高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

陈劲松，张国栋，王 帅，葛立新，宋征宇

（1.北京航天发射技术研究所，北京 100076；2.海南国际商业航天发射有限公司，文昌 571339；3.中国运载火箭技术研究院，北京 100076）

0 引言

国内外起飞吨位超过300 t的中型、大型运载火箭发射一般采用开挖导流槽方案实现大排量、高温高速燃气流安全排导［1］。但是开挖导流槽方案存在一定弊端，主要表现为：导流槽开挖深度较深，沿燃气流排导方向跨度较大，建设周期长，建设成本高。中国新一代中型、大型捆绑式运载火箭发射场导流槽开挖深度超过30 m，沿燃气流排导方向跨度超过160 m，前期建设时间均超过1 年，单个建设投资过亿元。实际上，随着中国中型、大型捆绑式运载火箭高密度发射成为常态，传统的开挖导流槽形式维修工艺复杂、维修周期较长，难以满足运载火箭快速恢复发射的问题也充分显现。当前，商业航天发射场建设还面临着极致成本控制与短平快建设等商业竞争发射内在需求，需要研究替代传统运载火箭导流槽排导燃气流技术。

美国SpaceX 公司在推进商业航天发射过程中探索了替代导流槽排导燃气流技术，在博卡奇卡星港发射场推出了25 m 高发射台、地面无特殊导流方式的简易排导技术，其排导设施如图1所示。

图1 星港发射场照片Fig.1 Photo of Starharbor launch site

但是，在2023 年4 月星舰组合体首飞试验中，该地面设施未能经受住30 台猛禽-II 液氧甲烷发动机排放的高温高速燃气流强冲击和烧蚀考核，地面预置场坪出现严重烧塌现象，发射台也出现严重受损现象［2］。分析SpaceX 公司地面预置场坪出现严重烧塌内在原因为：猛禽-II液氧甲烷发动机燃压高达30 MPa，喷管膨胀比达34.5，喷管直径1.3 m，发动机点火高度20 m左右，猛禽-II液氧甲烷发动机燃气流冲击星港发射场水泥场坪压力超过1.5 MPa，30台猛禽2发动机同时工作导致发射场坪承受的燃气流冲击力、面积比压超过场坪的极限条件，造成场坪很快崩塌，伴随燃气流四处飞溅，进而烧损发射台支撑结构。

中国海南文昌国际商业航天发射场正在建设中，其一号工位要求完全具备满足CZ-8等新一代中型运载火箭发射燃气流安全排导要求；同时为了节省建设费用和周期，采用地面导流装置替代传统导流槽。CZ-8 芯一级和助推器采用液氧煤油发动机，发动机燃压达18 MPa，地面排导技术同样面临燃气流强冲击、强烧蚀作用。为此，提出地面导流装置将燃气流定向排导至预设区域，有效降低燃气流烧蚀影响发射台、反溅箭体风险，同时利用喷水冷却方案防护导流装置、发射台、水泥场坪，避免高速燃气流冲垮相关发射设备、发射设施［3-7］。

海南商业航天发射场建设工位将发射台高度限制为9 m 以下，导致导流装置承受的燃气流冲击、烧蚀强度甚至超过了SpaceX 星港发射场地面所承受的量级。同时液氧煤油发动机冲击高度限制在不足5 m，也进一步增加燃气流排导不畅、反溅烧蚀影响箭体的风险。本文总结高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术研究总体思路、方案设计、喷水防护、流场仿真以及试验综合验证工作。

1 地面低高度排导技术方案设计

1.1 总体思路

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术方案设计总体思路如框图2所示。

图2 地面低高度排导技术方案设计总体思路Fig.2 Generalidea of scheme design of low altitude surface drainage technology

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术研究按照设计、仿真、防护、试验检验等4 个主要步骤开展，遵循了设计与评估叠代推进的总体思想。首先依据CZ-8 运载火箭结构、发动机参数、简易三垂发射方式展开排导方式论证及方案初步设计，进而开展系统性的运载火箭发射燃气流排导仿真，分析燃气流排导特性以及燃气流对火箭发射安全性影响，同时确定发射台、地面导流装置、勤务塔、发射场等烧蚀环境，在此基础上基于理论评估改进、优化燃气流导流装置气动型面，完成发射系统综合防护设计。随后针对发射燃气流对箭体反溅以及燃气流发射系统烧蚀风险针对性开展试验检验，综合评估地面排导技术可行性、极限条件烧蚀风险控制效果，在确定地面排导技术可行性且合理情况下，牵引完成实际发射装置或发射设施建设。

1.2 方案设计

CZ-8 运载火箭待发射状态两助推箭体发动机及其对应发射台导流孔位于I-III 象限，发动机喷口中心与简易勤务塔内侧面夹角45°。为避免燃气流烧蚀发射台支撑及其外围勤务塔结构，同时为有效控制发射台附近发射场坪燃气流排导范围，双向排导方式是易于实现且合理的排导方式。

在确定双向排导方式后，采用文献［3］提炼的导流装置导流型面设计方法，依据运载火箭芯级发动机喷管直径De1以及助推发动机喷直径De2，依次设计了芯级发动机燃气流冲击高度H1、助推发动机燃气流冲击高度H2、导流型面锥顶弧半径Re1b、导流型面腹部弧半径Re2b，依据助推发动机喷管姿态角α0、中心跨度L0以及燃气流膨胀台锥角α1，确定了导流装置导流型面纵向跨度L1、横向跨度L2，再依据运载火箭芯级发动机喷管马赫数Mae1以及助推发动机喷管马赫数Mae2，设计了导流型面锥顶导流气动角θ1、导流型面腹部导流气动角θ2，从而完成导流型面气动设计：

随后，为进一步有效抑制燃气流在发射场坪排导范围，在发射台下方设置了两侧高位封闭挡流墙，从而完成地面低高度排导设施初步方案设计。地面低高度排导技术方案三维模装如图3、图4所示。

图3 地面低高度排导技术总体方案三维模装图Fig.3 Three dimensional modeling diagram of the overall scheme of low altitude surface drainage technology

图4 地面低高度排导技术方案局部放大示意图Fig.4 Partial enlargement diagram of low altitude surface drainage technology scheme

1.3 热防护设计

海南商业航天发射场发射系统、发射设施能够支持中型运载火箭发射，自身规模虽然极致压缩，但也较当前国内发展的所有商业运载火箭发射系统、发射设施规模要大，海南商业航天发射场这种较大规模的发射系统、发射设施烧蚀热防护需要解决成本控制问题。海南商业航天发射场后续也将面临高密度发射，较大规模的发射系统、发射设施需要将热防护维修周期由传统的两周以上时间压缩至两天以内，真正具备快速恢复发射能力。传统能够支撑短时10 MW/m2以下的烧蚀热防护涂层方案以及能够支撑短时20 MW/m2以上高热流密度烧蚀环境的复合材料类板套防护方案特别是碳酚醛防护板方案配套及维护成本居高不下，同时施工工艺复杂、维修周期较长问题也十分突出。

由北京航天发射技术研究所在国内率先研发的大型火箭发射喷水冷却防护技术则较好地解决了上述问题，同时也经新一代中型、大型运载火箭发射台十年应用实践，海南商业航天发射场高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术防护设计将该专利喷水冷却防护技术［6］直接移植于新型发射台综合防护。针对导流装置燃气流强烧蚀环境，热防护设计时则应用了该研究所另一项专门适合导流装置用的专利喷水冷却防护技术［7］，这两顶技术原理均是立足的设备结构表面形成液膜防护层，利用水膜隔绝高温燃气直接烧蚀结构表面。高燃压中型运载火箭地面低高度排导热防护技术实际资料如图5所示。

图5 发射系统喷水冷却防护技术资料照片Fig.5 The photo of water spray cooling protection technology of the launch system

2 地面低高度排导燃气流场计算与仿真

高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术开发过程中，开展了多轮地面低高度排导燃气流场叠代仿真。燃气流场实际仿真基于流体统一输运方程，采用瞬态有限体积法离散，规整成压力-速度直接耦合形式，即COUPLE算法［3］：

式中：ρ为燃气流密度；ϕ为燃气流场相关参数变量；u为燃气流速度；Γ为与燃气流参数变量相关的扩散系数；sϕ为燃气流场参数变量生成源项；A为与速度向量关联的系数矩阵；B为与压力向量关联的系数矩阵；uij为燃气流速度向量；pij为燃气流压力向量；cij为生成源项或常量向量。

燃气流场湍流模型依托SST湍流模型［3］：

式中：k为燃气流湍流脉动动能；ω为湍流比例耗散率；μ为燃气流粘性系数；μt为湍流粘性系数；σk为与相关的湍流普朗特数；σω为与相关的湍流普朗特数；Ek为湍流动能生成项；Ed为湍流动能耗散项；Wω湍流比例耗散率生成项；Wd湍流扩散率生成项；WD为湍流剪切应力生成项。

燃气流场仿真首先给出高燃压中型运载火箭发射燃气流地面低高度排导过程基本分布特性以及燃气流排导过程对箭体的影响情况，以燃气流静温云图形式绘制地面低高度排导燃气流场动态分布如图6所示。

图6 燃气流静温立体分布云图Fig.6 Jet flow static temperature stereoscope distribution contour of the launch vehicle

图6 所示静温立体云图并结合燃气流场具体仿真结果表明：高燃压中型运载火箭点火瞬间，燃气流受点火冲击波带动效应影响，存在持续不到20 ms 时间扰动箭底防热裙、大尾翼结构情况；发动机建压逐渐接近完成以及完成后一段时间，高速燃气流推进能力场也抽吸能力均得以加强，燃气流能够持续向场坪顺畅排倒，燃气流经场坪排倒时也控制在发射台两侧有限空间内，没有占据勤务塔所在空间，燃气流不会冲击影响勤务塔，也没有经场坪或导流装置反溅影响箭体、发射台，并且箭体底部原先点火效应产生的瞬时反卷燃气流也消失不见；后续随着高燃压中型运载火箭起飞并逐渐远离发射台，虽然部分燃气流开始越过发射台井字梁、端框，燃气流也仅沿发射台附近漫延，燃气流并没有能力反溅影响箭体。因此，高燃压中型运载火箭发射绝大部分时间段燃气可以沿地面导流装置顺畅排导，即使是低高度排导设计方案条件下也没有燃气流经导流装置或发射场坪扰动反溅箭体。

进一步仿真研究表明，图6 所示点火瞬间少量燃气流反卷箭底这一现象是运载火箭点火过程中的普遍现象。以CZ-2C运载火箭发射燃气流排导为例，点火瞬间燃气流影响箭底情况如图7所示。

图7 CZ-2C点火燃气流静温立体分布云图Fig.7 Jet flow static temperature stereoscope distribution contour of CZ-2C

图7 所示箭体支承在发射台上，发射台安置于导流槽上。与图6 所示发射台导流孔相比，图7 所示发射台导流孔截面较大，发射台台体框架结构为敞口、开放结构，燃气流总体不受地面导流装置扰动影响，排导相对也比较通畅，点火瞬间仍有少量的燃气流反卷影响箭体，充分说明这种燃气流反卷现象与是否采用地面低高度排导技术以及导流装置或发射台实际结构方案关系不大。

燃气流场仿真经多轮叠代，支撑了上述燃气流排导效果理论评估，揭示了燃气流排导基本分布特性以及燃气流排导过程对箭体的影响情况。以燃气流场叠代仿真为牵引改进、优化地面低高度排导技术方案，特别是导流装置气动型面结构方案，在确保燃气流沿地面场坪顺畅、安全排导同时也牵引其它发射装备或发射设施改进。例如，图6 反映了燃气流可以轻松越过地面排导技术设置的挡火墙，设定高度挡火墙发挥作用有限，基于该结果仿真结果，后续取消了发射场坪两侧挡火墙建设。

通过上述燃气流场多轮叠代仿真，高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术方案可以满足起飞吨位350～600 吨级中型运载在同一工位发射时燃气流能够顺畅、安全排导，并且燃气流冲击导流装置高度控制在极小范围，发射台、导流装置规模也得以极致压缩，特别是将内设导流装置的发射台高度控制在不超过海南文昌在用发射台高度范围内，发射台纵横向水平跨度还较文昌在用发射台纵横向水平跨度分别缩小45%和40%。

高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术条件下，导流装置及其两侧挡流墙结构表面燃气流静压（Pa）如图8所示。

图8 导流装置表面燃气流静压分布图云图Fig.8 Jet flow static pressure distribution contour of the surface of the diversion device

图8显示燃气流静中冲击烧蚀区域分别集中于导流装置顶部区域、腹部区域以及导流装置腹部与挡流墙夹角区域，其中尤以导流装置顶部区域、腹部区域烧蚀最为恶劣，这两个区域正是高燃压芯一级发动机与高燃压助推发动机燃气流正冲区域。图8显示导流装置顶部区域燃气流直接冲击位置压力峰值达到2.6 MPa，导流装置腹部区域燃气流直接冲击位置压力峰值达到1.1 MPa。与当前最大规模长征五号运载发射台承受的燃气流冲击压力、热流密度峰值相比，高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术条件下导流装置承受的燃气流冲击压力、烧蚀热密度均已提升一倍以上［8］，由此导流装置面临的强烧蚀破坏作用风险成为高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术研究必须控制的关键环节。如上所述，高燃压中型运载火箭发动机排放的高温高速燃气流在烧蚀影响导流装置同时还将烧蚀导流装置两侧的挡流墙以及导流装置外围的发射场坪，随着箭体起飞高度逐渐增加，整个发射台也会笼罩在高温高速燃气流的强烧蚀影响范围内，因此，高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术带来了发射系统、发射设施恶劣烧蚀环境综合热防护难题。

燃气流场瞬态仿真还首次给出发射设备或发射设施结构表面燃气流参数随冲击距离全历程变化特性，以导流装置顶部燃气流正冲区域监测点为例，监测点燃气流静压、热流密度变化曲线如图9、图10所示。

图9 监测点燃气流静压随冲击距离变化曲线Fig.9 Monitoring jet flow static pressure curve with take off height

图10 监测点燃气流热流密度随起飞高度变化曲线Fig.10 Monitoring jet flow heat flux curve with take off height

图9、图10 显示导流装置顶部燃气流正冲区域监测点压力以及烧蚀热流密度随起飞高度变化存在类似振动波的波动历程；当导流装置顶部附近燃气流场存在激波系结构时，压力以及烧蚀热流密度波动呈现明显的不对称特性，这种不对称特性与自由喷流流动对称轴线上压力波动特性相似，激波面附近压力变化十分陡峭。图9、图10同时具体显示随着运载火箭起飞高度的增加，在燃气流冲击距离达到5.7 m、9.2 m、12.8 m、17.0 m、20.1 m、23.8 m、26.8 m、29.8 m 时，燃气流冲击压力、热流密度分别同步达到波动极值，超过30 m以后，燃气流波动相对不再明显。图9、图10还显示高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术条件下，燃气流冲击压力峰值超过3.5 MPa、燃气流热流密度峰值超过40.0 MW/m2，其中燃气流冲击压力峰值对应燃气流冲击距离为5.1 m，表明运载火箭点火至起飞瞬间燃气流冲击压力并未达到峰值状态。

3 地面试验验证

3.1 地面实验系统设计

当前，高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术喷水防护效果难以利用仿真手段进行系统评估，也无法利用1∶1比例发射模拟实验或搭载现有实验条件进行实验检验，为此研究采用了喷流缩比试验检验方法［9］。喷流缩比试验依据的基本相似参数及其控制方法［3］如表1所示。

表1 喷流缩比试验基本相似参数及其控制方法Table 1 The basic similar parameters and their control methods for jet shrinkage test

依据表1所示喷流缩比试验基本相似参数及其控制方法开展具体实验能够使得喷流缩比试验喷水多相燃气流场相关流动参数与实际发射实验喷水多相燃气流场相关流动参数保持一致。

实际实验研究按照1∶10缩比比例，研制了高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术专题试验研究用立式喷流缩比试验系统，如图11所示。

图11 1∶10比例立式喷流缩比试验系统照片Fig.11 The photo of the 1∶10 scale vertical jet shrinkage test system

3.2 实验结果与讨论

实验依据上述1∶10 比例立式喷流缩比试验系统首先检验了燃气流排导实际效果，如图12～14所示：

图12 发动机建压阶段试验照片Fig.12 Thetest photo of the engine pressure building stage

图12 显示发动机点火建压阶段燃气流没有跃过喷管上方，而是完全经发射台导流孔下泻，并且下泻过程与喷水混合后一起经导流装置排导至发射场坪。图13、图14进一步显示箭体起飞后燃气流虽然覆盖发射台，燃气流仍然没有跃过箭体底部喷管，整个试验过程燃气流没有反溅影响箭体，燃气流地面低高度排导通畅。

图13 箭体起飞初期试验照片Fig.13 The photo of the test rocket initial take-off

图14 箭体起飞一定高度红外照片Fig.14 Infrared photo of the rocket body taking off at a certain height

图13 还特别显示燃气流推进至发射台周围后与喷水持续掺混，不再是通常发射试验所见的黄白色高温燃气流状态，而是形成特殊的乳白色混合多相燃气流状态，喷水降低燃气流温度表征明显。

为定量揭示喷水冷却降温效果，喷流缩比试验采取喷水与不喷水两种试验状态开展对照实验，在发射台、导流装置、发射场坪布置了系列温度监测点，在试验过程测试并获取了燃气流温度数据。以试验关注的导流装置为例，依据导流装置导流面监测点温度测试数据绘制出燃气流温度测试对比曲线如图15所示，为方便对比将燃气流仿真曲线一并对照绘制。

图15 导流装置导流面监测点温度测试对比曲线Fig.15 Comparison curve of temperature test at guide surface monitoring point of diversion device

图15显示：未喷水状态导流装置表面燃气流温度仿真曲线变化趋势与实验曲线变化趋势总体一致，燃气流温度仿真峰值为2 187 K，测试温度峰值为2 123 K，仿真峰值与测试峰值接近。仿真曲线略偏离实验曲线的原因为：仿真依据的试车发动机工作条件与实验发动机工作条件特别是压力曲线略差异造成。

图15 同时显示：测试峰值达2 123 K，喷水状态导流装置表面燃气流温度测试峰值仅383 K，燃气流降温幅度达1 740 K，喷水冷却作用十分显著。

高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术采用喷水冷却防护方案后，发射系统、发射设施实际防护效果如图16、图17所示：

图16 发射系统、发射设施喷水防护效果照片Fig.16 The photo of sprinkler protection effect of the launch system and launch facilitiest

图17 导流装置喷水防护效果局部放大显示照片Fig.17 The photo of partial enlarged display of sprinkler protection effect of the diversion device

图16 充分显示了喷水冷却防护条件下发射系统、发射设施烧蚀效果，试验模拟发射台、勤务塔、发射场坪结构没有出现烧蚀坑或结构变化形现象，勤务塔、发射场坪甚至没有留下燃气流烧蚀痕迹，发射台也仅台面导流孔附近出现烧蚀痕迹。图17放大显示了导流装置细节烧蚀信息，导流装置顶部、腹部受燃气流正冲区域的确是烧蚀恶劣区域。图22 显示的是4 次试验后的导流装置烧蚀效果，除导流装置顶部燃气流正冲区域出现烧蚀坑，以及导流装置、挡流墙其它部位留下烧蚀叠加痕迹外，结构本体基本完好，没有变形，也没有明显烧蚀坑，充分说明喷水冷却防护行之有效。

4 结论

研发了一类双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术，仿真与1∶10立式喷流缩比实验结合检验了该技术应用于高燃压中型运载火箭发射实验可行性、安全性。高燃压中型运载火箭地面低高度排导技术于喷水冷却防护技术结合，解决了高燃压中型运载火箭发射燃气流强冲击、强烧蚀环境发射台、导流装置、发射场坪等发射设备或发射设施多次重复使用与免维护问题。

受喷水多相燃气流场大规模仿真以及1∶10 喷流缩比实研制周期较长因素限制，地面低高度排导技术一些细节问题（例如点火效应反卷影响时效以及喷水防护机理问题）尚有待进一步研究。