航天發射場導流槽綜合性能評價指標體系研究

劉利宏，張志成，周 旭

(總裝備部工程設計研究所，北京100028)

1 引言

導流槽是航天發射場的重要核心設施。其功能是將火箭發動機高溫、高速燃氣射流迅速、通暢地導離發射臺，防止沖擊波正面反射、燃氣射流回卷及燃氣射流沖向地面造成濺起物危及火箭、航天器和地面設施的安全。導流槽的設計要具有足夠的結構強度、抗燒蝕性能和良好的氣動性能，保證發射的安全以及減少射后修復的工作量［1］。此外，導流槽噴水系統的設計可進一步降低燃氣射流對導流槽的沖擊和燒蝕影響，并抑制火箭噪聲的反射和疊加，實現保護發射安全的目的［2，3］。

在前期理論分析、模型試驗和數值仿真的研究基礎上，進行了火箭發動機燃氣射流動力學發射環境效應研究，針對導流槽綜合性能設計關心的通暢性、沖擊燒蝕安全問題以及冷卻水汽化和消噪降噪等問題深入分析，建立了發射場導流槽綜合性能評價指標，為導流槽優化設計提供參考依據。

2 國內導流槽設計現狀

為確保導流槽滿足排導燃氣射流的安全性要求，國內現有導流槽的設計通常是采用經驗公式及工程估算相結合的方法進行，通過預估燃氣射流特性，結合導流槽表面耐火混凝土參數，根據規范進行推算，確定導流槽型面及沖擊距離，但無法考慮燃氣射流在導流槽內部流動過程中產生的流場特性參數的變化，缺乏對流場的整體情況和局部細節的清晰認識，設計方案效果只能在實際發射中進行檢驗，增加了發射風險。

3 研究基礎

燃氣射流流動過程是連續的，遵循質量守恒、動量守恒和能量守恒定律，遵循Navier-Stokes方程。導流槽中燃氣射流場中還涉及噴水系統冷卻水遇到燃氣后汽化混合流動和噪聲傳播特性問題。［4］

3.1 基本控制方程

湍流流動中的平均項和脈動項都滿足瞬時Navier-Stokes方程。在工程應用中通常是通過求解湍流的平均運動方程來對流場進行模擬。采用張量形式表示的燃氣流基本方程組如公式(1)～(3)［5］。

(1)質量守恒方程

(2)動量守恒方程

(3)能量守恒方程

3.2 混合模型的控制方程

噴水系統噴出的冷卻水在燃氣射流的作用下汽化，形成了燃氣與水蒸氣的混合氣體，混合物模型的連續方程、動量方程和能量方程分別如式(4) ～ (6)所示［4］。

3.3 射流噪聲機理

火箭發動機超聲速射流噪聲是由燃氣射流和周圍的大氣劇烈混合而產生的，包括了湍流混合噪聲(turbulent mixing noise)、寬帶激波相關噪聲(broadband shock noise)和嘯叫(screech)等幾個不同的組成部分。寬帶激波噪聲和嘯叫都是由于射流的不完全膨脹導致的。這三個噪聲成分在指向性和頻譜特性上各有特點。如圖1所示，三種噪聲成分的相對強度是觀察角度的函數，湍流混合噪聲在下游方向占據主導地位，在上游方向寬帶激波相關噪聲強度更大，對于圓形射流，嘯叫主要向上游方向輻射。湍流混合噪聲的峰值出現在斯特魯哈數(St)0.1～2.5范圍內，具體數值取決于溫度T和馬赫數Ma，噪聲強度隨射流速度變化符合定律，但是當馬赫數超過0.8時，噪聲強度隨著射流溫度的增加，反而減小，聲功率與M3成比例;寬帶激波噪聲幅值峰值對應頻率隨觀察角度改變，觀察角度χ越大，寬帶激波峰值出現的頻率越高(0°為射流來流方向)，但在固定射流馬赫數時，峰值區極大值不受射流溫度影響，但是極大值對應的頻率會隨射流溫度升高而增大，聲功率與M4成比例;嘯叫強度受射流馬赫數、射流溫度、噴嘴唇口厚度、靠近射流的反射面的影響。嘯叫強度隨射流溫度增加而降低，尤其對于低超聲速射流而言，聲功率與M3成比例［6］。

4 導流槽綜合性能評價指標

分別對芯一級、助推級火箭發動機燃氣射流自由流場，某工程導流槽燃氣射流場、海南發射場導流槽設計方案燃氣射流場以及各工況噴水狀態下燃氣射流場進行了仿真分析［7］，同時，為驗證數值模型和參數設置合理，確保仿真結果可靠準確，通過等效性設計進行模型試驗研究，分別對模型發動機自由射流、冷卻水系統不同參數組合的噴水狀態下發動機自由射流、帶導流槽的自由射流和噴水狀態下進行燃氣射流模型試驗，并通過對試驗工況的仿真驗證數值模型和仿真結果，作為校核仿真參數的依據［8］。

圖1 超聲速射流中的噪聲［6］Fig.1 Noise of supersonic jet

4.1 分布特性參數

大運載火箭發動機燃氣射流以超聲速流動和復雜的波系干擾為基本特征，超聲速射流撞擊導流面將依沖擊距離和沖擊角度的不同產生強弱不同的正激波或斜激波系，造成導流面上沖擊區的溫度和壓力升高，導致導流面承受的沖擊和燒蝕加劇，在激波作用下，導流槽通道的排焰阻力升高［1］。

為降低燃氣射流對導流槽的沖擊燒蝕造成的損耗，降低射后維護成本，燃氣射流場首要關注的問題是導流槽承受燃氣射流沖擊燒蝕的能力，因此，首要的導流槽設計性能評價指標就是流場分布特性參數，其中包含抗沖擊和抗燒蝕性能參數兩方面內容，分別是燃氣射流正沖擊的導流面最大燒蝕溫度Tfmax和壓力Pfmax、除導流面外導流槽未直接承受燃氣射流正沖擊的表面上最大燒蝕溫度Twmax和壓力Pwmax。主要是衡量燃氣流在導流槽內部形成的流場中對導流槽表面重點部位的影響程度，同時也可以側面反映出射流流場內部分布特性，針對出現參數異常位置的導流槽結構進行優化設計，盡量避免流動堆積確保導流槽結構安全和燃氣射流流場順暢。

4.2 流動特性參數

合理的導流槽導流型面設計可以順暢的引導燃氣射流轉向，降低激波強度，避免產生喉部效應而導致氣流反射或反卷，在導流通暢性方面，主要關注的是引射系數與流道截面尺度的關系，見圖2(a)中的引射系數隨流道寬度變化曲線。該曲線表明，隨著流到寬度的變大，引射系數不斷變大，但是增量在不斷減小，當流道寬度達到臨界值A2后，引射系數不再增大。臨界尺度A2代表了導流槽截面設計尺度的理論最大值，為了確定導流槽截面尺度的合適范圍，除了最大值外，還需要獲得一個截面尺度安全下限值A1，而A1值的確定應和圖2(a)中的火箭引射系數曲線有關，它代表了燃氣射流可能的回流對火箭(發動機)性能的影響。

圖2 導流槽通暢性能與火箭性能的關系曲線［9］Fig.2 Curve of smooth performance of blast deflector and rocket characteristics

通過對圖2(b)中的導流槽工作簡圖，對導流通暢性和火箭性能參數曲線的關系進行考查。火箭燃氣射流從B處進入導流槽，由出口C排出。在整個流動排導過程中，導流槽截面積較小的A區域將聚集起較大的壓力，而隨著燃氣(噴水后為燃氣和水蒸汽的混合氣體)流量的增加，導流槽尺度限制了氣體的順利排出，于是在A處必然會建立越來越大的壓力，憑借A和C之間更大的壓差來加速氣體的流動。但同時A和B之間的壓差也在增加，燃氣可能會產生回流。

當AC間的流動為主導時，導流槽內流動是通暢的;而當AB流動為主導時，導流槽內將發生阻塞。而判斷AB流動是否為主導流動的條件就是燃氣回流對火箭性能的影響。

從宏觀的角度分析導流通暢性:導流槽功能是順利將燃氣排導出去，從而防止燃氣回火對火箭造成影響，因此只要燃氣回火對火箭沒有影響，就可認為導流是通暢的，這樣就可以通過對火箭性能的考查來確定導流槽的通暢性能。以上分析說明圖2(a)中的火箭性能參數曲線是存在的和合理的，可以定義合適的火箭性能參數來直接確定導流槽結構尺度的合理的取值范圍，以下參數為根據流場定義的影響導流槽排導燃氣射流的性能參數。

引射系數γ:導流槽出口流體流量與發動機出口流體流量之間的比值。這個參數直觀的反映了導流槽流動通暢性能，引射系數越大，表明被燃氣射流流動流場帶動進入導流槽參與流動的空氣流量越大，反映出導流槽流動順暢，無反射反卷，反之，引射系數越小，則表明導流槽內部流場通暢性較差，有反射反卷的情況存在。

在γ的基礎上，又引申出幾個考核引射性能的微觀參數，成為有效的導流槽性能指標參數。

動量修正系數β:表示單位時間內，通過橫截面的單位質量流體的實際流體動量與單位時間內以相應的橫截面平均流速通過的動量的比值。

β的大小取決于流體通過橫截面的流速分布，分布得越均勻，β越小，越接近于1。因此可采用β衡量多種流體混合均勻程度，可作為表征引射性能的指標。具體的特征截面可以選取沿導流通道的一系列橫截面，并作出曲線，也可直接選擇導流通道出口截面對方案進行比較。

動能修正系數α:即單位時間內通過橫截面的動能總和與采用橫截面平均流速來代替實際流速求得的橫截面的平均動能之比。

動能流率損失系數λ:流道各截面上的流體動能流率與入口截面處流體動能流率的比值，表征了導流槽內流體流動過程的動能損失情況。該系數越大，說明流體在導流槽內流動的動能損失越小，引射效率越高。

以上幾個參數的特點在于都是反映導流通暢性的性能參數。引射系數直接反映導流槽的引射通暢性能，而以上幾個參數是間接地反映導流槽的引射(通暢)性能。［9］

以上幾個參數隱含著導流槽內各個截面的平均流動信息，而如果導流槽內流動極度不均勻、甚至出現大片無工作流體的“空洞”區域，則以上幾個參數很難清晰反映出流體的截面特性。

為進一步明確導流槽內部空間流動平穩程度，定義流動均勻性評價指標參數如下，流動方向平均速度變化ΔV，流動方向平均壓力變化ΔP、流動方向平均溫度變化ΔT，這些參數反映在流動方向上不同截面上流場特性參數變化規律，可以反映出導流槽內部不同位置上流場連續特性［10］。

4.3 噪聲特性參數

發動機射流噪聲是影響發射安全的重要因素，對噪聲的抑制和消除主要通過導流槽型面設計和噴水系統兩種方法實現，主要體現在兩個參數上，即導流槽出口聲壓級和噴水情況下的導流槽出口聲壓級，前者反映出導流槽型面設計對噪聲的傳播特性影響效果，通過合理的型面設計可以將發動機出口噪聲導向遠離重要設施設備的地方，降低噪聲形成的危害，后者反映出的是噴水系統冷卻水對噪聲的抑制效果［11］，前面分析中指出，冷卻水通過摻混可達到消除發動機超聲速射流噪聲組成部分的效果，通過合理的噴水參數設置可實現最優化的降噪目的，兩個參數綜合反映出導流槽設計的降噪抑噪性能優劣。

4.4 冷卻效率參數

冷卻系統目的是通過冷卻水的噴入，達到對燃氣射流冷卻的效果，冷卻效率參數包含冷卻效果和噴水效率兩方面內容，分別是噴水情況下導流面最大燒蝕溫度和壓力、冷卻水汽化程度和噴水質量流率和燃氣質量流率比。一方面表征了冷卻水作用下燃氣射流的溫度壓力變化情況，直接反映出冷卻系統的噴水效果，另一方面表征了冷卻水汽化程度和水汽化的規律，反映出噴水系統自身效率，確定最佳的噴水量和噴水參數。

4.5 性能評價指標

通過以上分析，建立起四個性能指標分類，分別為分布特性，流動特性參數，噪聲特性效果，冷卻效率參數，具體如表1所示。

5 結論

1)全面分析火箭發動機燃氣射流特性，完成了燃氣在導流槽內的跨聲速復雜流場的三維數值仿真計算，掌握了導流槽內部燃氣射流的傳播擴散特性，為導流槽的結構設計提供科學依據;

2)結合導流槽模型試驗研究，真實再現了燃氣在導流槽內的流動特性以及熱力學參數的分布規律，對仿真模型進行試驗驗證，確保數值仿真設計方案的科學性;

表1 導流槽性能綜合量化評估指標Table 1 Performance assessment index of blast deflector

3)明確了冷卻水汽化和兩相流研究及火箭射流噪聲的研究方法，建立了導流槽綜合性能量化評價指標，為現有導流槽適應性改造和新建導流槽的設計提供指導方法。

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