王 迅

(中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室，北京 100076)

0 引言

中国航天经历了60余年的发展，具备发射近地轨道、太阳同步轨道、地球静止轨道等多种轨道不同量级载荷的能力。近年来，随着商业航天、军民融合的蓬勃发展，国内外多型小型运载器的研发呈现呼之欲出的态势。作为火箭的心脏，发动机是提供推力，保证火箭系统运载能力的核心。对于小型火箭发动机，喷管喷出的高温燃气向尾部膨胀，随着高度上升，环境压力逐渐降低，喷流膨胀角逐渐增大，燃气边界与火箭外流可能形成局部气流反卷，形成对流加热。火箭发动机燃气温度较高，液体火箭发动机燃气中的CO和HO等极性分子有较大的热辐射能力，可对底部形成辐射加热；固体发动机尾焰含大量固体粒子，辐射加热明显高于液体火箭发动机。底遮板、尾罩等多个部位均处于尾部喷流加热的影响范围内。火箭底部加热问题历来是火箭技术的一个难点，对底部热环境估计不足，热防护措施不到位会给底部设备的安全性带来严重威胁，甚至导致发射任务的失败；而估计余量过大会增加设备质量，降低发射效率。

针对发动机喷流引发的对流加热问题，国内外学者均进行了相关研究工作。Negishi等针对日本H-IIA火箭开展了主发动机与助推器发动机底部气动热环境仿真，使用CFD数值模拟和P1辐射模型分别评估了对流和辐射加热，并指出了仿真结果与遥测结果存在明显差异。……