多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

林敬周，曹 程，吴彦森，张绍武

（1.中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000；2.北京宇航系统工程研究所，北京 100076）

0 引 言

在运载火箭级间热分离过程中，二级主发动机（主机）和游动发动机（游机）同时工作产生的高温高压燃气喷流会对级间段内的环境产生很大的影响［1－3］，采用风洞实验的手段研究多喷流干扰条件下级间热环境中压力、温度和热流分布规律不仅可以为运载火箭一、二级级间分离过程的热环境条件预示提供参考，对级间段结构的优化也具有重要意义。在中国空气动力研究与发展中心的Φ1m高超声速风洞中采用了微型固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质的热喷流模拟技术模拟了运载火箭多喷流干扰条件下的级间热环境，实现了对运载火箭的1个主机和4个游机共5机喷流的同时模拟，并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究，获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下级间段内两级封头表面的热流、温度及压力分布特性。

1 试验模拟方法

1.1 试验设备

Φ1m高超声速风洞是一座暂冲吹吸式高超声速风洞。已配置了出口直径为1m、名义马赫数为3、4、5、6、7、8的型面喷管；风洞模拟高度20～60km（不同马赫数对应的模拟高度有所不同），配置了96通道数据采集系统、Φ500mm纹影系统、四自由度的迎角机构系统、DTC initium电子扫描压力测量系统以及其它辅助测控系统。该风洞建成后，主要从事战略战术导弹和航天飞行器的气动力、喷流干扰、级间分离等模拟试验。

1.2 外流模拟

运载火箭在飞行条件下的外流场利用Φ1m高超声速风洞流场来模拟，主要模拟参数为外流马赫数M∞和飞行高度H［4］，风洞来流参数见表1，其中P0、Rel分别表示风洞前室总压和来流单位雷诺数。

表1 风洞来流参数Table 1 External flow conditions

1.3 内流模拟

内流模拟采用了微型固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质的热喷流模拟技术，通过研制两台独立的微型固体火箭发动机实现了对运载火箭主机和4个游机共5机多喷流干扰的同时模拟。

由于研究的重点是级间热环境问题，因此在采用微型固体火箭发动机喷流来模拟运载火箭液体火箭发动机喷流时，首先是在发动机喷管几何相似的基础上，保证燃烧室压力和温度的模拟，然后通过调整推进剂配方使比热比和燃气产物尽量近似，由此获得了喷流马赫数、喷流压比和喷流温度的近似模拟，从而在地面风洞试验中较为真实地模拟了实际飞行时的级间热环境。

在喷流参数校测中，喷流总压采用耐高温高压的压阻式压力传感器进行测量，通过调整推进剂尺寸使燃烧室压力达到目标值；喷流总温由放置于喷管出口处的一字型总温排架测得，测量元件为钨铼3－钨铼25热电偶；喷流马赫数则由皮托排架（放置于喷管出口处）测得的皮托压力与喷流总压换算后得到。

图1给出在大气中调试时的主机和游机喷流照片。表2分别给出主机和游机的喷流参数，其中Mj、Pj／P∞、T0j分别为喷流马赫数、喷流压比和喷流总温。

图1 大气中调试时的主机和游机Fig.1 Testing of main engine and vernier engines in atmosphere environment

表2 喷流参数Table 2 Internal flow conditions

2 试验模型及测试方法

2.1 试验模型

试验模型主要由一级身段、二级身段、二级底封头、一级前封头、排燃窗、主机、游机等几部分组成，其中二级采用腹支撑方式、一级采用尾支撑方式（图2（a））。

为研究排燃窗总排燃面积不变，开口数量不同对级间热环境带来的影响，设计了两种开孔数量的排燃窗（图2（b）），其中排燃窗A开口数量是排燃窗B的两倍。

试验时一、二级同轴迎角α为0°，无量纲化后的分离距离X／D分别为0、0.1、0.3、0.5、1.0。

图2 试验模型Fig.2 Test model

2.2 测试内容及方法

为研究一、二级分离过程中的级间热环境，在一级前封头的表面按一定规律布置了压力PAi、温度TAi、热流qAi测点各12个（下标i＝1～n表示测点序号），中心点布置了qA12测点，PA12，TA12布置在靠近qA12的上下两点。二级底封头上布置压力PBi、温度TBi、热流qBi测点各10个，且与一级前封头上的同类测点一一对应。图3（a）以一级前封头上热流测点为例给出测点布置顺序示意图，压力、温度测点布置顺序与热流测点相同。

由于级间段受高温高压喷流的影响，所处环境恶劣，因此在测量元件的选择和使用上给予了重点关注：采用抗冲刷和量程均能满足要求且外径为3mm的同轴热电偶（图3（b））作为热流传感器测量两级封头的表面热流，测量范围100kW／m2～20MW／m2，测量精度优于20%；采用钨铼3－钨铼25热电偶（图3（c））测量两级封头的表面温度，测量范围为0～2500℃，测量精度优于1%。采用压阻式压力传感器测量两级封头的表面压力，测量精度优于0.3%。

3 试验结果及分析

3.1 流场结构分析

图4给出不同级间距、不同排燃窗、热喷流场典型纹影照片。二级多喷流启动后，直接冲向一级前封头，受到前封头滞止作用，大部分气流从排燃窗排出，还有一小部分气流返回二级模型底部，由级间间隙排出。二级多喷流冲击在一级的前封头上会产生复杂的粘性／激波干扰流场，从纹影显示可见喷流在一级前封头形成的弓形激波，并且强度随级间距增大而减弱。由于排燃窗附近的高温流场光亮过强，掩盖掉了其它流场现象，由一级返回后从级间间隙排出的气流流动现象不明显。

3.2 试验数据分析

3.2.1 压力分布规律

图5（a）和图5（b）分别给出 A、B两种不同排燃窗、级间距X／D＝0时一级前封头和二级底封头上各测点以喷流静压Pj为参考量无量纲化后的压力分布曲线。从图中可以看出级间距X／D＝0时，由于一级前封头正对着喷流，直接感受喷流冲击，中心附近的测点值明显高于边缘值，而二级底封头各测点主要受返回的气流影响，因此在量值上远小于一级前封头上的测点值。排燃窗总排燃面积保持不变，开口数量减小即单个窗口排燃面积增大，在级间距X／D＝0时表现为对一级前封头上的压力影响不大，压力值稍有减小，但对二级底封头影响较为显著，压力值明显增大。

图5（c）给出排燃窗A一级前封头上靠近封头边缘的测点PA7、靠近中心的测点PA12和两点之间的PA4三点随级间距的变化规律。从图中可以看出小级间距时（X／D≤0.3），靠近中心的测点值显著高于边缘点，而在X／D＝0.5时则出现了一个拐点，表现出边缘点值高于中心附近点的趋势，随着级间距的增大，到了X／D＝1.0时又表现出与小级间距时相同的特性。

3.2.2 温度分布规律

图6（a）和（b）分别给出A、B两种不同排燃窗、级间距X／D＝0时一级前封头和二级底封头上各测点的温度分布曲线。受喷流直接影响，一级前封头各测点温度集中在2200～2600K之间变化，且越靠近封头中心的温度越高，二级底封头由于没有直接受到喷流的冲击，测点温度与一级前封头相比显著降低（320～700K），可见发动机喷流大部分从排燃窗排出，只有极少部分气流会返回底部，对二级底部产生影响。排燃窗的不同，在级间距X／D＝0时与压力分布表现出较为一致的规律，即排燃窗开口数量减少一级前封头上的温度有所减小，二级底封头温度明显增加。

图6（c）给出排燃窗A一级前封头上TA7、TA4、TA12三点温度随级间距的变化规律。可以看出越靠近一级前封头中心的测点受级间距变化的影响越大，随着级间距的增大TA12显著降低。级间距X／D＝0.5时温度分布也出现拐点，X／D≥0.5边缘测点TA7和中心附近测点TA12温度基本一致，而介于两点之间的TA4测点温度则更高。

3.2.3 热流分布规律

图7（a）和图7（b）分别给出 A、B两种不同排燃窗、级间距X／D＝0时一级前封头和二级底封头上各测点以驻点热流qA12为参考量无量纲化后的热流分布曲线。与压力、温度分布特点相同，一级前封头上各测点热流值远远高于二级底封头上各测点热流值，相差一至两个数量级，越靠近封头中心，热流值越大。两种排燃窗一级前封头上的热流分布规律表现出较好的一致性，且热流值大小除个别跳点外，相差不多，而对于二级底封头上各测点的热流值则明显表现为开口数量减少，热流值增大。

图7（c）给出排燃窗 A一级前封头上qA7、qA4、qA12三点随级间距的变化规律。与温度分布规律一样，越靠近一级前封头中心的测点受级间距变化的影响越大，随着级间距的增大qA12显著降低，而qA4则表现出先升后降的趋势，拐点依然出现在级间距X／D＝0.5的状态，X／D≥0.5边缘测点qA7和中心附近测点qA12热流基本一致，而介于两点之间的qA4测点热流则更高。

4 结 论

在Ф1m高超声速风洞中采用热喷流模拟技术，实现了对运载火箭多喷流干扰条件下的级间热环境模拟，获得了一级前封头和二级底封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明，级间距越小，分离环境越恶劣，一级前封头表面压力、温度、热流分布越不均匀，而二级底封头由于没有受到喷流的直接冲击，压力、温度和热流值均远小于一级前封头，受热喷流影响相对较小；级间距X／D＝0时，排燃窗总排燃面积保持不变，开口数量变化对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大，但对二级底封头影响较为明显，随着开口数量的减少，二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。采用本项模拟试验技术获得的试验结果可以为多喷流干扰条件下的级间热环境的预示提供参考，采用同轴热电偶测量级间区域热流的方法是可行的，但热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。

［1］万音.级间段气动设计及羽流诱导分离对火箭气动特性的影响［J］.宇航学报，1992，13（2）：95－98.

［2］韩松，郭凤美.一种新型级间分离技术研究［J］.宇航学报，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］恽起麟.实验空气动力学［M］.北京：国防工业出版社，1991.