多噴流干擾級間熱環境風洞試驗研究

林敬周，曹 程，吳彥森，張紹武

（1.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000；2.北京宇航系統工程研究所，北京 100076）

0 引 言

在運載火箭級間熱分離過程中，二級主發動機（主機）和游動發動機（游機）同時工作產生的高溫高壓燃氣噴流會對級間段內的環境產生很大的影響［1－3］，采用風洞實驗的手段研究多噴流干擾條件下級間熱環境中壓力、溫度和熱流分布規律不僅可以為運載火箭一、二級級間分離過程的熱環境條件預示提供參考，對級間段結構的優化也具有重要意義。在中國空氣動力研究與發展中心的Φ1m高超聲速風洞中采用了微型固體火箭發動機工作產生的燃氣流作為噴流介質的熱噴流模擬技術模擬了運載火箭多噴流干擾條件下的級間熱環境，實現了對運載火箭的1個主機和4個游機共5機噴流的同時模擬，并對級間壓力、溫度和熱流測量試驗技術進行了研究，獲得了不同級間距、不同排燃窗開口數量情況下級間段內兩級封頭表面的熱流、溫度及壓力分布特性。

1 試驗模擬方法

1.1 試驗設備

Φ1m高超聲速風洞是一座暫沖吹吸式高超聲速風洞。已配置了出口直徑為1m、名義馬赫數為3、4、5、6、7、8的型面噴管；風洞模擬高度20～60km（不同馬赫數對應的模擬高度有所不同），配置了96通道數據采集系統、Φ500mm紋影系統、四自由度的迎角機構系統、DTC initium電子掃描壓力測量系統以及其它輔助測控系統。該風洞建成后，主要從事戰略戰術導彈和航天飛行器的氣動力、噴流干擾、級間分離等模擬試驗。

1.2 外流模擬

運載火箭在飛行條件下的外流場利用Φ1m高超聲速風洞流場來模擬，主要模擬參數為外流馬赫數M∞和飛行高度H［4］，風洞來流參數見表1，其中P0、Rel分別表示風洞前室總壓和來流單位雷諾數。

表1 風洞來流參數Table 1 External flow conditions

1.3 內流模擬

內流模擬采用了微型固體火箭發動機工作產生的燃氣流作為噴流介質的熱噴流模擬技術，通過研制兩臺獨立的微型固體火箭發動機實現了對運載火箭主機和4個游機共5機多噴流干擾的同時模擬。

由于研究的重點是級間熱環境問題，因此在采用微型固體火箭發動機噴流來模擬運載火箭液體火箭發動機噴流時，首先是在發動機噴管幾何相似的基礎上，保證燃燒室壓力和溫度的模擬，然后通過調整推進劑配方使比熱比和燃氣產物盡量近似，由此獲得了噴流馬赫數、噴流壓比和噴流溫度的近似模擬，從而在地面風洞試驗中較為真實地模擬了實際飛行時的級間熱環境。

在噴流參數校測中，噴流總壓采用耐高溫高壓的壓阻式壓力傳感器進行測量，通過調整推進劑尺寸使燃燒室壓力達到目標值；噴流總溫由放置于噴管出口處的一字型總溫排架測得，測量元件為鎢錸3－鎢錸25熱電偶；噴流馬赫數則由皮托排架（放置于噴管出口處）測得的皮托壓力與噴流總壓換算后得到。

圖1給出在大氣中調試時的主機和游機噴流照片。表2分別給出主機和游機的噴流參數，其中Mj、Pj／P∞、T0j分別為噴流馬赫數、噴流壓比和噴流總溫。

圖1 大氣中調試時的主機和游機Fig.1 Testing of main engine and vernier engines in atmosphere environment

表2 噴流參數Table 2 Internal flow conditions

2 試驗模型及測試方法

2.1 試驗模型

試驗模型主要由一級身段、二級身段、二級底封頭、一級前封頭、排燃窗、主機、游機等幾部分組成，其中二級采用腹支撐方式、一級采用尾支撐方式（圖2（a））。

為研究排燃窗總排燃面積不變，開口數量不同對級間熱環境帶來的影響，設計了兩種開孔數量的排燃窗（圖2（b）），其中排燃窗A開口數量是排燃窗B的兩倍。

試驗時一、二級同軸迎角α為0°，無量綱化后的分離距離X／D分別為0、0.1、0.3、0.5、1.0。

圖2 試驗模型Fig.2 Test model

2.2 測試內容及方法

為研究一、二級分離過程中的級間熱環境，在一級前封頭的表面按一定規律布置了壓力PAi、溫度TAi、熱流qAi測點各12個（下標i＝1～n表示測點序號），中心點布置了qA12測點，PA12，TA12布置在靠近qA12的上下兩點。二級底封頭上布置壓力PBi、溫度TBi、熱流qBi測點各10個，且與一級前封頭上的同類測點一一對應。圖3（a）以一級前封頭上熱流測點為例給出測點布置順序示意圖，壓力、溫度測點布置順序與熱流測點相同。

由于級間段受高溫高壓噴流的影響，所處環境惡劣，因此在測量元件的選擇和使用上給予了重點關注：采用抗沖刷和量程均能滿足要求且外徑為3mm的同軸熱電偶（圖3（b））作為熱流傳感器測量兩級封頭的表面熱流，測量范圍100kW／m2～20MW／m2，測量精度優于20%；采用鎢錸3－鎢錸25熱電偶（圖3（c））測量兩級封頭的表面溫度，測量范圍為0～2500℃，測量精度優于1%。采用壓阻式壓力傳感器測量兩級封頭的表面壓力，測量精度優于0.3%。

3 試驗結果及分析

3.1 流場結構分析

圖4給出不同級間距、不同排燃窗、熱噴流場典型紋影照片。二級多噴流啟動后，直接沖向一級前封頭，受到前封頭滯止作用，大部分氣流從排燃窗排出，還有一小部分氣流返回二級模型底部，由級間間隙排出。二級多噴流沖擊在一級的前封頭上會產生復雜的粘性／激波干擾流場，從紋影顯示可見噴流在一級前封頭形成的弓形激波，并且強度隨級間距增大而減弱。由于排燃窗附近的高溫流場光亮過強，掩蓋掉了其它流場現象，由一級返回后從級間間隙排出的氣流流動現象不明顯。

3.2 試驗數據分析

3.2.1 壓力分布規律

圖5（a）和圖5（b）分別給出 A、B兩種不同排燃窗、級間距X／D＝0時一級前封頭和二級底封頭上各測點以噴流靜壓Pj為參考量無量綱化后的壓力分布曲線。從圖中可以看出級間距X／D＝0時，由于一級前封頭正對著噴流，直接感受噴流沖擊，中心附近的測點值明顯高于邊緣值，而二級底封頭各測點主要受返回的氣流影響，因此在量值上遠小于一級前封頭上的測點值。排燃窗總排燃面積保持不變，開口數量減小即單個窗口排燃面積增大，在級間距X／D＝0時表現為對一級前封頭上的壓力影響不大，壓力值稍有減小，但對二級底封頭影響較為顯著，壓力值明顯增大。

圖5（c）給出排燃窗A一級前封頭上靠近封頭邊緣的測點PA7、靠近中心的測點PA12和兩點之間的PA4三點隨級間距的變化規律。從圖中可以看出小級間距時（X／D≤0.3），靠近中心的測點值顯著高于邊緣點，而在X／D＝0.5時則出現了一個拐點，表現出邊緣點值高于中心附近點的趨勢，隨著級間距的增大，到了X／D＝1.0時又表現出與小級間距時相同的特性。

3.2.2 溫度分布規律

圖6（a）和（b）分別給出A、B兩種不同排燃窗、級間距X／D＝0時一級前封頭和二級底封頭上各測點的溫度分布曲線。受噴流直接影響，一級前封頭各測點溫度集中在2200～2600K之間變化，且越靠近封頭中心的溫度越高，二級底封頭由于沒有直接受到噴流的沖擊，測點溫度與一級前封頭相比顯著降低（320～700K），可見發動機噴流大部分從排燃窗排出，只有極少部分氣流會返回底部，對二級底部產生影響。排燃窗的不同，在級間距X／D＝0時與壓力分布表現出較為一致的規律，即排燃窗開口數量減少一級前封頭上的溫度有所減小，二級底封頭溫度明顯增加。

圖6（c）給出排燃窗A一級前封頭上TA7、TA4、TA12三點溫度隨級間距的變化規律。可以看出越靠近一級前封頭中心的測點受級間距變化的影響越大，隨著級間距的增大TA12顯著降低。級間距X／D＝0.5時溫度分布也出現拐點，X／D≥0.5邊緣測點TA7和中心附近測點TA12溫度基本一致，而介于兩點之間的TA4測點溫度則更高。

3.2.3 熱流分布規律

圖7（a）和圖7（b）分別給出 A、B兩種不同排燃窗、級間距X／D＝0時一級前封頭和二級底封頭上各測點以駐點熱流qA12為參考量無量綱化后的熱流分布曲線。與壓力、溫度分布特點相同，一級前封頭上各測點熱流值遠遠高于二級底封頭上各測點熱流值，相差一至兩個數量級，越靠近封頭中心，熱流值越大。兩種排燃窗一級前封頭上的熱流分布規律表現出較好的一致性，且熱流值大小除個別跳點外，相差不多，而對于二級底封頭上各測點的熱流值則明顯表現為開口數量減少，熱流值增大。

圖7（c）給出排燃窗 A一級前封頭上qA7、qA4、qA12三點隨級間距的變化規律。與溫度分布規律一樣，越靠近一級前封頭中心的測點受級間距變化的影響越大，隨著級間距的增大qA12顯著降低，而qA4則表現出先升后降的趨勢，拐點依然出現在級間距X／D＝0.5的狀態，X／D≥0.5邊緣測點qA7和中心附近測點qA12熱流基本一致，而介于兩點之間的qA4測點熱流則更高。

4 結 論

在Ф1m高超聲速風洞中采用熱噴流模擬技術，實現了對運載火箭多噴流干擾條件下的級間熱環境模擬，獲得了一級前封頭和二級底封頭表面的熱流、溫度及壓力分布特性。試驗結果表明，級間距越小，分離環境越惡劣，一級前封頭表面壓力、溫度、熱流分布越不均勻，而二級底封頭由于沒有受到噴流的直接沖擊，壓力、溫度和熱流值均遠小于一級前封頭，受熱噴流影響相對較小；級間距X／D＝0時，排燃窗總排燃面積保持不變，開口數量變化對一級前封頭上的壓力、溫度、熱流影響不大，但對二級底封頭影響較為明顯，隨著開口數量的減少，二級底封頭上壓力、溫度、熱流值均有所增大。采用本項模擬試驗技術獲得的試驗結果可以為多噴流干擾條件下的級間熱環境的預示提供參考，采用同軸熱電偶測量級間區域熱流的方法是可行的，但熱流結果精準度的提高以及熱流模擬準則還需進一步探索和研究。

［1］萬音.級間段氣動設計及羽流誘導分離對火箭氣動特性的影響［J］.宇航學報，1992，13（2）：95－98.

［2］韓松，郭鳳美.一種新型級間分離技術研究［J］.宇航學報，2002，23（4）：47－51.

［3］BANNINK W J，HOUTMAN E M，BAKKKER P G.Base flow／underexpanded exhaust plume interaction in a supersonic external flow［R］.AIAA 98－1598，1998.

［4］惲起麟.實驗空氣動力學［M］.北京：國防工業出版社，1991.