全固体捆绑式运载火箭助推级发动机燃气流对芯级喷管影响分析 （西安航天动力技术研究所晁侃/丁淼/强磊/胡博智/史子豪）

一、项目背景

航天发展，动力先行。2019年我院2.6m直径固体发动机试车成功，支撑了多型火箭研制。从固体运载火箭到捆绑型运载火箭，发动机工作过程中的力热环境也在不断变化。某大型运载火箭，采用三级半构型，在芯级模块的基础上捆绑4枚助推器。区别于其它捆绑型运载火箭的工作模式，助推器工作97s，工作结束前5s芯级才点火工作。这就会带来问题，即随着飞行高度增加，四个助推器尾焰膨胀越充分，之间会产生强烈的羽流交叉和干扰，会对尚未工作的芯级喷管施加复杂的热载荷。由于火箭系统的复杂性，开展地面试验较为困难，采用数值仿真方法是分析该问题的主要手段。

针对上述问题，根据该型火箭建立了助推/芯级发动机三维羽流仿真模型，考虑了总体防热裙布局影响。采用N-S方程、K-e湍流模型进行求解。我国最大的全固体捆绑运载火箭YL-1，采用三级半构型，在直径2.6m固体芯级模块基础上捆绑4枚直径2.6m固体助推器，助推级工作时间97s，工作结束前5s芯级点火工作，与其它捆绑型运载火箭工作方式明显不同。

存在的问题:飞行高度增加，四个助推级尾焰膨胀越充分，会产生强烈的羽流交叉和干扰，对尚未工作的芯级发动机施加复杂的热载荷。基于火箭系统的复杂性，地面试验难以真实模拟，物理过程数值仿真是分析该问题的主要手段。

二、物理模型与计算方法

下表是该箭飞行过程的几个主要工作切面，飞行高度覆盖了100m至35km，以及仅助推器工作及助推级、芯级同时工作两种情况。同时对网格无关性进行了验证，结果表明710万网格与620万网格计算偏差小于1%，为减少计算时间，采用620万网格进行计算。

针对该问题，建立火箭助推/芯级发动机全三维羽流仿真模型，芯级喷管出口直径中2380mm，初始扩张比32;助推级喷管出口直径中1640mm，初始扩张比17，建模考虑总体防热裙布局影响。采用三维N-S方程、RealizeableK-e湍流模型、二阶迎风格式和SIMPLE算法求解。

网格划分与无关性验证对全流场域采用结构网格进行划分，绘制了三套疏密程度不同的网格，网格量分别为485万、620万及710万。结果表明620万网格与710万网格量计算偏差小于1%，为减少计算时间，故采用620万网格进行计算。

三、计算结果分析

针对计算结果进行分析。首先从马赫数分布来看，随着飞行高度增加，环境压强逐渐降低，助推器尾流场的扩散程度逐渐增强，飞行高度超过10km时，助推器尾流间产生了明显的交叉干扰，助推尾流存在明显的不对称分布。由不同飞行高度下芯级喷管内的速度分布可以观察到，芯级喷管内部速度逐渐增大，35km时壁面超过了400m/s，轴线速度超过了600m/s。

由温度云图可以观察到，随着飞行高度升高，助推器高温燃气流被卷入芯级喷管内部。由芯级喷管壁面及轴线温度分布可以观察到，芯级喷管内温度随着高度快速提高，轴线温度已经超过了2000K。

对比不同高度下燃气流动过程，助推器羽流场间会干扰挤压，助推器高温燃气会反卷至芯一级喷管内，导致喷管内部热环境恶劣。

进一步分析芯级喷管出口的速度分布，可以观察到回流区核心速度超过了1000m/s，回流区强度随高度逐渐增强。

分析喷管出口处温度分布，回流区核心温度超过了1800K,更多的高温燃气进入芯一级喷管内。

对火箭底部的几个主要部位的热流进行监测，可以观察到芯级喷管内壁面的热流随着高度增加出现了明显的升高，进一步说明了其内部流动复杂，热流环境恶劣！

芯一级喷管的极限摆角为5.5°，计算分析了芯级、助推级同时工作时，不摆动和极限摆角情况下芯级燃气流对助推级喷管的影响，结果表明在极限摆角情况下芯级燃气流会直接冲刷助推器防热裙，需要总体采取针对性的热防护措施。

四、技术改进方案

根据上述计算得到的热流条件，对扩张段的瞬态热结构开展有限元分析。各部分材料受热均超过了性能极限，严重影响发动机工作可靠性，必须针对芯级喷管扩张段进行热防护设计。结合仿真计算结果，我们设计了喷管大端堵盖方案，堵盖外表面粘贴绝热层。开展了喷管大端堵盖的仿真计算，对比未安装情况，仅极少量燃气流经排气孔进入喷管。进一步观察局部区域结果，芯级喷管内壁面热流密度大幅降低，壁面温度相比无堵盖大幅降低，说明该方案可以对芯级喷管进行有效热防护。