多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

乔 野，聂万胜，吴高杨，丰松江

多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

乔 野，聂万胜，吴高杨，丰松江

（中国人民解放军装备学院航天装备系，北京，101416）

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性，以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型，采用CFD技术对尾焰流场进行计算，利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算，结果表明：复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域，导致尾焰的辐射特性增强；随着飞行高度及观测角的增加，尾焰辐射特性逐渐增强；可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。

0 引 言

火箭发动机尾焰具有高温、高速、流量大的特点，其在飞行阶段会产生强烈的红外辐射特性，对实现红外追踪与预警具有重要意义。目前，为提高运载效率，重型运载火箭大多采用多台发动机并联的工作方式，将导致尾焰流场受到多股射流的相互干扰而变得更加复杂[1]，从而对尾焰的辐射特性产生影响。

早期的尾焰辐射特性研究主要以实验研究为主，如William等[2]通过实验与理论分析来研究复燃对C/H燃料发动机尾焰辐射特性影响；Harwell等[3]利用红外辐射探测器对尾焰流场的辐射特性进行测量；Wang等[4]使用反蒙特卡洛法计算固体火箭发动机尾焰辐射特性，并通过与实验数据的对比，证明算法的有效性；Liu等[5]采用离散坐标法对二维及三维复杂结构尾焰辐射特性进行研究，通过与其他算法结果的对比，证明算法有效，并将其推广到三维多喷管发动机尾焰辐射计算中；张晓英等[6,7]围绕固体火箭发动机以及空间发动机羽流辐射特性开展了大量的研究工作，从实验与仿真两方面分别对两种不同类型发动机进行研究，对比验证了计算方法的有效性，分析了固体颗粒、飞行高度以及观测角对尾焰辐射特性的影响；王雁鸣等[8]采用热流法对四喷管发动机在低空的红外辐射特性进行研究，得到发动机尾焰流场2～5 μm波段的光谱红外特性；聂万胜等[9～11]对单喷管和多喷管液体火箭动力系统尾焰的流场特性进行了数值仿真研究，并从燃烧室以及复燃反应等角度对尾焰的辐射特性进行了分析研究。以液氢/液氧和液氧/煤油为推进剂的火箭发动机，具有可靠性高、无毒环保等优点。但目前关于火箭动力系统尾焰辐射特性的研究还相对较少，需要进一步探索。

本文以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组合而成的火箭动力系统为模型（后文简称多喷管动力系统），采用CFD仿真技术对尾焰流场进行计算，得到了尾焰流场参数。在此基础上，利用气体辐射传输方程和SLG模型对尾焰辐射特性进行计算，分析了复燃反应、飞行高度以及观测角对多喷管动力系统尾焰辐射特性的影响，并进行了尾焰辐射特性的可视化研究。

表1 多喷管动力系统尾焰远场来流条件[11]

1 物理模型与计算方法

多喷管动力系统由芯级动力系统捆绑4台助推器动力系统组成（见图1），其中芯级动力系统由两台液氢/液氧发动机构成，助推器动力系统由两台液氧/煤油发动机构成。

图1 多喷管动力系统发动机位置分布[11]

边界条件设定方法如图2所示，在远场来流边界给定参数如表1所示，参数含义详见文献[11]。仿真计算以发动机喉部为入口，入口条件由前期内流场计算得到，氢/氧发动机入口参数详见文献[12]，煤油发动机入口参数详见文献[13]。

图2 多喷管动力系统尾焰边界条件[11]

多喷管动力系统尾焰流动过程采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程[14]描述，考虑氢氧及煤油与氧的化学反应过程，采用QUΙCK格式对方程进行离散，并采用PΙSO算法进行求解，尾焰流场详细计算方法参见文献[11]。

辐射模型采用气体辐射传输方程[15]和大气透过率计算模型SLG[16]进行计算，并通过观测点接收到的尾焰辐射照度反映尾焰的辐射特性，忽略了大气的衰减影响（辐射照度表示观测点单位面积上接收到的辐射功率[17]）。气体辐射传输方程为

式中 θ，ϕ分别为高低角和方位角，如图3所示。

图3 辐射计算坐标系

由于在尾焰辐射计算中，尾焰观测位置、辐射计算区域的选取以及网格数量等因素都会对辐射计算结果产生影响，因此为排除干扰，本文给定的辐射计算区域为33 m× 60 m× 60 m ，划分网格数为30× 50× 50，β为圆周角，是射线OM在yz面的投影与y轴的夹角，β=0°，观测角α为射线OM与x轴的夹角，如图4所示。在计算中考虑计算区域内氮气和氧气对尾焰造成的谱线增宽效应。

图4 尾焰与观测点位置关系

2 计算结果分析

2.1 复燃对尾焰辐射特性影响

图5、图6给出复燃反应对高度为33 km和57 km条件下尾焰在x/D为0.1、1、2和5位置处水平截面温度分布影响（其中，D为火箭芯级直径；x/D=0为芯级发动机出口）。

图5 复燃对尾焰流场水平截面温度分布影响（高度为33km，Ma∞为3.08）

由图5可以看出，尾焰的高温区域主要存在于发动机出口尾焰相互作用区域以及尾焰边界区域。通过对比可以发现，复燃反应的影响区域主要位于尾焰边界，这主要是由于富燃燃气同空气中的氧气在边界处掺混发生二次复燃导致，其最大增幅分别为113.86%和69.20%。与飞行高度为57 km相比，33 km飞行高度相对较低，氧气含量相对较高，并且来流速度相对较慢，燃气与空气的混合更加充分，因而复燃反应更加剧烈，温度平均增幅更大。由此可以认为，对于多喷管动力系统尾焰流场，复燃反应主要影响尾焰边界的高温区域，而尾焰内部的高温区主要受多股射流相互作用影响，并随着飞行高度的升高，复燃反应的影响会相对减弱。

图6 复燃对尾焰流场水平截面温度分布影响（高度为57km，Ma∞为4.96）

图7、图8分别给出了复燃反应在33 km及57 km条件下尾焰辐射特性的影响。从整体来看，尾焰的辐射特性主要表现在2.7 μm和4.3 μm波段上。

图7 高度为33km处复燃对尾焰辐射特性影响

图8 高度为57km处复燃对尾焰辐射特性影响

从图7、图8可以看出，复燃反应使整个波段内尾焰辐射特性增强，在2.7 μm和4.3 μm处增量最大，在33 km处相对增幅分别为102%和71%，在57 km处相对增幅分别为46%和31%。这是由于复燃反应使尾焰边界温度升高，并影响相应燃气组分的分布，从而增强尾焰的辐射特性。同时，随着飞行高度升高，复燃反应剧烈程度逐渐降低，因而33 km处尾焰辐射特性的增幅大于57 km处。由此可知，复燃反应对多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射计算的影响同样不容忽视，但随着飞行高度增加，复燃反应对尾焰辐射特性的影响会略有减弱。

2.2 飞行高度对尾焰辐射特性影响

图9给出从地面到57 km飞行高度对多喷管动力系统尾焰辐射特性的影响，其中观测角为90°。

结合文献[11]对尾焰辐射特性随飞行高度的变化特点分析如下：a）从地面到57 km处随着飞行高度的增加，尾焰辐射特性呈现不同的变化；b）在地面到6 km处，尾焰的辐射特性稍有降低，这是由于地面到6 km处尾焰的流场结构变化小，但是地面环境的氧气含量更高，复燃反应更加剧烈，导致尾焰辐射特性增强；c）在16～57 km处，随着飞行高度的增加，动力系统尾焰辐射特性逐渐增强。这是由于飞行高度的增加，尾焰膨胀更加剧烈，尾焰边界范围逐渐扩大，导致尾焰辐射特性不断增强。由此认为，尽管随着高度的增加，氧气含量越来越低，复燃反应强度逐渐减弱，但是随着尾焰边界范围的扩大，尾焰辐射特性逐渐增强。

图9 飞行高度对多喷管动力系统尾焰辐射特性影响

2.3 观测角对尾焰辐射特性影响

图10给出不同观测角对33 km条件下2.7 μm和4.3 μm波段多喷管动力系统尾焰辐射特性的影响。

图10 观测角对多喷管动力系统尾焰辐射特性影响

由图10可知，2.7 μm处的尾焰辐射特性强于4.3 μm处，且二者随观测角的变化趋势基本一致。本文以2.7 μm波段处尾焰辐射特性为例，阐述观测角对尾焰辐射特性的影响。随着观测角的增大，尾焰辐射特性的变化趋势并不完全一致。观测角在0～90°范围内，随着观测角的增大，尾焰辐射特性逐渐增强，但在90～180°范围内，尾焰辐射特性呈现先减小后增大的变化趋势，并在120°达到极小值。分析认为这与尾焰高温区域的分布以及观测点位置处所能观测到的尾焰截面积有关。尾焰流场是一个钟形体，距离喷管越近，尾焰的温度越高。随着观测角的增大，可观测到的尾焰区域温度越高，辐射特性越强；受钟形尾焰形状结构的影响，观测角在0～90°范围内及180°处所能观测到的尾焰截面变化较小，该位置观测到的尾焰辐射特性主要受温度影响；在90～150°范围内，观测到的辐射特性在尾焰高温区分布及可观测尾焰截面两方面因素的影响下出现先减小后增大的变化趋势。

2.4 尾焰辐射特性的可视化计算

从单一观测点接收到的尾焰辐射特性出发，逐步扩展到观测面每个网格点接收的辐射特性上，即实现尾焰辐射特性的可视化计算。

图11给出33 km处多喷管动力系统尾焰在平面A′C′、AD′以及AB′上2～5 μm波段内的辐射照度分布。从图11可以看出，计算结果可以更加直观地呈现出尾焰流场辐射特性的分布特点，并可有效捕捉到尾焰的形状结构。

图11 多喷管动力系统尾焰2～5μm辐射特性分布

从图11a、11b可以看出，在平面′AD和′AB上尾焰辐射照度分布呈“钟形”结构，与尾焰流场的温度分布极为一致，且在喷管出口处的辐射特性最强，随着流动的进行，尾焰流场边界范围越来越大，尾焰辐射特性逐渐降低。这是因为喷管出口处的温度更高，燃气组分的质量分数更大，导致该区域的辐射特性增强。随着尾焰流场边界范围的增大，尾焰温度及燃气组分的质量分数逐渐降低，导致尾焰辐射特性逐渐减弱。由图11c可以看出，平面′′AC上的尾焰辐射照度分布主要呈现为4个强辐射亮点，位于助推器的尾焰流场中，说明助推器尾焰的辐射特性强于芯级尾焰，其中尾焰核心区域的辐射特性最强。因此，从红外跟踪识别的角度来讲，喷管出口区域高温尾焰以及助推器尾焰的辐射特性最强，容易被发现和识别。

3 结 论

a）复燃反应主要发生在尾焰边界与空气掺混的区域，会使该区域燃气温度升高，但对尾焰内部的影响相对较小。随着飞行高度的增加，复燃反应对尾焰流场的影响程度相对减弱。

b）复燃反应使多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性增强，在2.7 μm和4.3 μm波段相对增幅分别达到46%和31%以上。随着飞行高度的增加，复燃反应对尾焰辐射特性的影响程度略有减弱。

c）对于不同的飞行高度，尾焰辐射特性主要受复燃反应强度及尾焰边界范围两方面因素影响。在低空，随着高度升高，尾焰的边界范围变化较小，复燃反应强度逐渐减弱，这时尾焰辐射特性主要受复燃反应强度影响，并随之减小。在高空，随着高度升高，尾焰的边界范围不断扩大，尾焰辐射特性主要受尾焰边界范围影响，并随之增大。

d）0～90°范围内，随着观测角的增大，尾焰辐射特性逐渐增强，在观测角90～180°范围内，辐射特性出现先减小后增大的变化趋势，在120°出现极小值。

e）尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构，分析认为高空助推器尾焰的辐射特性明显强于芯级，其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强，容易被发现和识别。

[1] 苗瑞生. 发射气体动力学[M]. 北京: 国防工业出版社, 2006.

[2] William J R, Charles W M. Effect of hydrocarbon propellant composition on infrared characteristics of afterburning exhaust plumes[R]. AΙAA 76-0613, 1976.

[3] Harwell K E, Jackson H T, Poslajko F. Comparison of theoretical and experimental spatial distribution of infrared radiation in a rocket exhaust[R]. AΙAA 1977-736, 1977.

[4] Wang K C. Prediction of rocket plume radiation heating using backward monte-carlo method[R]. AΙAA 93-0137, 1993.

[5] Liu J, Shang H M, Chen Y S, et al. Ιnvestigation of rocket plume radiation by discrete ordinates method[C]. AΙAA 96-0348, 1996.

[6] 朱定强, 张小英, 向红军, 等. 固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究[J]. 宇航学报, 2008(1): 255-259.

[7] 张小英, 朱定强, 蔡国彪. 固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究[J]. 宇航学报, 2007(3): 702-706.

[8] 王雁鸣, 谈和平, 董士奎, 等. 低空多喷管发动机喷焰红外特性研究[J].固体火箭技术, 2009, 32(6): 634-637.

[9] 聂万胜, 杨军辉, 何浩波, 等. 液体火箭发动机尾喷焰红外辐射特性[J].国防科技大学学报, 2005, 27(5): 91-94.

[10] 丰松江, 聂万胜, 解庆纷, 等. 燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及其辐射的影响[J]. 火箭推进, 2006, 32(2): 6-10.

[11] 乔野, 聂万胜, 丰松江, 等. 多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性研究[J]. 推进技术, 2017, 38(2): 356-363.

[12] 乔野, 聂万胜, 丰松江, 等. 复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究[J]. 导弹与航天运载技术, 2016(2): 22-25.

[13] 蔡红华, 聂万胜, 丰松江. 复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响[J]. 推进技术, 2016, 37(10): 1922-1927.

[14] 陶文铨. 数值传热学[M]. 西安: 西安交通大学出版社, 1988.

[15] 杨军辉. 液体火箭燃烧过程及其尾部喷焰辐射特性研究[D]. 北京: 装备指挥技术学院, 2004.

[16] Ludwig C B. Handbook of infrared radiation from combustion gases[R]. NASA SP-3080, 1973.

[17] 徐南荣, 卞南华. 红外辐射与制导[M]. 北京: 国防工业出版社, 1997.

Research on Plume Infrared Radiation of Multi-nozzle Rocket Propulsion System

Qiao Ye, Nie Wan-sheng, Wu Gao-yang, Feng Song-jiang
(Department of Space Equipment, Equipment Academy of PLA, Beijing, 101416)

To take research on the plume infrared radiation of multi-nozzle propulsion system which consisted with LH2/LOX Engines and LOX/Kerosene Engines, the CFD technology is used for the flow-field simulation. The plume infrared radiation is computed with the gas radiation transmission equation and permeation model. The simulation results indicate that the afterburning, which mainly takes place at the boundary of the plume, can enhance the infrared radiation. Ιncreasing with the flight height and the viewing angle, the plume infrared radiation increases. The plume radiation visualization computation can effectively get the structure of the plume.

Liquid rocket engine; Multi-nozzle; Plume; Ιnfrared radiation

液体火箭发动机；多喷管；尾焰；红外辐射

V434

A

1004-7182(2017)04-0053-06 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170413

2015-10-08；

2016-10-13

国家自然科学基金（51206185，91441123）

乔 野（1991-），男，助理工程师，主要研究方向为液体火箭发动机