫現象。

2.3 熱電偶結果對比分析

從熱電偶所測得的數據來看（見圖9），無注水情況下，從射流沖擊中心往外溫度下降較為明顯，最外側的測點溫度下降至各測點中最高溫度的70%左右（曲線2）。而注水情況下，4個測點的溫度值比較接近，最高溫度和最低溫度的溫度差值不足5%，變化幅值較小（曲線1）。而注水情況下溫度與無注水情況下溫度的比值在0.57～0.82之間，降溫效果比較明顯（曲線3）。與曲線1、2相對應，從中心往外注水的降溫相對值逐漸減小。因此可以分析得到在中心附近注水與燃氣的摻混降溫效果更加明顯，從中心往外降溫效果逐漸下降。

圖9 熱電偶測點溫度對比圖Fig.9 Graph of temperature by thermocouples

2.4 注水效果綜合對比分析

對高速攝影和紅外熱像儀所拍攝的圖片進行綜合分析可以得知：在實驗的注水條件下，水射流并沒有完全進入燃氣主流，在接觸到燃氣主流的核心區外邊界時就已經發生了劇烈的摻混和汽化，致使整個實驗流場都被水霧所充斥。同時由于水射流的擠壓和阻滯作用使得交匯點之前的燃氣溫度上升，波節直徑也隨之增大，阻礙作用比較明顯。由以上現象可以看出在實驗的注水條件下，注水射流雖然無法完全阻斷燃氣射流核心區的形成，但是可以依靠自身的動壓進入燃氣主流的核心區，并且通過摻混和汽化作用改變燃氣主流的形狀，并減少燃氣主流的核心區長度和核心區面積。

同時通過對底板沖擊區域的熱電偶溫度數據以及燒蝕區域大小的分析可以直觀地看到：在保證一定的水壓和水量的情況下，注水可以對高溫燃氣沖擊流場的迎氣面起到保護作用，降低其溫度，尤其是可以顯著降低射流沖擊中心點附近的溫度；注水狀態下的沖擊區域不再出現燒蝕現象，迎氣面得到有效保護。

3 結 論

（2）在實驗注水條件下，水射流并沒有完全進入燃氣主流，在接觸到燃氣主流的核心區外邊界時就已經發生了劇烈的摻混和汽化。但是由于擠壓和阻滯作用卻升高了燃氣主流在交匯點之前的溫度，并增大了波節端面的直徑；

（3）由于核心區溫度在整個射流區域中最高，因此在相同沖擊距離情況下，核心區的長度和面積往往能決定沖擊流場熱燒蝕作用的強弱。在實驗注水條件下，有效地減少了核心區長度和核心區面積，從而達到了降低沖擊區域溫度和減弱沖擊區域燒蝕作用的目的；

（4）在實驗注水條件下，通過對沖擊底板處布置的一系列溫度測點的數據分析，發現射流中心附近的降溫效果比中心往外區域更加顯著，注水降溫效果沿徑向直線下降。

［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］張福祥.火箭燃氣射流動力學［M］.哈爾濱：哈爾濱工程大學出版社，2004.

［4］王 宏，符 彬，劉桂生，等.用熱像儀測試發動機燃氣流場溫度［J］.固體火箭技術，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］姚朝暉，何 楓，韓 標，等.高速沖擊射流流場特性與

噪聲機理的研究［J］.流體力學實驗與測量，2003，17（2）：84－87.

姜 毅（1965－），男，漢族，云南，教授，博士，研究方向：兵器發射理論與技術。通訊地址：北京理工大學宇航學院（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