固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究

第３８卷第１期　２　０　１　７年１月　兵　工　学　报　Ｖ０１．３８　Ｎｏ．１　ＡＣＴＡ　ＡＲＭＡＭＥＮＴＡＲＩＩ　Ｊａｎ．　２０１７　固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽　排导性能影响研究　王书满，马溢清，于邵祯　（海军装备研究院，北京１００１６１）　摘要：为了研究固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导通畅性的影响，设计了火箭发动机　和导流槽缩比模型并完成了发动机系留点火及注水试验。结果表明：向尾焰注水能够使流入导流槽　内混合气体温度降低到原来的１／２，实现对导流槽的热防护；但大量的水蒸气生成并与燃气混合后进　入导流槽，影响了导流槽的排导性能。为了解决该问题，建立了在Ｍｉｘｔｕｒｅ多相流模型基础上的数值　计算模型，在Ｍｉｘｔｕｒｅ多相流模型中以源项形式添加液态水与燃气两相流作用过程中的质量和能量转　移方程，通过与试验数据对比，验证计算模型具有较高的精度和可靠性，并进一步得出燃气流场和液　体流场的相互作用和对导流槽的排导性能的影响。在此基础上分析了发动机喷管数量、导流型面曲　线类型对导流槽排导通畅性的影响，为火箭发动机尾焰注水系统工程应用提供参考。　关键词：兵器科学与技术；燃气射流；注水；两相流；导流槽；数值仿真　中图分类号：ＴＪ７６８．２　４　文献标志码：Ａ　文章编号：１０００．１０９３（２０１７）０１．００９７－０９　ＤＯＩ：１０．３９６９／ｉ．ｉｓｓｎ．１０００．１０９３．２０１７．０１．０１３　Ｅｆｆｅｃｔ　ｏｆ　Ｒｏｃｋｅｔ　Ｅｎｇｉｎｅ　Ｊｅｔ　Ｆｌｏｗ　ｗｉｔｈ　Ｗａｔｅｒ　Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｏｎ　Ａｉｒ－ｌｆｏｗ　Ｅｘｈａｕｓｔ　ｏｆ　Ｇａｓ－ｆｌｏｗ－ｇｕｉｄｅｄ　Ｃｈａｎｎｅｌ　ＷＡＮＧ　Ｓｈｕ－ｍａｎ，ＭＡ　Ｙｉ—ｑｉｎｇ，ＹＵ　Ｓｈａｏ—ｚｈｅｎ　（Ｎａｖａｌ　Ａｃａｄｅｍｙ　ｏｆ　Ａｒｍａｍｅｎｔ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１００１６１，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ　ｓｔｕｄｙ　ｔｈｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｅｎｇｉｎｅ　ｊｅｔ　ｌｆｏｗ　ｗｉｔｈ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｇａｓ－ｌｆｏｗ　ｅｘｈａｕｓｔ　ｏｆ　ｇａｓ－ｆｌｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ，ｔｈｅ　ｓｃａｌｅｄ　ｍｏｄｅｌｓ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｅｎｇｉｎｅ　ａｎｄ　ｇａｓ—ｆｌｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ａｒｅ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ，　ｂｙ　ｗｈｉｃｈ　ｔｈｅ　ｍｏｏｒｉｎｇ　ｉｇｎｉｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ａｒｅ　ｔｅｓｔｅｄ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｏｆ　ｍｉｘｅｄ　ｇａｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｇａｓ—ｆｌｏｗ－ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ｃｏｕｌｄ　ｂｅ　ｄｅｃｒｅａｓｅｄ　ｔｏ　ｈａｌｆ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｏｒｉｇｉｎａｌ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ．Ｔｈｅ　ｃｏｏｌｉｎｇ　ｅｆｆｅｃｔ　ｉｓ　ｏｂｖｉｏｕｓ．Ｈｏｗｅｖｅｒ，ａ　ｌａｒｇｅ　ａｍｏｕｎｔ　ｏｆ　ｗａｔｅｒ　ｖａｐｏｒ　ｉｓ　ｇｅｎｅｒａｔｅｄ　ａｎｄ　ｅｎｔｅｒｓ　ｉｎｔｏ　ｔｈｅ　ｇａｓ—　ｌｆｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ａｆｔｅｒ　ｍｉｘｉｎｇ　ｗｉｔｈ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｇａｓ，ｔｈｕｓ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｉｎｇ　ｔｈｅ　ｅｘｈａｕｓｔ　ｏｆ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｂｌｅ　ａｉｒ－　ｌｏｗ．Ａ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｍｏｄｅｌ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｔｆｈｅ　Ｍｉｘｔｕｒｅ　ｍｕｌｔｉｐｈａｓｅ　ｆｌｏｗ　ｍｏｄｅｌ　ｉｓ　ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅ　ｉｎｔｅｒｐｈａｓｅ　ｈｅａｔ　ａｎｄ　ｍａｓｓ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ｅｑｕａｔｉｏｎｓ　ａｒｅ　ａｄｄｅｄ　ｉｎｔｏ　ｔｈｅ　ｕｎｓｔｅａｄｙ　ｇａｓ—ｌｉｑｕｉｄ　ｔｗｏ—ｐｈａｓｅ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｍｏｄｅ１．Ｔｈｅ　ＣＯｒｎ－　ｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ｄａｔａ　ｗｉｔｈ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｄａｔａ　ｓｈｏｗｓ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｐｒｏｐｏｓｅｄ　ｍｏｄｅｌ　ｈａｓ　ｈｉｇｈｅｒ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ａｅ－　ｃｕｒａｃｙ　ａｎｄ　ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｇａｓ　ａｎｄ　ｌｉｑｕｉｄ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄｓ　ａｎｄ　ｉｔｓ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｐａｔｅｎｃｙ　ｏｆ　ｇａｓ—ｆｌｏｗ－ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ａｒｅ　ｃｌｅａｒｌｙ　ｓｈｏｗｎ．Ｆｏｒ　ｆｕｒｔｈｅｒ　ｓｔｕｄｙ，ｔｈｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｎｕｍｂｅｒ　ｏｆ　ｎｏｚｚｌｅｓ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｔｙｐｅ　ｏｆ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｃｕｒｖｅ　ａｒｅ　ａｎａｌｙｚｅｄ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｏｒｄｎａｎｃｅ　ｓｃｉｅｎｃｅ　ａｎｄ　ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ；ｊｅｔ　ｆｌｏｗ；ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ；ｔｗｏ—ｐｈａｓｅ　ｆｌｏｗ；ｇａｓ　ｆｌｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ：ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　收稿日期：２０１６－０４－０５　作者简介：王书满（１９７８一），男，高级工程师。Ｅ　ｍａｉｌ：ｗｓｍ　７８１１＠１６３．ｃｏｒｎ　９８　０　引言　兵　工　学　报　第３８卷　值计算验证，分析了注水燃气流场对导流槽内部的　冲击和烧蚀作用。并进一步分析了直线型导流槽型　面与曲线形导流槽型面、单喷管和双喷管发动机尾　焰注水条件下的导流槽排导性能。　导流槽喷水系统的设计目的是降低燃气射流对　导流槽的冲击和烧蚀影响，并抑制火箭噪声的反射　和叠加，实现保护发射安全的目的¨Ｉ２　。通畅性是　导流系统的设计指标之一。如果导流槽内燃气通过　性能差，容易引起燃气流壅塞，降低导流槽排导性　１试验方法和试验模型　１．１试验方法　能，甚至有可能造成对箭体的冲击和烧蚀作用，增加　火箭发射过程中的不安全因素　。相反，如果导流　为了有效测量导流槽对注水燃气流场的排导　性能，组织并实施不喷水和喷水两种工况下导流　槽排导效果好，则燃气能够平稳顺畅地通过导流槽，　降低激波强度，同时火箭发动机喷口和发射台周围　空气受高速流动的燃气射流引射，会随燃气一起进　入导流槽内，提高火箭发射的可靠性。引射作用越　明显，表明燃气排导通畅性越好。　通过向火箭发动机尾焰流场注水，实现对导流　槽热防护目的的同时，大量的水蒸气生成并伴随主　流运动，增加了单位时间内进入导流槽内气体总量，　对导流槽的排导性能提出了更高要求　。在导流　槽排导通畅性性能参数中，人口空气引射率Ａ　和燃　气排导率Ａ　是最直接反映导流槽型面设计是否合　理的参考数据　，能够为现有导流槽对注水燃气流　场的适应性改造和新建导流槽的设计提供参考。　在注水燃气流场研究方面，国内外一些学者进　行了大量的试验和数值计算研究，尤其是近几年来　随着大推力运载火箭在航天工程领域的应用，在导　流槽型面设计、导流槽面注水管位置和注水形式等　方面提出了许多可借鉴成果。肯尼迪航天中心　Ｖｕ等　对从导流槽顶部喷水实现热防护的喷水降　温系统进行了数值仿真计算，分析了大推力运载火　箭点火后燃气流对导流槽的烧蚀作用和注水冷却效　果。斯坦尼斯航天中心Ｓａｃｈｄｅｖ等川对导流槽型面　上采用阵列式开孔设计的多喷管注水系统进行了试　验研究和数值计算分析，得出所建立的数值计算模　型具有较高的计算精度，并验证了依靠数值仿真计　算进行研究的可行性。在国内相关研究中，文　献［８—９］针对航天发射火箭尾焰喷水降温系统进　行了试验研究，验证了注水能够实现对燃气流场的　有效降温效果。文献［１０—１１］对火箭发动机燃气　射流喷水降温降噪进行了数值仿真计算分析，并进　一步针对导流槽综合性能的优化设计进行数值计算　和试验研究，得到了加装喷水冷却系统的导流槽型　面设计参考指标。　本文在参考上述研究基础上，组织开展了注水　降温系统对导流槽排导性能影响试验，并进行了数　槽排导燃气试验，并根据导流槽排气出口曲面形　状将导流槽分为曲线型和直线型两种导流槽，如　图１所示。　（ａ）曲线型　ｆａ１Ｃｕｒｖｅｔｙｐｅ　（ｂ】直线型　（ｂ）Ｌｉ／ｌｅａｆ　图１导流槽外形　Ｆｉｇ．１　Ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｇａｓ—ｆｌｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　发动机喷管出口设计为单喷管出口和双喷管出　口两种形式，根据上述两种因素组合设计试验工况　以测试导流槽的排导性能指标。试验工况如表１所　示。工况１作为基准试验以得出未注水状态下燃气　流场参数，为注水条件下测试数据提供分析依据。　数值计算结果精度分析以模拟发动机流场试验结果　为基准，通过对比测点数据进行验证。　表１试验工况　Ｔａｂ．１　Ｅｘｐｅｒｉｍａｎｔａｌ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　试验台架为立式发动机点火平台，并在台架上　预留水管以进行注水试验。注水形式采用４喷管柱　状对称喷水方案，如图２所示，水流交汇中心与燃气　主流中心轴线重合。液态水温度为常温２０　ｃ【＝，通过　热电偶采集流经导流槽内燃气温度，利用高速摄影　和红外热像仪对发动机尾焰流场和注水流场进行图　第１朗　㈨体火箭发动机尾焰注水流场埘导流槽排导性能影响研究　９９　像捕捉。试验过程中环境温度为２５　ｃ【＝，环境压强为　ｌ０１　３２５　Ｐａ，风速为０　ｍ／ｓ．　气射流核心区长度工程计算结果，并综合考虑试验　平台安装工艺，设计二者间距为１．７６　１１１．喷水管位　置设计为：喷水水流与燃气主流夹角为６０。，交汇点　位于燃气主流第２个马赫盘位置。　表２　发动机参数　Ｔａｂ．２　Ｓｃａｌｅｄ　ｅｎｇｉｎｅ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　图２注水没汁　Ｆｉｇ．２　Ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　１．２试验模型　３为试验模型安装示意图，图３（ａ）为导流槽　出口形状及内部导流锥装配模型，其中发动机拉瓦　尔喷管轴线投影在导流槽出口一侧导流锥面上。热　电偶和压力传感器装配在导流槽中心线上，其布置　位置如图３（ｂ）所示。以导流槽出口边缘为起点，每　试验用发动机设计模型如图４（ａ）所示，试验　中，采用两台发动机交替试验的方式进行，并及时更　换发动机喷管绝热层以防止由于热腐蚀导致发动机　出口参数不一致。双喷管发动机拉瓦尔喷管设计参　数与单喷管一致。图４（ｂ）为实测发动机燃烧室压　问隔０．３　ＩＴＩ布置共４个温度传感器，如图３（｝】）中编　号ｌ～４，其中５号位置点为导流锥顶点在底面的投　影。　３（ｃ）为导流锥模型，整体装配模型如　图３（ｄ）所示，导流槽在原型“ｗ”型面没计的基础上　保留导流锥整体模型，将一侧封闭后采用单出口排　导形式。在保证燃气射流不被破坏的前提下，发动　机喷管出口平面与试验平台之问的距离按如下方式　确定：首先由表２发动机参数根据文献［Ｉ２］得出燃　强曲线，数值计算中将曲线进行离散化处理，并采用　差分计算方法得到任一时刻燃烧室压强。　（ａ）缩比发动机模型　（ａ１￣＇ａｌｅｄ　ｅｎ￣ｎｅ　ｍｏｄｅｌ　【ｎ）导流槽及传感器　（ａ】Ｇａｓ—ｆｌｏｗ－ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅ　ａｎｄ　ｓｅｌｌ￥ｏｒ￥　（ｂ）测点位置　（ｂ）Ｐｏｓｉｉｔｏｎｓ　ｏｆ　ｓｅｏｓｏｒ￣　时间，ｓ　（ｃ）导流锥　（ｃ）Ｃｏｎｅ—ｓｈａｐｅｄ　ｄｅｆｌｅｃｔｏｒ　（（Ｉ）整体装配模型　（ｄ）Ａｓｓｅｍｂｌｅ　ｍｏｄｅ　（ｂ）燃烧室压强试验曲线　（ｂ）Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｃｕｒｖｅ　ｏｆ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｃｈａｍ｜ｒｅｒ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　图３试验模型　Ｆｉｇ．３　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｍｏｄｅｌ　图４发动机模型及燃烧室压强曲线　Ｆｉｇ．４　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｅｎｇｉｎｅ　ａｎｄ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｃｈａｍｂｅｒ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　１０Ｏ　２数值计算及校验　２．１数值计算模型　兵　工　学　报　第３８卷　根据试验模型尺寸，按等比例尺建立数值计算　模型，如图５所示。图５（ａ）为锥形导流器计算模　型，安装在导流槽人口正下方。为提高计算效率，根　据试验模型的对称性，数值计算采用１／２对称模型　以减少网格数量，整体网格数量为２００万，如　图５（ｂ）所示。计算模型采用结构化网格，并在尾焰　（ａ）流场压强计算结果　（ａ）Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｓｔａｔｉｃ　ｐｒｅｓｓｔｌｒｅ　主流和水流流经区域加密以提高计算精度。　（ａ）导流锥外形　（ａ）Ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｃｏｎｅ　ｓｈａｐｅｄ　ｄｅｎｅｃ￣ｒ　（ｂ）自由射流流场结构　（ｂ）Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｏｆ　ｆ　ｅ　ｊｅｔ　ｌｆｏｗ　ｆｉｅｌｄ　温度，　■■匝Ｉ］●　０　ｌ０６　２１ｌ　３ｌ７４２３　５２８６３４　（Ｉ　）汁葬阄格　（ｂ）Ｍｅｓｈ　ｍｏｄｅｌ　（ｃ）流场温度计算结果　㈦Ｃａｌｅｕｌａｔｅｄ　ｒｅｓｕｈｓ　ｏｌ‘ｓｔａｔｉｃ　ｔｅｍｐｅｒａｔｔｌ　ｒｅ　４８．５　５【ｘ】．Ｏ　９５１．５　图５数值计算模型　Ｆｉｇ．５　Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｍｏｄｅｌ　红外测试温度／　—■●圈■隧　量　２．２数值计算方法　气体与液体（简称气液）两相流场计算采用　Ｍｉｘｔｕｒｅ多相流计算模型，利用组分输运模型对气相　燃气组分和液态水汽化生成水蒸气之间的组分扩散　和输运进行计算。通过添加源项的方法将汽化模型　耦合到流场计算中，实现对汽化相变过程中质量和　热量传输过程进行计算，在源项中主要涉及液态水　的汽化和水蒸气的凝结、汽化过程中相问能量转移，　液态水汽化模型参见文献［１３］。　燃气流场数值计算采用有限体积法来对控制方　程进行离散化处理，湍流计算方程采用ＲＮＧ　ｋ－ｅ模　型，壁面的处理采用标准壁面函数，计算中将喷管壁　面、水管擘面、底部冲击平台设置为固体壁面，设置　为无滑移壁面和绝热壁面边界条件，近壁面湍流计　（ｄ）流场红外图像　（ｄ）Ｉｎｆｒａｒｅｄ　ｉｍａｇｅ　ｏｆｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　图６　自由射流流场计算结果与试验结果　Ｆｉｇ．６　Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ａｎｄ　ｔｅｓｔ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｆｒｅｅ　ｊｅｔ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　算采用标准壁面函数法处理。　２．３数值计算结果校验　２．３．１　自由射流流场校验　图６（ａ）为工况１自由射流流场对称面静压云　图，从图６中可以看到燃气主流核心区波节分布。　图６（ｂ）为对比高速摄影捕获图像结果，呵以得出数　值计算与试验流场在流场结构上具有一致性。观察　第１期　固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究　１Ｏ１　图６（ｃ）可知导流槽出口燃气稳定在４００　ｏＣ范围内，　和尾焰主流外围温度接近。在图６（ｄ）中红外热像　仪捕捉到的流场温度云图中，首先需要说明的是为　捕捉燃气出口温度，将红外仪量程设定在０～　１　０００℃范围内，燃气主流超出量程范围，显示为红　色。图６（ｄ）中自上至下３幅图分别为发动机点火　初期、发动机稳定工作过程中和发动机工作末期导　流槽排导燃气状态。从图６中可以看出，在发动机　工作整个过程，燃气流尾焰温度稳定在一个范围内，　在发动机工作稳定段，燃气主流温度最高，导流槽出　口排气量也最多，通过观察连续图像，可以得到导流　槽出口排焰稳定，出口燃气温度也分布在大约　４００℃范围内，与发动机尾焰外层温度接近，与　图６（ｃ）计算结果具有一致性。　在从计算和试验结果中可以分析得到：数值计　算结果中温度梯度具有较高的一致性，主流外部分　温度在５００　ｏＣ以下，导流槽出口气流温度范围约在　４００～５００　ｃＩ＝之间，相比燃气主流温差较大；另外从　燃气出口的分布状态来分析，燃气流流出速度较高，　因此形成一定的冲击射流，同时表明导流槽的通畅　性良好。　图７为温度传感器测试所得到的温度变化曲线　和数值计算温度变化曲线。针对试验温度曲线，由　于发动机尾焰流场在导流槽内经历冲击、转向流动，　在导流槽内会形成局部湍流等复杂流动。因此造成　４个测点温度曲线具有较大的波动性，为了能够对　测点温度变化趋势有清晰认识，在图７（ａ）中仅列举　具有代表性的测点２曲线变化。对于其曲线的变化　趋势，分析原因主要是由于试验中为避免温度传感　器以及连接电缆线受到高温燃气流的烧蚀作用产生　破坏，因此在导流槽底部钢板上钻孔后将传感器嵌　入，传感器接收到的温度数据来源于气流与钢板之　间的传热，造成温度逐渐升高，２　ｓ后达到峰值，在此　时刻后，结合图４（ｂ）可知，发动机停止工作，温度逐　渐降低，测点温度降低是由散热引起的。因此在进　行实测数据与数值计算数据对比分析时，应取２　ｓ　时刻附近的温度峰值作为分析依据。数值计算中由　于排除了发动机燃烧室的不稳定以及火焰的抖动问　题，４个测点温度变化具有一定的规律性，如　图７（ｂ）所示。同样对于图７（ｂ）曲线，取８０　ｍｓ时　刻后温度稳定值并取其平均值作为分析依据。文中　对其他工况数据结果，采用同样方式处理。　工况１数据结果对比如表３所示。从表３对比　结果中可以得出数值计算结果误差较小，能够用于　时间／ｓ　（ａ）测点２温度变化曲线　（ａ）Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｄａｔａ　ａｔ　ｍｅａｓｕｒｉｎｇ　ｐｏｉｎｔ　２　时间，ｓ　（ｂ）测点温度计算结果　（ｂ）Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｓｔａｔｉｃ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　图７测点温度曲线　Ｆｉｇ．７　Ｃｕｒｖｅｓ　ｏｆ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｏｎ　ｔｅｓｔ　ｐｏｓｉｔｉｏｎｓ　对导流槽的排导性能分析计算。另外从测点压强计　算和实测数据分析，由于接近环境压强，因此导流槽　出口处气流对导流槽出口型面的冲击作用较小。　表３　测点温度数据　Ｔａｂ．３　Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｄａｔａ　ａｔ　ｍｅａｓｕｒｉｎｇ　ｐｏｉｎｔｓ　注：测点１压强由于故障未测得有效数据。　２．３．２尾焰注水流场校验　工况２注水参数中水流速度为９．１８　ｍ／ｓ，单喷　管水流量Ｑ　与燃气流量Ｑ　之比ｋ为１．３７３，喷管数　量ｎ为４，燃气与注水水流动量比　为４３．６．　图８所示为尾焰注水流场温度分布图像，对于　图８（ａ）热像仪捕捉结果，从温度来看，主流区域温　度范围在５００℃左右，中心区域温度较高，红色部分　温度在５００　ｏＣ以上；在主流下游，由于大量水蒸气的　覆盖，不能测得发动机尾焰流场温度；同样在导流槽　兵　工　学　报　出口区域不能观察到高温气流的流动，表明出口气　第３８卷　加明显；在导流槽出口，大量的混合气体快速排出，　排气高度超过发射台。从温度分布来看，导流槽出口　燃气温度较低。另外由于混合气体的膨胀，在导流槽　入口的扩散作用引起少量水蒸气扩散到导流槽外　从图８注水工况结果分析，采用计算工况中的　流温度处于低温状态。数值计算结果如图８（ｂ），图　中对称面气流温度在５００　ｏＣ以上，而导流槽出口温　度较低，在１００℃以下，说明气体组分中包含大量的　水蒸气；同时也证明了由于导流槽出口温度较低，　图８（ａ）热像仪不能捕捉到明显的高温图像。同样　从图８（ｃ）高速摄影结果来看，大量的水蒸气将燃气　注水参数对燃气流进行降温，有必要对导流槽的导　流通畅性进行评估，实现对导流槽人口及内部窄间　主流包裹在中心，相比较自由射流流场，主流半径增　４８．５　５００．０　９５１．５　优化设计，同时应考虑扩散到导流槽外的气体对地　面设备所造成的影响。　表４为测点温度的实测结果和计算结果对比。　从表４中可以得到实测温度在测点ｌ、测点２低于　红外测试温度／　■■■－齑　理论计算结果，在测点３、测点４位置略高于计算　值，尤其在测点ｌ燃气流出口和测点４燃气流经导　口　流锥导流后转向位置误差较大，其原因分析如下：　对于测点４来说，靠近主流转向位置，湍流流动剧　烈，由于固体火箭发动机燃气流场尾焰末端流动　不稳定，而在数值计算巾并未考虑上述现象的影　响，因此误差较大。对于测点１在燃气流出口外．　受导流槽出口型面曲线的曲率影响，从导流槽出　口流出的具有一定的速度气流从测点１流过的气　流量很少，使测试结果产生较大误差。测点２、测　点３由于被出口气流完全覆盖，因此测点温度能　够代表气流温度。　表４　测点温度　Ｔａｂ．４　Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｄａｔａ　ａｔ　ｍｅａｓｕｒｉｎｇ　ｐｏｉｎｔｓ　（ａ）流场红外图像　（ａ）Ｉｎｆｒａｒｅｄ　ｉｍａｇｅｏｆｆｌｏｗｆｉ　温度，℃　＿。＿　－１｜　ｌ　综合上述分析结果可知：计算结果具有较高的　精度，能够对注水流场的排导效果进行仿真研究。　（ｂ）流场温度计算结果　ｂｊ　Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ｒｅｍｄｔ　ｏｆｓｔａｔｉｃ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　３　结果分析　对于工况３和工况４数值计算结果分析，由于　发动机基本参数相似，因此流场流动结构、速度、组　分分布和导流槽内温度分布等不再进行详细介绍，　仅针对与导流槽排导参数相关的数据进行分析。　（ｃ）高速摄影图像　（ｃ）Ｈｉｇｈ・ｓｐｅｅｄ　ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ　３．１试验结果分析　３．１．１　工况３试验结果分析　图８　尾焰注水流场计算结果与试验结果　Ｆｉｇ．８　Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ　ａｎｄ　ｔｅｓｔ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｗｉｔｈ　图９为工况３双喷管发动机形成的尾焰注水流　场。观察图９（ａ）红外热像仪成像，相比工况２，主　流高温区域变得细长，呈纺锤体形状，类似于工况２　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　第１期　体火箭发动机尾焰洼水流场对导流槽排导性能影响研究　生成量明显增加，并且径向扩散半径增大，因此对导　流槽入口半径要求也需要增大以保证燃气顺利排进　导流槽内。从图９（ｃ）中可以观察到，ｌ１ｌＩ况３导流槽　出口排导出的燃向外扩散后发生卷曲，并且相比　图８（Ｃ）中出口排气速度减慢，表明燃气排导速度相　比工况２有所降低，导流槽排导性能下降。　３．１．２工况４试验结果分析　图１０为工况４单喷管发动机形成的尾焰注水　流场试验结果。观察图ｌ０（ａ）红外热像仪成像，由　于与工况２发动机和喷水参数均一致，因此其在主　流成像没有明显差别。在图１０（ａ）中需重点说明的　是，自上向下第４幅图中，热像仪成像捕捉到燃气主　流的分又流动，造成这种现象的原因是在发动机工　作末期，燃烧室内压强降低，出ｒ】尾焰流动性能下　降，而水流参数不变，气液两相冲击作用导致。这一　现象说明了在考虑注水降温效果的过程中，气液两　相间动量因素的影响不能忽略。从图ｌ０（ｂ）中可以　观察到，导流槽出口燃气排导相比上况２变化不明　显，相比工况３，气流流速较大，燃气流排导具有明　的方向性，排导效果更佳。　４８．５　５００．０　９５Ｉ．５　红外测试温度／　：－●　灞　（ｂ】工况２、Ⅲｒ况３高速摄影图像　ｆ　Ｉ。ｌｉｇｈ－ｓ＇ｅｅｄ　ｐｐｈｏｌｏｇｒａｐｈ　ｏｆｔｘｍｄｉｌｉｍｍ　２　ａｎｄ　３　（ａ）流场红外图像　（ｄ．）ｈｆｆｒａｒｅｄｉｍａｇｅ　ｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄ　（ｃ）【况３高速摄影图　（ｃ）Ｈｉｇｈ—ｓｐｅｅｄ　ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ　９尾焰注水流场试验结果　Ｆｉｇ．９　Ｆｅｓｔ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｉ’ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｗｉｔｈ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　中两相交汇点处的高温区域在工况３中同样出现，　主流温度在发动机整个工作过程基本保持稳定，导　流槽底部捕捉到的温度数据与工况２相近。在　（ｂ）高速摄影图　（ｂ）Ｈｉｇｈ－ｓｐｅｅｄ　ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ　图９（ｂ）中图显示工况２、工况３主流混合气体的流　动状态对比，从图９（ｂ）中可以看到工况３中水蒸汽　图１０　尾焰注水流场试验结果　Ｆｉｇ．１　０　Ｔｅｓｔ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｗｉｔｈ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　兵　工　学　报　３．２测点数据分析　第３８卷　Ａ。是衡量导流效果和燃气排导综合效果的重　要指标，选取导流槽入口处的空气引射率、燃气排导　率作为评价导流通畅性的定量标准。通过对导流槽　入口和出口质量流率积分，得到：喷管出口燃气质量　流率ｍ　为１．５　ｋｇ／ｓ，导流槽入口质量流率ｍｉ为　表５为不同工况下测点温度数据，从中分析可　知，综合注水工况２一工况４　３种工况下的测点温　度，相比未注水工况１，降温效果显著，温度降低到　原来的１／２．３种工况具体分析：双喷管尾焰流场　（工况３）温度最低，降温效果最好；直线型导流槽　（工况４）测点温度与曲线型导流槽测点（工况２）相　１０．０８　ｋｇ／ｓ，导流槽出口质量流率ｍ　为ｌ０．０８　ｋｇ／ｓ，　因此得到导流槽入口空气引射率Ａ　＝５．７２０，燃气　排导率Ａ　为１．０００，导流槽通畅性良好。　计算注水后导流槽入口处的空气引射率、燃气　比，温度降低，但在出口测点１、测点２，燃气流温度　接近一致，产生原因在于燃气流的流动具有很强的　方向性，在直线型型面燃气流紧贴壁面流动，而在曲　线型面排导中，只有部分燃气流扩散到测点处，导致　温度上升。因此仅针对降温效果考虑，直线型导流　槽存在优势。　表５　不同工况下的测点温度　Ｔａｂ．５　Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｄａｔａ　ｕｎｄｅｒ　ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　表６为全部工况下各测点的压强数据，由于各　测点压强基本接近环境压强，表明导流槽内燃气流　动性能较好，不存在壅塞现象或者壅塞现象不明显。　表６　不同工况下的测点压强　Ｔａｂ．６　Ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｄａｔａ　ｕｎｄｅｒ　ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　３．３导流槽排导性能研究　燃气排导率Ａ　是指导流槽入口总质量流率ｍ；　与导流槽出口总质量流率ｍ　的比值，主要用于衡量　燃气排导总体效果。导流槽人口处的空气引射率　Ａ　是指燃气（或燃气蒸汽混合介质）稳定排导过程　中导流槽入口处空气质量流率与燃气质量流率的比　值，为便于计算，设喷管出口处燃气质量流率为　ｍ　，．　则空气引射率Ａ　可表示为　Ａ　＝（ｍｉ—ｍ　．ｉ）／ｍ　（１）　排导率。通过对导流槽入口和出口质量流率积分，　得到：喷管出口燃气质量流率ｍ　；为１．５　ｋｇ／ｓ，注水　总流量ｍ　为８．２５　ｋｇ／ｓ，导流槽人口质量流率ｍ　为　２０．７６　ｋｇ／ｓ，导流槽出口质量流率ｍ　为ｌ９．８４　ｋｇ／ｓ，　因此得到导流槽入口空气引射率Ａ。＝１．１３０，燃气　排导率Ａ　＝１．０４６，导流槽通畅性下降。因此对于　注水降温系统的设计，在满足导流槽热防护的前提　下，对于注水量的指标应进行优化设计，以满足导流　槽排导气体性能要求。　表７为不同工况中导流槽排导效果，试验过程　中，由于在导流槽入口处存在空气引射现象，并且受　试验条件的限制，不具备对导流槽入口和出口处气　流总质量进行数据采集的条件。因此对于导流槽排　导性能的分析以数值计算数据为依据，类似于计算　图７中温度变化曲线均值，对不同计算工况，各参考　数据均取８０　ｍｓ后气液两相作用稳定后时间段内数　据平均值，参考（１）式得出表７中数据结果。通过　统计不同计算时刻从导流槽入口引射率分析，双喷　管尾焰注水空气引射率最差，表明注水降温产生的　大量水蒸气占据了导流槽人口空间。而对于直线型　导流，入口空气引射率效果最佳。从燃气排导率分　析，工况３排导性能最佳，工况２和工况４排导效果　相同。因此可以得出，直线型导流槽排导性能较好，　多喷管发动机注水降温对导流槽的入口直径需增大　以提高空气引射效果。　４　结论　通过对未注水条件下和注水条件下不同曲线型　面导流槽排导性能进行数值计算与试验研究。并利　用导流槽排导底面上的温度数据对注水降温效果进　行分析，得出了火箭发动机尾焰注水流场对导流槽　热防护性能和排导性能的影响，结论如下：　１）采用注水方式能够降低燃气流对导流槽壁　面的冲击与烧蚀效果，但与此同时，大量的水蒸气生　成并随主流进入导流槽，对于导流槽的排导性能提　第１期　固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究　１０５　出了更高的要求。另外根据计算工况中降温效果，　标体系研究［Ｊ］．载人航天，２０１４，２０（３）：２３３—２３７．　在对注水降温系统实际应用中，可以在满足热防护　温度指标前提下，对喷管注水量进行优化设计，减少　进入导流槽气体总量，提高其排导性能。　２）通过试验研究，得到了自由射流和注水燃气　流场对导流槽的作用效果。利用高速摄影和红外热　像仪以及热电偶对流场流动图像和温度数据的采　集，并与数值计算结果对比分析有效地验证了数值　计算精度与可靠性。　３）通过对火箭发动机单双喷管注水导流槽排　导效果分析，可以得出双喷管注水降温水蒸气生成　量增加，降温效果最佳，但对于导流槽的排导性能要　求提高。　４）对于曲线型导流和直线型导流槽，在火箭发　动机参数和注水参数相同的条件下，直线型导流槽　导流效果最佳，导流槽内通畅性最好，在实际条件许　可的条件下，可优先选择。　参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）　［１］　Ｉｇｎａｔｉｕｓ　Ｊ　Ｋ，Ｓａｔｈｉｙａｖ　ｇｅｅｓｗａｒａｎ　Ｓ，Ｃｈａｋｒａｖａｒｔｈｙ　Ｓ　Ｒ．Ｈｏｔ－ｆｌｏｗ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｅｓ　ａｎｄ　ｓｕｐｐｒｅｓｓｉｏｎ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ　Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｄｕｒ－　ｉｎｇ　ｒｏｃｋｅｔ　ｌｉｌｆｏｆｆ［Ｊ］．ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒｎａｌ，２０１４，５３（１）：２３５—２４５．　［２］　徐本恩．火箭发动机射流喷水降噪特性的数值分析［Ｄ］．南　昌：南昌航空大学，２０１４．　ＸＵ　Ｂｅｎ—ｃｎ．Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｍｏｔｏｒ　ｊｅｔ　ｎｏｉｓｅ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｄ］．Ｎａｎｃｈａｎｇ：Ｎａｎｃｈａｎｇ　Ｈａｎｇｋｏｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉ－　ｔｙ，２０１４．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［３］　黄伟，贺虎成，王铁龙，等．导流槽检测鉴定及仿真数值分析　［Ｊ］．建筑结构，２００７（４）：４５—４７．　ＨＵＡＮＧ　Ｗｅｉ，ＨＥ　Ｈｕ－ｃｈｅｎｇ，ＷＡＮＧ　Ｔｉｅ－ｌｏｎｇ，ｅｔ　ａ１．Ａｐｐｒａｉｓｅ－　ｍｅｎｔ　ａｎｄ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｆｏｒ　ｇａｓｆｌｏｗ—ｇｕｉｄｅｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ｉｎ　ｓｏｍｅ　ｓｐａｃｅ　ｌａｕｎｃｈ　ｓｉｔｅ［Ｊ］．Ｂｕｉｌｄｉｎｇ　Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，２００７（４）：４５—４７．　（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［４］　于邵祯．火箭发动机尾焰注水降温数值计算与试验研［Ｄ］．　北京：北京理工大学，２０１５．　ＹＵ　Ｓｈａｏ－ｚｈｅｎ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｅｎｇｉｎｅ　ｊｅｔ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｄ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：　Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１５．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［５］　刘利宏，张志成，周旭．航天发射场导流槽综合性能评价指　ＬＩＵ　Ｌｉ－ｈｏｎｇ，ＺＨＡＮＧ　Ｚｈｉ－ｃｈｅｎｇ，ＺＨＯＵ　Ｘｕ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　ｇｌｏｂａｌ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｍｅｔｈｏｄ　ｏｆ　ｂｌａｓｔ　ｉｎ　ｒｏｃｋｅｔ　ｌａｕｎｃｈ　ｓｉｔｅ［Ｊ］．　Ｍａｎｎｅｄ　Ｓｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ，２０１４，２０（３）：２３３—２３７．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［６］　Ｖｕ　Ｂ　Ｔ，Ｂａｃｈｃｈａｎｙ　Ｎ，Ｐｅｒｏｏｍｉａｎｚ　Ｏ，ｅｔ　ａ１．Ｍｕｌｔｉｐｈａｓｅ　ｍｏｄｅｌｉｎｇ　ｏｆ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｏｎ　ｆｌａｍｅ　ｄｅｆｌｅｃｔｏｒ［Ｃ］∥２　１　ｓｔ　ＡＩＡＡ　Ｃｏｍｐｕｔａ—　ｔｉｏｎａｌ　Ｆｌｕｉｄ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ．Ｓａｎ　Ｄｉｅｇｏ，ＵＳ：ＡＩＡＡ，２０１３．　［７］Ｓａｃｈｄｅｖ　Ｊ　Ｓ，Ａｈｕｊａ　Ｖ，Ｈｏｓａｎｇａｄｉ　Ａ，ｅｔ　ａ１．Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｆｌａｍｅ　ｄｅ　ｌｆｅｃｔｏｒ　ｓｐｒａｙ　ｎｏｚｚｌｅｓ　ｉｎ　ｒｏｃｋｅｔ　ｅｎｇｉｎｅ　ｔｅｓｔ　ｓｔａｎｄｓ［Ｃ］∥４６ｔｈ　ＡＩＡＡ／　ＡＳＭＥ／ＳＡＥ／ＡＳＥＥ　Ｊｏｉｎｔ　Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｅｘｈｉｂｉｔ．　Ｎａｓｈｖｉｌｌｅ，ＵＳ：ＡＩＡＡ，２０１０．　［８］　姜毅，周帆，张学文．超声速高温冲击射流注水流场实验研　究［Ｊ］．实验流体力学，２０１１，２５（４）：３２—３６．　ＪＩＡＮＧ　Ｙｉ，ＺＨＯＵ　Ｆａｎ，ＺＨＡＮＧ　Ｘｕｅ—ｗｅｎ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｎ　ｌｆｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｏｆ　ｈｉｇｈ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ　ｊｅｔ　ｉｎｊｅｃｔｅｄ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ　ｉｎ　Ｆｌｕｉｄ　Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ，２０１　１，　２５（４）：３２—３６．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［９］　姜毅，周帆，张学文．固体火箭发动机尾焰注水流场实验研　究［Ｊ］．弹箭与制导学报．２０１１，３１（３）１５１—１５６．　ＪＩＡＮＧ　Ｙｉ，ＺＨＯＵ　Ｆａｎ，ＺＨＡＮＧ　Ｘｕｅ－ｗｅｎ．Ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｎ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｏｆ　ｓｏｌｉｄ　ｒｏｃｋｅｔ　ｍｏｔｏｒ　ｐｌｕｍｅ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ　［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ，Ｒｏｃｋｅｔｓ，Ｍｉｓｓｉｌｅｓ　ａｎｄ　Ｇｕｉｄａｎｃｅ，　２０１１，３１（３）：１５１—１５６．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［１Ｏ］　刘利宏，周旭，张志成．火箭发动机射流动力学仿真研究　［Ｊ］中国制造业信息化，２００８，２４：６２—６５．　ＬＩＵ　Ｌｉ—ｈｏｎｇ，ＺＨＯＵ　Ｘｕ，ＺＨＡＮＧ　Ｚｈｉ—ｃｈｅｎｇ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆｒ　ｄｙｎａｍｉｃｓ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｅｎｇｉｎｅ　ｊｅｔ　ｆｌｏｗ［Ｊ］．Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ　Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　ｏｆ　Ｃｈｉｎａ，２００８，２４：６２—６５．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　［１１］　陈钰，周旭，童丽，等．喷水对火箭射流噪声的影响研究　［Ｊ］．环境工程，２０１４，３０（增刊１）：１７２—１７５．　ＣＨＥＮ　Ｙｕ，ＺＨＯＵ　Ｘｕ，ＴＯＮＧ　Ｌｉ，ｅｔ　ａ１．Ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｒｏｃｋｅｔ　ｎｏｉｓｅ　ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ　ｂｙ　ｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｃｈｉｎｅｓｅ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｅｎｖｉ—　ｒｏｎｍｅｎｔａｌ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１４，３０（ｓ１）：１７２—１７５．（ｉｎ　Ｃｈｉ　ｎｅｓｅ）　［１２］Ｈｕ　Ｆ，Ｚｈａｎｇ　Ｗ，Ｘｉａｎｇ　Ｍ，ｅｔ　ａ１．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ｏｆｗａｔｅｒ　ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｆｏｒ　ａ　ｍｅｔａｌ／ｗａｔｅｒ　ｒｅａｃｔｉｏｎ　ｆｕｅｌ　ｒａｍｊｅｔ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ　ａｎｄ　Ｐｏｗｅｒ，２００８，２９（３）：６８６—６９１．　［１３］　刘伯伟，姜毅．汽化效应对燃气蒸汽式弹射气液两相流的影　响［Ｊ］．固体火箭技术，２０１４，３７（２）：１５６—１６０．　ＬＩＵ　Ｂｏ—ｗｅｉ，ＪＩＡＮＧ　Ｙｉ．Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　ｖａｐｏｒｉｚａｔｉｏｎ　ｅｆｆｅｃｔ　ｏｎ　ｇａｓ—　ｌｉｑｕｉｄ　ｔｗｏ－－ｐｈａｓｅ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ　ｏｆ　ｅｊｅｃｔｉｏｎ　ｉｎ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｇａｓ　ａｎｄ　ｖａ・－　ｐｏｒ　ｍｏｄｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｓｏｌｉｄ　Ｒｏｃｋｅｔ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１４，　３７（２）：１５６—１６０．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）