國內(nèi)外運(yùn)載火箭一級(jí)底部噴流熱環(huán)境研究綜述

閆指江，吳彥森，張?jiān)怕?，?丹，唐 偉

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所， 北京100076)

1 引言

大型運(yùn)載火箭的一級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)通常采用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)方案，以獲得更大的推力，如美國的土星Ⅴ火箭、蘇聯(lián)的能源號(hào)火箭、歐空局的阿里安-5 火箭、日本的H-ⅡA 火箭以及中國的CZ-2F火箭等。 在火箭上升過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流之間、噴流和自由來流之間相互作用，在火箭底部區(qū)域形成剪切流動(dòng)、循環(huán)流動(dòng)、沖擊反流等多種復(fù)雜流動(dòng)，使運(yùn)載火箭底部承受較高的熱載荷。 火箭底部熱環(huán)境預(yù)示的準(zhǔn)確性直接關(guān)系到航天任務(wù)的成敗，是運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

在20 世紀(jì)60 年代，美國研制土星系列火箭時(shí)，便著手研究運(yùn)載火箭底部加熱問題。 Mullen等從理論與試驗(yàn)2 個(gè)角度分析了土星系列火箭底部流動(dòng)基本結(jié)構(gòu)，并指出回流是火箭底部加熱的主要來源。 但是不同火箭一級(jí)底部發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目和布局形式一般都有較大差別，所產(chǎn)生的底部流動(dòng)結(jié)構(gòu)和熱環(huán)境影響也相差很大。 無論采用理論分析、工程計(jì)算、地面試驗(yàn)或數(shù)值模擬都很難滿足實(shí)際問題所要求的全部模擬準(zhǔn)則，而且由于縮比效應(yīng)以及測(cè)量的不確定性，試驗(yàn)數(shù)據(jù)難以直接用于底部熱流的預(yù)估，使得火箭底部熱環(huán)境預(yù)示十分困難，導(dǎo)致大型運(yùn)載火箭的底部熱防護(hù)設(shè)計(jì)偏于保守。 這些保守設(shè)計(jì)會(huì)提高火箭設(shè)計(jì)方案的成本，降低運(yùn)載效率。

本文從風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真兩方面對(duì)國內(nèi)外火箭底部熱環(huán)境研究開展調(diào)研分析，提出中國開展相關(guān)研究的可行方法，為后續(xù)運(yùn)載火箭底部熱環(huán)境預(yù)示提供思路。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)研究

風(fēng)洞試驗(yàn)是研究運(yùn)載火箭底部加熱問題的基本方法之一。 一方面，通過風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蛘鎸?shí)地反映運(yùn)載火箭底部流動(dòng)結(jié)構(gòu)，并提供可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，從而獲得對(duì)底部加熱問題較為直觀的認(rèn)識(shí)；另一方面，風(fēng)洞試驗(yàn)作為數(shù)值仿真的依據(jù)與參照，能夠修正數(shù)值模型，使仿真結(jié)果更加合理準(zhǔn)確。 因此，要預(yù)測(cè)新研運(yùn)載火箭底部熱流，有必要進(jìn)行相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)，以深入研究其中的物理機(jī)理。

風(fēng)洞試驗(yàn)不僅需要考慮模型的外形相似，還需要考慮其他相似參數(shù)，包括火箭燃燒室化學(xué)組分、壓力和溫度、自由來流壓力、溫度、馬赫數(shù)和動(dòng)壓等。

2.1 四噴管發(fā)動(dòng)機(jī)布局縮比試驗(yàn)

NASA 在20 世紀(jì)60 年代針對(duì)四噴管火箭縮比模型開展了底部噴流的試驗(yàn)研究工作。 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閳A錐加圓柱組合體，圓柱段直徑為0.3048 m，整個(gè)模型通過支架連接在Lewis 風(fēng)洞上。 Lewis 超聲速風(fēng)洞可以提供2.0 ～3.5 Ma 的來流，提供的環(huán)境壓強(qiáng)對(duì)應(yīng)高度范圍為14.33 ～30.48 km。 火箭縮比模型的底盤可更換，用于研究噴管間距及噴管伸出長度對(duì)底部熱環(huán)境的影響。 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃料為JP-4(汽油與煤油1 ∶1混合)，氧化劑為液氧，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用鐘形噴管和錐形噴管。 試驗(yàn)的模型變化如圖1 所示，其中噴管間距比和伸出比都以噴管出口直徑為基準(zhǔn)。 具體的試驗(yàn)工況如表1 所示。

圖1 四噴管火箭縮比模型[11]Fig.1 Scale model of four clustered rocket configurations[11]

表1 模型變量[11]Table 1 Model variable[11]

通過開展四噴管構(gòu)型火箭風(fēng)洞試驗(yàn)，可以得到，由于相鄰噴管間的噴流相互撞擊產(chǎn)生回流，導(dǎo)致底部中心處的熱流、壓強(qiáng)和溫度相比其他區(qū)域要高出很多，應(yīng)作為熱防護(hù)的關(guān)注重點(diǎn)。

為降低底部熱流峰值，開展多種工況的對(duì)比試驗(yàn)，可以得出對(duì)降低底部熱環(huán)境有效的措施有：①選用出口擴(kuò)張角較小的鐘形噴管；②增大噴管伸出長度；③增大噴管間距；④減小噴管出口擴(kuò)張角；⑤使噴管有一定的向外偏轉(zhuǎn)角；⑥在設(shè)備空間允許的情況下，可以考慮在底部中心安裝氮?dú)庾⑸淦?，以進(jìn)一步降低熱流。

2.2 美國SLS 火箭縮比試驗(yàn)

美國近年來始終致力于SLS 重型運(yùn)載火箭的研制工作，于2014 年開始對(duì)火箭底部熱環(huán)境進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)研究。 根據(jù)NASA 馬歇爾航天飛行中心的研究結(jié)果，底部熱流峰值出現(xiàn)在SLS 火箭第一級(jí)工作期間，而第二級(jí)承受熱流載荷的時(shí)間最長。

由于運(yùn)載火箭底部流動(dòng)極其復(fù)雜，為了避免未知風(fēng)險(xiǎn)，Manish 等委托CUBRC 進(jìn)行了一系列風(fēng)洞試驗(yàn)研究。 進(jìn)行該試驗(yàn)的原因有：①CFD 仿真以及半經(jīng)驗(yàn)公式對(duì)熱流的預(yù)測(cè)誤差較大，需要風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為參考；②運(yùn)載火箭底部流動(dòng)復(fù)雜，難以建立底部熱流的解析方法；③SLS火箭具有全新的底部幾何構(gòu)型與性能，已有的數(shù)據(jù)難以直接使用；④正確的預(yù)示底部流動(dòng)環(huán)境可以用于設(shè)計(jì)熱防護(hù)系統(tǒng)(TPS)。

如圖2 所示，SLS 由1 個(gè)芯級(jí)和2 個(gè)助推器組成，芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)為RS-25(液氫液氧)，助推器發(fā)動(dòng)機(jī)為RSRMV 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。 根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牟煌?，SLS 底部加熱試驗(yàn)分為整體試驗(yàn)(Full-Stack)和芯級(jí)(Core-Stage)試驗(yàn)，前者包含助推器，后者僅研究芯級(jí)，對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D3 所示，模型尺寸為全尺寸的2%。

圖2SLS 重型火箭模型設(shè)計(jì)圖[13]Fig.2Diagram oftheSLSheavyrocket model[13]

圖3 LENS Ⅱ風(fēng)洞中的SLS 底部加熱模型[13]Fig.3 SLS base plate heating model in the LENS Ⅱwind tunnel[13]

LENS Ⅱ風(fēng)洞能夠提供的馬赫數(shù)范圍為2.7～9.25，提供的環(huán)境壓強(qiáng)范圍對(duì)應(yīng)海平面到61 km高空。 LENS Ⅱ風(fēng)洞運(yùn)行測(cè)試條件與SLS 飛行設(shè)計(jì)彈道的對(duì)比如圖4 所示。 圖4(a)顯示了馬赫數(shù)隨海拔高度的變化，由于風(fēng)洞的最小馬赫數(shù)為2.7，在低海拔環(huán)境條件下存在一些偏差。 對(duì)于高海拔環(huán)境條件，由于自由來流壓力低，為保持適當(dāng)?shù)膲簭?qiáng)比，馬赫數(shù)相對(duì)偏高。 圖4(b)和圖4(d)分別顯示了動(dòng)壓隨馬赫數(shù)和海拔高度的變化，在圖4(d)中，一些動(dòng)壓點(diǎn)存在較大偏差，但大多數(shù)測(cè)試點(diǎn)都非常接近飛行軌跡。 圖4(c)顯示的是總溫與海拔高度的變化，總溫決定了自由來流的溫度和速度，因此在考慮氣體溫度測(cè)量時(shí)總溫是一個(gè)非常重要的參數(shù)。 由圖可知，在36.576 km以下兩者具有非常好的一致性，但是在36.576 km以上，由于自由流壓力過低，需降低風(fēng)洞總溫度以達(dá)到降低總熱流的目的，使試驗(yàn)結(jié)果與飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)吻合更好。

圖4 風(fēng)洞測(cè)試條件與飛行設(shè)計(jì)環(huán)境對(duì)比[14]Fig.4 Comparison of wind tunnel test conditions and flight design environment[14]

試驗(yàn)結(jié)果表明，自由來流與燃?xì)夥戳鞯南鄬?duì)強(qiáng)度直接決定了火箭底部熱環(huán)境。 自由來流越強(qiáng)，燃?xì)夥聪蚧亓髟饺?，則底部熱流越小；反之，底部熱流越大，并且自由來流對(duì)底部加熱具有明顯的降溫作用。 帶有外流的試驗(yàn)比無外流的試驗(yàn)底部熱流的穩(wěn)定時(shí)間更長，且沒有后者穩(wěn)定。試驗(yàn)結(jié)果如圖5 所示。

圖5 不同構(gòu)型和條件下底部非定常傳熱測(cè)量[14]Fig.5 The measurement of unsteady heat transfer at base plate under different configurations and conditions[14]

2.3 我國脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)

樂嘉陵等采用脈沖燃燒風(fēng)洞對(duì)典型的四噴管火箭底部熱流及超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能進(jìn)行了研究。 脈沖燃燒風(fēng)洞概念于1961 年提出，其運(yùn)行方式與激波風(fēng)洞類似，具有較好的經(jīng)濟(jì)性和靈活性。

圖6 顯示了脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)的基本原理，模擬火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料(H)與氧化劑(O)以一定比例充入1 個(gè)燃燒管內(nèi)并進(jìn)行充分混合，用軸向熱電阻絲或點(diǎn)火塞點(diǎn)火，產(chǎn)生火箭發(fā)動(dòng)機(jī)所需的高溫高壓燃燒氣體。 燃燒管與噴管用膜片隔開，膜片打開后燃?xì)饬鹘?jīng)火箭噴管(或多噴管)流入真空箱。 火箭的高空模擬高度由圖6 中真空箱中氣體的真空度來確定。

圖6 脈沖燃燒風(fēng)洞原理圖[16]Fig.6 Principle diagram of pulse combustion wind tunnel[16]

通過紋影圖可以看出，隨著飛行高度的升高，射流膨脹角度逐漸增大，四股射流在中軸線處的碰撞點(diǎn)逐漸向底部靠近，如果在底部中心安裝一個(gè)廢氣管，將顯著降低底部中心的熱流，具體結(jié)果如圖7 所示。 但由于試驗(yàn)過程中沒有外流的影響，試驗(yàn)產(chǎn)生的熱流峰值整體偏高，需要通過仿真分析進(jìn)一步修正試驗(yàn)結(jié)果。

圖7 有無渦輪廢氣管情況下底部擋板熱流分布比較[16]Fig.7 Comparison of heat flux distribution of base plate under or without turbine exhaust pipe[16]

3 數(shù)值仿真分析

數(shù)值仿真是研究運(yùn)載火箭底部加熱問題的另一種重要的手段。 一方面，通過數(shù)值計(jì)算可以觀察火箭底部的流動(dòng)細(xì)節(jié)，這些是風(fēng)洞試驗(yàn)中很難觀測(cè)到的；另一方面，風(fēng)洞試驗(yàn)條件受風(fēng)洞設(shè)備本身限制，無法覆蓋火箭飛行的全部狀態(tài)，通過數(shù)值計(jì)算可以計(jì)算火箭全部的飛行狀態(tài)，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行必要的補(bǔ)充。

3.1 H-ⅡA 火箭底部加熱仿真

Negishi 等采用CFD 商業(yè)軟件Fluent 對(duì)H-ⅡA204 火箭進(jìn)行了流場仿真。 其采用六面體網(wǎng)格，對(duì)H-IIA204 火箭芯級(jí)和助推器頭部、底部及射流區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密，采用密度基隱式求解器求解耦合了realizable k-ε 湍流模型的N-S 方程。 如圖8 所示，網(wǎng)格總體數(shù)量約為300 萬，仿真模型為1/8 模型。

為便于網(wǎng)格劃分，各計(jì)算子域之間存在懸浮結(jié)點(diǎn)，即交界面上的網(wǎng)格并不完全一致，兩邊的網(wǎng)格通過插值來傳遞交界面上的通量。 雖然插值會(huì)帶來一定的誤差，但是圖9 中的結(jié)果表明，這種結(jié)構(gòu)網(wǎng)格+合理加密+懸浮節(jié)點(diǎn)的網(wǎng)格劃分策略能夠準(zhǔn)確捕捉火箭頭部激波、射流誘導(dǎo)激波及噴管射流內(nèi)部的波系結(jié)構(gòu)，從而保證火箭周圍高速流場的準(zhǔn)確性。

圖8 H-ⅡA 火箭底部加熱仿真網(wǎng)格劃分[17]Fig.8 Grid division of H-ⅡA rocket base heating simulation[17]

圖9 H-ⅡA 火箭周圍流場中的波系結(jié)構(gòu)[17]Fig.9 Shock wave system around the H-ⅡA rocket[17]

火箭底部加熱與底部附近氣體流動(dòng)狀態(tài)及流動(dòng)參數(shù)分布直接相關(guān)，因此當(dāng)采用現(xiàn)有網(wǎng)格對(duì)火箭底部加熱問題進(jìn)行數(shù)值仿真時(shí)，必須對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行合理的布置，在流場參數(shù)梯度較大的區(qū)域進(jìn)行加密。 流場參數(shù)變化較為劇烈的區(qū)域主要有射流與射流之間的碰撞區(qū)域、射流邊界層、射流內(nèi)部波系等區(qū)域。 除此之外，為較準(zhǔn)確地計(jì)算壁面?zhèn)鳠幔€需要在壁面附近對(duì)邊界層網(wǎng)格進(jìn)行加密，包括火箭頭部、火箭底部、噴管外壁面、噴管內(nèi)壁面等。 合理加密壁面邊界層網(wǎng)格，能夠提高邊界層內(nèi)部流場參數(shù)的計(jì)算精度。

3.2 四噴管火箭底部噴流仿真

Mehta 等使用Loci-CHEM 求解器，分別采用BSL 和SST 2 種修正的k-ω 模型對(duì)Musial等所做的四噴管火箭縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。 圖10 展示了3D 實(shí)體模型和不同邊界條件位置。

Mehta 的仿真計(jì)算主要是針對(duì)BSL 修正進(jìn)行的，并結(jié)合了Wilcox 的可壓縮修正。 如圖11 所示，BSLk-ω 模型能夠比較準(zhǔn)確地反映出火箭尾部流場的波系結(jié)構(gòu)，說明這種模型在計(jì)算超聲速流動(dòng)的問題上是適用的。 在底部熱流計(jì)算方面，結(jié)合有限速率化學(xué)反應(yīng)模型，BSL k-ω 模型能夠得到與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較吻合的結(jié)果。 SSTk-ω 模型得到的結(jié)果并未直接展示，但是與BSL k-ω 模型所得的底部熱流相差在2%以內(nèi)，說明SST k-ω 模型同樣適用于運(yùn)載火箭底部加熱問題。

圖10 3-D 幾何模型和不同邊界條件位置[6]Fig.10 3-D geometry and locations of various boundary conditions[6]

圖11 四噴管火箭流場波系結(jié)構(gòu)與底部熱流分布[6]Fig.11 Shock wave system and base heat flux distribution in four nozzle rocket field[6]

3.3 模擬真實(shí)燃?xì)饨M分仿真

運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室平衡溫度通常在3000 K 以上，此時(shí)燃燒產(chǎn)物中包含大量尚未完全燃燒的成分，有H、CO、NO 及一部分氧化劑，如O。 產(chǎn)生這種現(xiàn)象的主要原因是：高溫條件下，一部分正向反應(yīng)產(chǎn)物，如CO、HO 分解，對(duì)應(yīng)的逆向反應(yīng)速率增大， 使得燃燒平衡發(fā)生移動(dòng)。 隨著燃?xì)庋貒姽芰鞒龅酵饨缌鲌觯錅囟劝l(fā)生顯著變化，進(jìn)而使其反應(yīng)平衡發(fā)生移動(dòng)，這必然伴隨著吸熱/放熱過程，反過來影響溫度場。因此有必要深入研究化學(xué)反應(yīng)與溫度場的耦合特性及對(duì)熱流的影響。

Wang對(duì)LOX/RP-1 推進(jìn)劑燃燒特性進(jìn)行了研究，提出了一種代理燃料模型以模擬該推進(jìn)劑的物理化學(xué)特性，并通過RD-170 發(fā)動(dòng)機(jī)性能的理論計(jì)算，對(duì)比了代理燃料與RP-1 燃燒平衡溫度和平衡組分。 結(jié)果表明，代理燃料能夠較為準(zhǔn)確地反映RP-1 的燃燒特性，其主要優(yōu)點(diǎn)在于不需要考慮實(shí)際燃料的復(fù)雜化學(xué)組分，而將其視為具有類似化學(xué)物理性質(zhì)的純凈物，從而簡化反應(yīng)平衡的數(shù)值計(jì)算。

Patel 等在Mehta 的基礎(chǔ)上，采用Loci-CHEM 軟件對(duì)Antares 運(yùn)載火箭底部熱環(huán)境進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，得出了包含有限速率化學(xué)反應(yīng)模型的底部熱環(huán)境結(jié)果。 圖12 顯示了1.6 Ma 工況下，CFD 計(jì)算得出的溫度分布及后處理得到的熱流切片云圖。 該工況下，引入有限速率化學(xué)反應(yīng)模型得出的底部熱流相對(duì)于無反應(yīng)流增加了2.5 倍，相比而言，高海拔工況(Mach ＝3.8， 4.8)下，化學(xué)反應(yīng)僅使熱流增加約20%。 圖13 給出了通過CFD 仿真計(jì)算得到的Antares 火箭底部熱流隨飛行時(shí)間的變化，從圖中可以看出，化學(xué)反應(yīng)在不同飛行時(shí)刻對(duì)底部熱流的增量在絕對(duì)值上是比較一致的，但所占比重有所區(qū)別，低海拔工況下化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的熱流增量在總熱流中的占比更大。

圖12 化學(xué)反應(yīng)對(duì)底部熱環(huán)境的影響(Mach ＝1.6)[23]Fig.12 Effect of chemical reaction on the thermal environment at the base[23]

4 結(jié)論

1)運(yùn)載火箭底部噴流熱環(huán)境是由高溫燃?xì)廨椛浼鞍l(fā)動(dòng)機(jī)噴流之間、噴流和自由來流之間相互作用并在底部形成燃?xì)獾幕亓鳑_擊共同作用形成的，風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真是2 種有效的分析手段；

圖13 Antares 火箭底部熱流隨飛行時(shí)間變化的仿真結(jié)果[23]Fig.13 Simulation results of Antares rocket base heat flux varying with flight time[23]

2)在風(fēng)洞試驗(yàn)方面，美國目前掌握了較為成熟的技術(shù)，通過盡可能準(zhǔn)確地模擬火箭飛行過程中的外部流場和發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的高溫燃?xì)鈦碚鎸?shí)模擬火箭飛行過程中的底部熱環(huán)境，這種方法技術(shù)難度大，對(duì)設(shè)備的要求高，目前中國的試驗(yàn)水平還難以達(dá)到；

3)在數(shù)值仿真方面，國內(nèi)外都針對(duì)一些典型構(gòu)型的運(yùn)載火箭開展了相關(guān)的分析工作，通過采用加密計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格、修正湍流模型及模擬真實(shí)燃?xì)饨M分等手段，可以在一定程度上提高計(jì)算精度。 但仿真結(jié)果仍需要試驗(yàn)結(jié)果和飛行測(cè)試結(jié)果進(jìn)行修正；

4)以中國目前的仿真和試驗(yàn)條件，可以借助新研火箭的契機(jī)在風(fēng)洞試驗(yàn)單位建立初步的試驗(yàn)?zāi)芰Γ绕陂_展小尺寸、大縮比模型的噴流試驗(yàn)，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)和飛行數(shù)據(jù)的對(duì)比擬合，在具備試驗(yàn)?zāi)芰Φ耐瑫r(shí)摸索試驗(yàn)方法和規(guī)律，并輔助數(shù)值仿真分析手段來開展相關(guān)的研究工作，為后續(xù)新研火箭特別是未來的重型運(yùn)載火箭的一級(jí)多噴流試驗(yàn)的研究奠定基礎(chǔ)。