高燃壓中型運載火箭發射地面低高度排導技術

陳勁松，張國棟，王 帥，葛立新，宋征宇

（1.北京航天發射技術研究所，北京 100076；2.海南國際商業航天發射有限公司，文昌 571339；3.中國運載火箭技術研究院，北京 100076）

0 引言

國內外起飛噸位超過300 t的中型、大型運載火箭發射一般采用開挖導流槽方案實現大排量、高溫高速燃氣流安全排導［1］。但是開挖導流槽方案存在一定弊端，主要表現為：導流槽開挖深度較深，沿燃氣流排導方向跨度較大，建設周期長，建設成本高。中國新一代中型、大型捆綁式運載火箭發射場導流槽開挖深度超過30 m，沿燃氣流排導方向跨度超過160 m，前期建設時間均超過1 年，單個建設投資過億元。實際上，隨著中國中型、大型捆綁式運載火箭高密度發射成為常態，傳統的開挖導流槽形式維修工藝復雜、維修周期較長，難以滿足運載火箭快速恢復發射的問題也充分顯現。當前，商業航天發射場建設還面臨著極致成本控制與短平快建設等商業競爭發射內在需求，需要研究替代傳統運載火箭導流槽排導燃氣流技術。

美國SpaceX 公司在推進商業航天發射過程中探索了替代導流槽排導燃氣流技術，在博卡奇卡星港發射場推出了25 m 高發射臺、地面無特殊導流方式的簡易排導技術，其排導設施如圖1所示。

圖1 星港發射場照片Fig.1 Photo of Starharbor launch site

但是，在2023 年4 月星艦組合體首飛試驗中，該地面設施未能經受住30 臺猛禽-II 液氧甲烷發動機排放的高溫高速燃氣流強沖擊和燒蝕考核，地面預置場坪出現嚴重燒塌現象，發射臺也出現嚴重受損現象［2］。分析SpaceX 公司地面預置場坪出現嚴重燒塌內在原因為：猛禽-II液氧甲烷發動機燃壓高達30 MPa，噴管膨脹比達34.5，噴管直徑1.3 m，發動機點火高度20 m左右，猛禽-II液氧甲烷發動機燃氣流沖擊星港發射場水泥場坪壓力超過1.5 MPa，30臺猛禽2發動機同時工作導致發射場坪承受的燃氣流沖擊力、面積比壓超過場坪的極限條件，造成場坪很快崩塌，伴隨燃氣流四處飛濺，進而燒損發射臺支撐結構。

中國海南文昌國際商業航天發射場正在建設中，其一號工位要求完全具備滿足CZ-8等新一代中型運載火箭發射燃氣流安全排導要求；同時為了節省建設費用和周期，采用地面導流裝置替代傳統導流槽。CZ-8 芯一級和助推器采用液氧煤油發動機，發動機燃壓達18 MPa，地面排導技術同樣面臨燃氣流強沖擊、強燒蝕作用。為此，提出地面導流裝置將燃氣流定向排導至預設區域，有效降低燃氣流燒蝕影響發射臺、反濺箭體風險，同時利用噴水冷卻方案防護導流裝置、發射臺、水泥場坪，避免高速燃氣流沖垮相關發射設備、發射設施［3-7］。

海南商業航天發射場建設工位將發射臺高度限制為9 m 以下，導致導流裝置承受的燃氣流沖擊、燒蝕強度甚至超過了SpaceX 星港發射場地面所承受的量級。同時液氧煤油發動機沖擊高度限制在不足5 m，也進一步增加燃氣流排導不暢、反濺燒蝕影響箭體的風險。本文總結高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術研究總體思路、方案設計、噴水防護、流場仿真以及試驗綜合驗證工作。

1 地面低高度排導技術方案設計

1.1 總體思路

高燃壓中型運載火箭發射地面低高度排導技術方案設計總體思路如框圖2所示。

圖2 地面低高度排導技術方案設計總體思路Fig.2 Generalidea of scheme design of low altitude surface drainage technology

高燃壓中型運載火箭發射地面低高度排導技術研究按照設計、仿真、防護、試驗檢驗等4 個主要步驟開展，遵循了設計與評估疊代推進的總體思想。首先依據CZ-8 運載火箭結構、發動機參數、簡易三垂發射方式展開排導方式論證及方案初步設計，進而開展系統性的運載火箭發射燃氣流排導仿真，分析燃氣流排導特性以及燃氣流對火箭發射安全性影響，同時確定發射臺、地面導流裝置、勤務塔、發射場等燒蝕環境，在此基礎上基于理論評估改進、優化燃氣流導流裝置氣動型面，完成發射系統綜合防護設計。隨后針對發射燃氣流對箭體反濺以及燃氣流發射系統燒蝕風險針對性開展試驗檢驗，綜合評估地面排導技術可行性、極限條件燒蝕風險控制效果，在確定地面排導技術可行性且合理情況下，牽引完成實際發射裝置或發射設施建設。

1.2 方案設計

CZ-8 運載火箭待發射狀態兩助推箭體發動機及其對應發射臺導流孔位于I-III 象限，發動機噴口中心與簡易勤務塔內側面夾角45°。為避免燃氣流燒蝕發射臺支撐及其外圍勤務塔結構，同時為有效控制發射臺附近發射場坪燃氣流排導范圍，雙向排導方式是易于實現且合理的排導方式。

在確定雙向排導方式后，采用文獻［3］提煉的導流裝置導流型面設計方法，依據運載火箭芯級發動機噴管直徑De1以及助推發動機噴直徑De2，依次設計了芯級發動機燃氣流沖擊高度H1、助推發動機燃氣流沖擊高度H2、導流型面錐頂弧半徑Re1b、導流型面腹部弧半徑Re2b，依據助推發動機噴管姿態角α0、中心跨度L0以及燃氣流膨脹臺錐角α1，確定了導流裝置導流型面縱向跨度L1、橫向跨度L2，再依據運載火箭芯級發動機噴管馬赫數Mae1以及助推發動機噴管馬赫數Mae2，設計了導流型面錐頂導流氣動角θ1、導流型面腹部導流氣動角θ2，從而完成導流型面氣動設計：

隨后，為進一步有效抑制燃氣流在發射場坪排導范圍，在發射臺下方設置了兩側高位封閉擋流墻，從而完成地面低高度排導設施初步方案設計。地面低高度排導技術方案三維模裝如圖3、圖4所示。

圖3 地面低高度排導技術總體方案三維模裝圖Fig.3 Three dimensional modeling diagram of the overall scheme of low altitude surface drainage technology

圖4 地面低高度排導技術方案局部放大示意圖Fig.4 Partial enlargement diagram of low altitude surface drainage technology scheme

1.3 熱防護設計

海南商業航天發射場發射系統、發射設施能夠支持中型運載火箭發射，自身規模雖然極致壓縮，但也較當前國內發展的所有商業運載火箭發射系統、發射設施規模要大，海南商業航天發射場這種較大規模的發射系統、發射設施燒蝕熱防護需要解決成本控制問題。海南商業航天發射場后續也將面臨高密度發射，較大規模的發射系統、發射設施需要將熱防護維修周期由傳統的兩周以上時間壓縮至兩天以內，真正具備快速恢復發射能力。傳統能夠支撐短時10 MW/m2以下的燒蝕熱防護涂層方案以及能夠支撐短時20 MW/m2以上高熱流密度燒蝕環境的復合材料類板套防護方案特別是碳酚醛防護板方案配套及維護成本居高不下，同時施工工藝復雜、維修周期較長問題也十分突出。

由北京航天發射技術研究所在國內率先研發的大型火箭發射噴水冷卻防護技術則較好地解決了上述問題，同時也經新一代中型、大型運載火箭發射臺十年應用實踐，海南商業航天發射場高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術防護設計將該專利噴水冷卻防護技術［6］直接移植于新型發射臺綜合防護。針對導流裝置燃氣流強燒蝕環境，熱防護設計時則應用了該研究所另一項專門適合導流裝置用的專利噴水冷卻防護技術［7］，這兩頂技術原理均是立足的設備結構表面形成液膜防護層，利用水膜隔絕高溫燃氣直接燒蝕結構表面。高燃壓中型運載火箭地面低高度排導熱防護技術實際資料如圖5所示。

圖5 發射系統噴水冷卻防護技術資料照片Fig.5 The photo of water spray cooling protection technology of the launch system

2 地面低高度排導燃氣流場計算與仿真

高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術開發過程中，開展了多輪地面低高度排導燃氣流場疊代仿真。燃氣流場實際仿真基于流體統一輸運方程，采用瞬態有限體積法離散，規整成壓力-速度直接耦合形式，即COUPLE算法［3］：

式中：ρ為燃氣流密度；?為燃氣流場相關參數變量；u為燃氣流速度；Γ為與燃氣流參數變量相關的擴散系數；s?為燃氣流場參數變量生成源項；A為與速度向量關聯的系數矩陣；B為與壓力向量關聯的系數矩陣；uij為燃氣流速度向量；pij為燃氣流壓力向量；cij為生成源項或常量向量。

燃氣流場湍流模型依托SST湍流模型［3］：

式中：k為燃氣流湍流脈動動能；ω為湍流比例耗散率；μ為燃氣流粘性系數；μt為湍流粘性系數；σk為與相關的湍流普朗特數；σω為與相關的湍流普朗特數；Ek為湍流動能生成項；Ed為湍流動能耗散項；Wω湍流比例耗散率生成項；Wd湍流擴散率生成項；WD為湍流剪切應力生成項。

燃氣流場仿真首先給出高燃壓中型運載火箭發射燃氣流地面低高度排導過程基本分布特性以及燃氣流排導過程對箭體的影響情況，以燃氣流靜溫云圖形式繪制地面低高度排導燃氣流場動態分布如圖6所示。

圖6 燃氣流靜溫立體分布云圖Fig.6 Jet flow static temperature stereoscope distribution contour of the launch vehicle

圖6 所示靜溫立體云圖并結合燃氣流場具體仿真結果表明：高燃壓中型運載火箭點火瞬間，燃氣流受點火沖擊波帶動效應影響，存在持續不到20 ms 時間擾動箭底防熱裙、大尾翼結構情況；發動機建壓逐漸接近完成以及完成后一段時間，高速燃氣流推進能力場也抽吸能力均得以加強，燃氣流能夠持續向場坪順暢排倒，燃氣流經場坪排倒時也控制在發射臺兩側有限空間內，沒有占據勤務塔所在空間，燃氣流不會沖擊影響勤務塔，也沒有經場坪或導流裝置反濺影響箭體、發射臺，并且箭體底部原先點火效應產生的瞬時反卷燃氣流也消失不見；后續隨著高燃壓中型運載火箭起飛并逐漸遠離發射臺，雖然部分燃氣流開始越過發射臺井字梁、端框，燃氣流也僅沿發射臺附近漫延，燃氣流并沒有能力反濺影響箭體。因此，高燃壓中型運載火箭發射絕大部分時間段燃氣可以沿地面導流裝置順暢排導，即使是低高度排導設計方案條件下也沒有燃氣流經導流裝置或發射場坪擾動反濺箭體。

進一步仿真研究表明，圖6 所示點火瞬間少量燃氣流反卷箭底這一現象是運載火箭點火過程中的普遍現象。以CZ-2C運載火箭發射燃氣流排導為例，點火瞬間燃氣流影響箭底情況如圖7所示。

圖7 CZ-2C點火燃氣流靜溫立體分布云圖Fig.7 Jet flow static temperature stereoscope distribution contour of CZ-2C

圖7 所示箭體支承在發射臺上，發射臺安置于導流槽上。與圖6 所示發射臺導流孔相比，圖7 所示發射臺導流孔截面較大，發射臺臺體框架結構為敞口、開放結構，燃氣流總體不受地面導流裝置擾動影響，排導相對也比較通暢，點火瞬間仍有少量的燃氣流反卷影響箭體，充分說明這種燃氣流反卷現象與是否采用地面低高度排導技術以及導流裝置或發射臺實際結構方案關系不大。

燃氣流場仿真經多輪疊代，支撐了上述燃氣流排導效果理論評估，揭示了燃氣流排導基本分布特性以及燃氣流排導過程對箭體的影響情況。以燃氣流場疊代仿真為牽引改進、優化地面低高度排導技術方案，特別是導流裝置氣動型面結構方案，在確保燃氣流沿地面場坪順暢、安全排導同時也牽引其它發射裝備或發射設施改進。例如，圖6 反映了燃氣流可以輕松越過地面排導技術設置的擋火墻，設定高度擋火墻發揮作用有限，基于該結果仿真結果，后續取消了發射場坪兩側擋火墻建設。

通過上述燃氣流場多輪疊代仿真，高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術方案可以滿足起飛噸位350～600 噸級中型運載在同一工位發射時燃氣流能夠順暢、安全排導，并且燃氣流沖擊導流裝置高度控制在極小范圍，發射臺、導流裝置規模也得以極致壓縮，特別是將內設導流裝置的發射臺高度控制在不超過海南文昌在用發射臺高度范圍內，發射臺縱橫向水平跨度還較文昌在用發射臺縱橫向水平跨度分別縮小45%和40%。

高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術條件下，導流裝置及其兩側擋流墻結構表面燃氣流靜壓（Pa）如圖8所示。

圖8 導流裝置表面燃氣流靜壓分布圖云圖Fig.8 Jet flow static pressure distribution contour of the surface of the diversion device

圖8顯示燃氣流靜中沖擊燒蝕區域分別集中于導流裝置頂部區域、腹部區域以及導流裝置腹部與擋流墻夾角區域，其中尤以導流裝置頂部區域、腹部區域燒蝕最為惡劣，這兩個區域正是高燃壓芯一級發動機與高燃壓助推發動機燃氣流正沖區域。圖8顯示導流裝置頂部區域燃氣流直接沖擊位置壓力峰值達到2.6 MPa，導流裝置腹部區域燃氣流直接沖擊位置壓力峰值達到1.1 MPa。與當前最大規模長征五號運載發射臺承受的燃氣流沖擊壓力、熱流密度峰值相比，高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術條件下導流裝置承受的燃氣流沖擊壓力、燒蝕熱密度均已提升一倍以上［8］，由此導流裝置面臨的強燒蝕破壞作用風險成為高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術研究必須控制的關鍵環節。如上所述，高燃壓中型運載火箭發動機排放的高溫高速燃氣流在燒蝕影響導流裝置同時還將燒蝕導流裝置兩側的擋流墻以及導流裝置外圍的發射場坪，隨著箭體起飛高度逐漸增加，整個發射臺也會籠罩在高溫高速燃氣流的強燒蝕影響范圍內，因此，高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術帶來了發射系統、發射設施惡劣燒蝕環境綜合熱防護難題。

燃氣流場瞬態仿真還首次給出發射設備或發射設施結構表面燃氣流參數隨沖擊距離全歷程變化特性，以導流裝置頂部燃氣流正沖區域監測點為例，監測點燃氣流靜壓、熱流密度變化曲線如圖9、圖10所示。

圖9 監測點燃氣流靜壓隨沖擊距離變化曲線Fig.9 Monitoring jet flow static pressure curve with take off height

圖10 監測點燃氣流熱流密度隨起飛高度變化曲線Fig.10 Monitoring jet flow heat flux curve with take off height

圖9、圖10 顯示導流裝置頂部燃氣流正沖區域監測點壓力以及燒蝕熱流密度隨起飛高度變化存在類似振動波的波動歷程；當導流裝置頂部附近燃氣流場存在激波系結構時，壓力以及燒蝕熱流密度波動呈現明顯的不對稱特性，這種不對稱特性與自由噴流流動對稱軸線上壓力波動特性相似，激波面附近壓力變化十分陡峭。圖9、圖10同時具體顯示隨著運載火箭起飛高度的增加，在燃氣流沖擊距離達到5.7 m、9.2 m、12.8 m、17.0 m、20.1 m、23.8 m、26.8 m、29.8 m 時，燃氣流沖擊壓力、熱流密度分別同步達到波動極值，超過30 m以后，燃氣流波動相對不再明顯。圖9、圖10還顯示高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術條件下，燃氣流沖擊壓力峰值超過3.5 MPa、燃氣流熱流密度峰值超過40.0 MW/m2，其中燃氣流沖擊壓力峰值對應燃氣流沖擊距離為5.1 m，表明運載火箭點火至起飛瞬間燃氣流沖擊壓力并未達到峰值狀態。

3 地面試驗驗證

3.1 地面實驗系統設計

當前，高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術噴水防護效果難以利用仿真手段進行系統評估，也無法利用1∶1比例發射模擬實驗或搭載現有實驗條件進行實驗檢驗，為此研究采用了噴流縮比試驗檢驗方法［9］。噴流縮比試驗依據的基本相似參數及其控制方法［3］如表1所示。

表1 噴流縮比試驗基本相似參數及其控制方法Table 1 The basic similar parameters and their control methods for jet shrinkage test

依據表1所示噴流縮比試驗基本相似參數及其控制方法開展具體實驗能夠使得噴流縮比試驗噴水多相燃氣流場相關流動參數與實際發射實驗噴水多相燃氣流場相關流動參數保持一致。

實際實驗研究按照1∶10縮比比例，研制了高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術專題試驗研究用立式噴流縮比試驗系統，如圖11所示。

圖11 1∶10比例立式噴流縮比試驗系統照片Fig.11 The photo of the 1∶10 scale vertical jet shrinkage test system

3.2 實驗結果與討論

實驗依據上述1∶10 比例立式噴流縮比試驗系統首先檢驗了燃氣流排導實際效果，如圖12～14所示：

圖12 發動機建壓階段試驗照片Fig.12 Thetest photo of the engine pressure building stage

圖12 顯示發動機點火建壓階段燃氣流沒有躍過噴管上方，而是完全經發射臺導流孔下瀉，并且下瀉過程與噴水混合后一起經導流裝置排導至發射場坪。圖13、圖14進一步顯示箭體起飛后燃氣流雖然覆蓋發射臺，燃氣流仍然沒有躍過箭體底部噴管，整個試驗過程燃氣流沒有反濺影響箭體，燃氣流地面低高度排導通暢。

圖13 箭體起飛初期試驗照片Fig.13 The photo of the test rocket initial take-off

圖14 箭體起飛一定高度紅外照片Fig.14 Infrared photo of the rocket body taking off at a certain height

圖13 還特別顯示燃氣流推進至發射臺周圍后與噴水持續摻混，不再是通常發射試驗所見的黃白色高溫燃氣流狀態，而是形成特殊的乳白色混合多相燃氣流狀態，噴水降低燃氣流溫度表征明顯。

為定量揭示噴水冷卻降溫效果，噴流縮比試驗采取噴水與不噴水兩種試驗狀態開展對照實驗，在發射臺、導流裝置、發射場坪布置了系列溫度監測點，在試驗過程測試并獲取了燃氣流溫度數據。以試驗關注的導流裝置為例，依據導流裝置導流面監測點溫度測試數據繪制出燃氣流溫度測試對比曲線如圖15所示，為方便對比將燃氣流仿真曲線一并對照繪制。

圖15 導流裝置導流面監測點溫度測試對比曲線Fig.15 Comparison curve of temperature test at guide surface monitoring point of diversion device

圖15顯示：未噴水狀態導流裝置表面燃氣流溫度仿真曲線變化趨勢與實驗曲線變化趨勢總體一致，燃氣流溫度仿真峰值為2 187 K，測試溫度峰值為2 123 K，仿真峰值與測試峰值接近。仿真曲線略偏離實驗曲線的原因為：仿真依據的試車發動機工作條件與實驗發動機工作條件特別是壓力曲線略差異造成。

圖15 同時顯示：測試峰值達2 123 K，噴水狀態導流裝置表面燃氣流溫度測試峰值僅383 K，燃氣流降溫幅度達1 740 K，噴水冷卻作用十分顯著。

高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術采用噴水冷卻防護方案后，發射系統、發射設施實際防護效果如圖16、圖17所示：

圖16 發射系統、發射設施噴水防護效果照片Fig.16 The photo of sprinkler protection effect of the launch system and launch facilitiest

圖17 導流裝置噴水防護效果局部放大顯示照片Fig.17 The photo of partial enlarged display of sprinkler protection effect of the diversion device

圖16 充分顯示了噴水冷卻防護條件下發射系統、發射設施燒蝕效果，試驗模擬發射臺、勤務塔、發射場坪結構沒有出現燒蝕坑或結構變化形現象，勤務塔、發射場坪甚至沒有留下燃氣流燒蝕痕跡，發射臺也僅臺面導流孔附近出現燒蝕痕跡。圖17放大顯示了導流裝置細節燒蝕信息，導流裝置頂部、腹部受燃氣流正沖區域的確是燒蝕惡劣區域。圖22 顯示的是4 次試驗后的導流裝置燒蝕效果，除導流裝置頂部燃氣流正沖區域出現燒蝕坑，以及導流裝置、擋流墻其它部位留下燒蝕疊加痕跡外，結構本體基本完好，沒有變形，也沒有明顯燒蝕坑，充分說明噴水冷卻防護行之有效。

4 結論

研發了一類雙面導流裝置與高位擋流墻結合的地面低高度排導技術，仿真與1∶10立式噴流縮比實驗結合檢驗了該技術應用于高燃壓中型運載火箭發射實驗可行性、安全性。高燃壓中型運載火箭地面低高度排導技術于噴水冷卻防護技術結合，解決了高燃壓中型運載火箭發射燃氣流強沖擊、強燒蝕環境發射臺、導流裝置、發射場坪等發射設備或發射設施多次重復使用與免維護問題。

受噴水多相燃氣流場大規模仿真以及1∶10 噴流縮比實研制周期較長因素限制，地面低高度排導技術一些細節問題（例如點火效應反卷影響時效以及噴水防護機理問題）尚有待進一步研究。