第十八章火箭发动机排气羽流

第十八章火箭发动机排气羽流

由于排气羽流的重要性在近年来已得到认识，因此作者将火箭发动机排气羽流特性也纳入本书。本章将介绍该专题的基本情况和总体背景，描述各种羽流现象及其效应，并给出进一步研究的参考文献。

羽流是火箭发动机排出的热燃气（有时还夹带小的颗粒）在喷管外运动而形成的。它在结构、速度或成分上是不均匀的，包含多个不同的流动区域和超声速激波。火箭发动机排气羽流通常有明亮可见的火焰，发出强烈的红外、可见光和紫外谱段辐射能量，并且是强烈的噪声源。许多羽流留下烟雾或有毒排气尾迹。在很高的高空中，某些羽流气体会绕喷管回流，甚至飞到飞行器部件上。

羽流的特性（尺寸、形状、结构、光子或声压波的发射强度、可见度、电子干扰或发烟性)不仅与特定的火箭发动机或其推进剂的特性有关，而且与飞行轨道、飞行速度、高度、气象条件（如风速、湿度或云层）以及特定的飞行器构型有关。最近十几年来，通过实验室实验研究、计算机模拟、静态试车时的羽流测量、飞行试验或真空舱内高空模拟试验，对羽流内复杂的、相互作用的物理、化学、光学、气动和燃烧现象的了解已取得了稳步进展。当然，还有很多现象未能完全认识或预测。如表18-1所示，在许多应用中或情况下需要预测羽流特性或对其作定量了解。

表18-1羽流技术的应用

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设计/研制/操作飞行器及其推进系统、发射台或发射装置

• 在给定的推进系统和工况（高度、气象、速度、与大气氯的补燃等）下确定或预测羽流的尺寸、温度分布、辐射或其他参数。
• 大致确定羽流（包括补燃和回流）对飞行器各部件、试验设备、推进系统或运载火箭的传热，改变设计以防破坏。
• 估计飞行器和试验设备承受羽流强噪声的能力。
• 确定羽流与飞行器周围气流的气动相互作用，这种相互作用会引起阻力的变化。
• 减小羽流对飞行器组件的撞击（如姿轨控推力室羽流碰太阳帆板），这会引起组件过热和会使飞行器偏转的撞击力。
• 估计和降低羽流对飞行器或运载火箭部件的侵蚀效应。
• 防止凝结组分在航天器观察窗、光学表面、太阳帆板或辐射散热面上沉积。
• 确定羽流颗粒或凝结组分的阳光散射，并使到达飞行器光学仪器的散射射降到最小，因为这会造成误差信号，保护肩扛式火箭发射筒操作人员免受热、冲击波、噪声、烟雾和毒气的危害。

飞行飞行探测和跟踪

• 羽流辐射频谱或特征的分析和/或测量。
• 当在航天器、飞机或地面站利用IR、UV或可见光辐射以及/或雷达反射观测时，远距离辨别运载火箭发动机的羽流。
• 区分羽流发射信号与背景信号。
• 检测和识别烟雾和蒸气尾迹。
• 跟踪和预测飞行弹道。
• 改变推进剂或喷管，使辐射、雷达特征或烟雾发射降到最小。
• 根据二次烟雾的外观估计气象条件。

为测量羽流现象研制传感

• 提高标定和数据整理能力。
• 研制改进型或新型羽流测量仪器，包括远距离测量和近处测量的。

增进对羽流特性的了解

• 改进研究羽流现象的理论方法。
• 改进或建立新型计算机模拟方法。
• 用飞行试验、实验室研究、静态试验或高空模拟设备中的试验的结果进一步验证理论。
• 了解并尽量减小高能噪声的产生。
• 了解烟雾、碳黑或蒸气的形成机理，由此掌握其控制方法。
• 更好地了解羽流内的发射、吸收和散射。
• 更好地预测化学发光。
• 了解激波、燃烧振荡或飞行机动对羽流现象的影响。
• 了解留在同温层或臭氧层内的羽流的影响。
• 开发更好的算法，用于模拟羽流不同部分的湍流。

降低射频干扰

• 确定飞行器上特定天线和天线位置处的羽流表减。
• 降低必须通过羽流的无线电信号的衰减，典型的是飞行器天线与地面天线或另一飞行器上的天线之间的无线电信号。
• 降低雷达从羽流的反射。
• 降低羽流中的电子密度和电子碰撞频率，如通过降低气体中的某些杂质含量（如钠）。

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18.1羽流外观和流动特性

羽流的尺寸、形状和内部结构随高度而显著变化。图18-1画出了3~10km高度下典型的低空羽流结构，羽流的直径和长度往往比飞行器直径和长度大好几倍。在羽流近场，有一个无粘内核（尚未与空气混合的排气）和一相对较薄的外混合层，在混合层中来自空气的氧与排气中的富燃组分发生湍流燃烧。在羽流远场，排气与外界空气沿整个羽流截面充分混合，其当地压力基本上为外界空气的压力。在羽流中场，激波强度减弱，较多的质量流量与外界空气混合，辐射来自于羽流各处，而与飞行器的相互作用只是一种在近场才会发生的现象。

图18-2简要画出了羽流构型随高度的变化。当喷管出口压力与外界压力差不多(最佳喷管膨胀条件)时，羽流为长长的、几乎圆柱形的形状。随着高度的增加，羽流
形状变得更像锥形，长度和直径增加。喷管出口处出现超声速羽流核，羽流核穿过从喷管出口唇部附近发生的斜压缩激波即所谓的桶形波，该激波的形状近似于稍微弯曲的倒锥形。随后羽流中心部分通过马赫盘，马赫盘是一强压缩正激波，在这里气体速度骤然下降，压力和温度上升。紧接马赫盘后面短距离内流动是亚声速的，但在下游又变成超声速。这种由正激波和短亚声速区构成的流谱在羽流核心区重复多次，但激波强度和温度与压力的上升幅度逐次降低。

外界空气与热排气相互混合，在混合层内出现二次燃烧或补燃。混合层是围绕核心区的湍流层，其厚度随离喷管的距离以及高度而增加。在排气中不完全氧化的燃料组分，

图18-1低空火箭发动机排气羽流半截面简图。上图画出了整个羽流，下图为近场的放大（经许可复制自文献18-1）

如H₂、CO、NO或CH₂与大气中的氧发生化学反应，大部分燃烧成H₂O、CO₂或O₂,这种二次燃烧产生的热量提高了该补燃层的温度和比容。如第五章所解释的，为达到最佳比冲或最佳飞行性能，大多数推进剂是富燃的，故这种额外的氧化放热是可能发生的。

随着高度的增加，外界空气压力降低若干个数量级，而喷管出口和外界当地压力之间气体的压比大大增加，当火箭发动机在宇宙真空中工作时压比接近无穷大。在更高的高度下，羽流进一步膨胀（比容增加），气体温度进一步降低，直径和长度继续扩大。

对于主推进系统，羽流尺寸通常超过飞行器尺寸。羽流中的某些组分会凝结成液体，随着温度进一步降低，它们将冻结，像H₂O或CO₂这样的气体会形成云或蒸气尾迹。

当飞行器达到超声速（相对于外界空气）后，会形成两种激波。一种是飞行器前头空气中的斜激波，另一种是起源于飞行器尾部的尾波，在那里空气与排出的羽流气体相遇。这些波的前峰通常是发光的，其能见度很好，直径可达数千米。

随着超声速排气从喷管喷出，它将经历普朗特一迈耶型膨胀波，这些膨胀波附着在喷管唇部。这些膨胀使紧接喷管出口的外侧流线弯曲，并增加了羽流外层气体的马赫数。在更高的高度下，这种膨胀能使超声速羽流某些部分的弯曲与喷管轴线的夹角超过90°。普朗特迈耶膨胀的理论极限值对k=1.4的气体（空气）为129°，对k=1.3的气体(一般为火箭发动机排气混合物，参见文献18-2)约为160°。为估计羽流对飞行器部件的热效应、撞击效应以及可能的污染效应，需对这种倒流进行分析（参见文献18-3）。

图18-2随着火箭飞行器高度的增加。可见羽流的长度和直径增加。富燃产物与空气中的氧在混合层发生补燃。在很高的高度（或许200km以上）没有空气，因此也就没有补燃

紧贴喷管壁面的边界层是黏性流动区，其流动速度低于喷管无黏主流。正贴着喷管壁面的流速降低到零。对于大型喷管，该边界层会很厚，比如2cm以上。图3-16画出了喷管扩张段边界层内的亚声速和超声速区。该图还画出了温度和速度分布。超声速流层能偏转的角度受到了限制，面喷管唇部处的亚声速边界层流动处于连续介质状态，可偏转最高达180°。虽然亚声速边界层只代表很小一部分质量流量，然而它却能使排气在喷管外倒流。这种倒流会加热飞行器和推进系统部件，甚至引起化学损坏。

从图18-3可以看到，质量分布或相对密度是不均匀的。该图基于高空羽流的一组计算数据，其中90%的流量集中在喷管轴线±44°范围内，只有总质量流量的10^-5或十万分之一弯曲大于90°。中心附近的流动包含了绝大多数较重的分子，如CO₂、NO₂或CO,而偏转最大的外部区域大多是较轻的组分，如大部分H2,或许还有一些H₂O。

图18-3用一维流模型计算的可贮存双组元推进剂小推力器真空羽流膨胀的密度分布。轴向距离x和羽流半径R用喷管出口半径Re归一化。这里k=1.25,喷管出口马赫数为4.0，喷管半锥角为19°

图18-4画出了一典型的发射到300~500km轨道的三级运载火箭或具有助推级、主级和载荷速度调整级的远程弹道导弹的总辐射强度随高度的急剧变化（对数坐）。

助推级火箭发动机的辐射强度最大，因为它的气体质量流量或推力最大，羽流密度相对较高，面且其辐射还因富燃气体与空气中氧的补燃而有所增强。主级发动机辐射强度的上升是由于排气膨胀引起羽流容积大量增加面造成的。这两者都在大气中连续流占优的那部分高度工作，即分子运动的平均自由程相对较小，分子之间发生激烈碰撞，气体遵循基本气体定律，它们会经历压缩波或膨胀波。

图18-4多级上升飞行器的羽流的辐射强度将随高度、推力或质量流量、推进剂组合和羽流温度而变化。描述羽流的四个简图的比例尺是不同的

随着高度进一步增加，流动将由连续介质状态转变为自由分子流状态，此时单位容积内的分子数目很少，分子碰撞之间的平均自由程开始大于飞行器主要尺寸（如长度）。

羽流扩张区域更大，直径能超过1km。只有靠近喷管出口的排气处于连续介质流状态，在这里流线通过逐次普朗特-迈耶膨胀波而扩展。一旦气体到达图18-4最右边的简图中椭圆虚线所示的边界，流动将处于自由分子流状态，分子沿直线方向继续扩展。文献18-4对白由分子流区和与连续流之间的过渡区进行了分析。在很高的高度工作的第三级或上面级的辐射强度很低，因为它的气体流量或推力相对很低，而且只有喷管附近排气的无粘部分才有足够高的温度以产生显著的辐射。这使其难以从远距离检测和识别。文献18-5叙述了天基侦察系统所看到的发动机排气羽流现象。

18.1.1辐射的频谱分布

通常大多数羽流气体的辐射主要在红外谱段，紫外谱段的要少一些，只有相对很少的能量处于可见光谱段。辐射取决干特定的推进剂及其相应的排气成分。例如，液氧-液氢推进剂组合的排气成分中主要是水蒸气和氢，此外有少址的氧和离解组分。这些热燃气的辐射在特定波段是很强的，如2.7和6.3um的水-红外区和122nm的氢-紫外区。如图18-5所示，氯-氧羽流基本上是透明的或无色的，因为它在可见光谱段没有强辐射。四氧化二氮与一甲基肼燃料的推进剂组合在红外区的辐射很强，它除了上面提到的H₂O和氢有强辐射外，还有4.7μm的CO₂、4.3μm的CO也有强辐射，而紫外(UV)和可见光谐段（属于CN、CO、N₂、NH₃以及其他中间和最终气相反应产物的谱段)的辐射较弱。因此它的火焰一般是浅桔黄色的，但羽流仍然是半透明的。

许多固体推进剂和某些液体推进剂的排气还包含固体颗粒。表5-8和5-9给出了排气含固体颗粒的固体推进剂的实例，在其炽热白色排气羽流中约含10%的氧化铝
(Al₂O₃)小颗粒。一些燃烧煤油的液体推进剂或大多数固体推进剂的排气中含有少量煤烟或小的碳颗粒。

图18-5 Vulcain60推力室氢氧推进剂产生的可见羽流。该推力室高空比冲439s,喷管面积比45，混合比5.6。由于少量发光组分的辐射，羽流核心区的多重激波系清晰可见(ESA/CNES/SEP/Daimler-Benz提供)

热固体的辐射频谱是连续的，其峰值通常在红外（IR）区，但在可见光或V区也有强辐射；该连续频谱在可见光范围内的辐射通常比羽流气体组分的窄频带辐射要强。补燃可使颗粒温度提高数百度，并增强其辐射强度。只要有2%~5%的固体颗粒，羽流就会明亮发光，肉眼很容易看见。然而，处于羽流外层的这些颗粒遮蔽了中央核心区，激波系可能无法再看到。

加入少量(1%~3%)含钾化合物，可以降低或抑制双基推进剂羽流的可见光辐射。对于复合推进剂，用添加剂控制可见光辐射不是很有效。

辐射（绝对温度的四次幂函数）使羽流气体冷却，但加热了附近的飞行器或推进系统组件。要预测辐射，需要了解羽流成分、温度和密度的分布以及中间的大气或羽流气体对辐射的吸收（参见文献18-5~18-7）。羽流传递给飞行器组件的热量取决于推进剂组合、喷管构型、飞行器形状、喷管数目、弹道、高度以及喷管周围和飞行器尾段的二次湍流流动。

辐射的观察和测量值必须加以修正。信号强度随羽流和观测站之间的距离的平方而减小，其观测值在飞行阶段会发生很大的变化。信号衰减与波长、雨、雾或云、羽流高温部分与观察位置之间的空气和羽流气体的质量有关，并与相对于视线的飞行矢量方向有关。当垂直观察羽流时得到的总辐射量最大（参见文献18-5~18-7）。背景辐射（在卫星观测中是很重要的)或多普勒频移会给辐射测量值带来误差。

18.1.2多喷管羽流

通常会有多个推进系统同时工作，或有多个喷管喷出高温排气羽流。例如，航天飞机中三台主发动机和两台固体火箭助推器同时工作。这些羽流的相互干扰和撞击会在羽流重叠区内造成高温区，从而造成更强的辐射，但辐射可能不是轴对称的。此外，多个喷管会引起飞行器尾部附近空气流发生畸变，影响飞行器阻力，并局部增加羽流热回流。

18.1.3羽流特征

该术语包含了特定飞行器、特定任务、特定推进系统和特定推进剂产生的羽流在红外、可见光和紫外谱段的所有特征及其电子密度、烟雾或水蒸气特征（参见文献18-8一18-10)。许多军事应用希望弱化羽流特征，以尽量减少被检测到或跟踪的可能性。喷管出口气体的初始滞止温度也许是影响羽流特征的最重要的因素。随着羽流温度的提高，辐射和射频相互作用会越来越高。如果选择燃烧温度较低的推进剂组合或混合比，辐射就可以降低，遗憾的是这通常会降低性能。减少烟雾的一种方法是选择低烟或烟最少的固体推进剂，它们已在第十二章中叙述了。目前常把羽流特征作为新型或改进的火箭动力飞行器的一个设计指标，对某些谱段的辐射和最大烟雾量作出限制。

大气会吸收某些谱段的能量。例如，空气中包含一些二氧化碳和水蒸气。这些分子吸收和减弱其组分相应频带内的辐射。由于许多羽流气体包含大量的CO₂或H₂O,羽流本身的衰减就可能很大。当用光谱仪测量羽流能量或强度时，必须修正羽流与测量点之间的空气或羽流气体造成的误差。

18.1.4飞行器底部形状和回流

喷管出口和飞行器尾部或底部的形状对羽流有影响。图18-6中画出的单喷管出口
直径几乎与飞行器本体或尾部直径一样大。如果喷管出口与飞行器尾部最大直径处有一定距离，则飞行器底部或尾部存在一较平坦的环形表而。该区域燃气速度大于飞行器外的空气速度（与相对于飞行器的当地空气速度大致相等），会出现非定常的涡流型回流。这会大大增强补燃和对飞行器底部的加热，而且通常使底部压力降低。这种较低的背压实际上增加了飞行器的阻力。

对于不同的尾部形状，例如圆柱形（直的）、渐缩锥形或扩张锥形（后者有助于保持飞行器的气动稳定性)，飞行器尾部的空气流型是不同的。空气流型和混合层随攻角而显著变化，造成不对称的羽流形状。还会使空气流发生流动分离。在某些情况下，与空气混合的富燃排气回流会点火燃烧，这样会显著增加对底部的传热量，并使羽流特性发生一些变化。

18.1.5压缩波和膨胀波

激波是超声速流中的不连续面。在火箭发动机羽流中，动能会在这个很薄的波面内迅速变成势能和热能。在稳定激波前后，流体的压力不可逆地突升，而速度则不可逆地突降。当流体通过垂直于超声速来流的激波而时，流动方向不会变化。这种称为正激波

图18-6两种不同构型的收敛型尾部或飞行器底部周围的流型图。一种有燃气回流，另一种没有

正激波后面的流动是亚声速的。当激波面与来流的夹角小于90°时，称之为弱压缩波或斜激波。图18-7表明了流动关系，并示出了流动变化角。紧接正激波后面的气体温度接近滞止温度。在这里辐射大大增加。

此外，在这里（及其他高温羽流区）会出现气体组分的离解和化学发光（发出可见光），如图18-5中（强激波下游）可看到的。

速流中的气体膨胀特性具有非常类似的几何关系。气流在膨胀面上经历普朗特·迈耶膨胀波，通过该表面后压力降低，速度增加。膨胀时通常会产生彼此相邻的一系列弱膨胀波。当喷管出口气体压力大于外界压力时，在喷管扩张段出口唇部之外就会发生这种现象，如图18-1所示。

氢-氧液体推进剂燃烧产生的羽流主要由过热水蒸气和氢气组成，基本上看不见。但是因为有化学发光，羽流上仍然有一些微弱的可见光。淡黄色和白色轮廓的波系认为是由化学发光引起的，特别是在高温区。图18-2和图18-5中示出了这种波系。

在遇到波面面改变方向或遇到激波之前，喷管出口之外的超声速气流是不受扰动的。压缩波面和膨胀波面一起构成了菱形波系。这些波系（图18-2和图18-5所示）不断重复，在很透明的羽流（如氢-氧或酒精一氧推进剂组合产生的羽流）中清晰可见。波系随一个个波逐渐变弱。混合层起到反射作用，因为膨胀波反射回来成为压缩波。

火箭发动机排出的羽流气体和流过飞行器的空气（或由高速羽流卷吸的空气）之间的界面起着自由边界的作用。斜激波在自由边界上反射成性质相反的波。例如，斜压缩波反射成斜膨胀波。这种边界通常不是简单的旋转面，而是环形层，有时称之为滑移层或混合层。参见图8-2、图8-2和图85。

图18-7斜激波或压缩波、正激波和膨胀波的简要示意图。箭头长度的变化表示流动通过波面后气体速度的变化

18.2羽流效应

18.2.1烟雾和蒸气尾迹

烟雾对于许多导弹而言是令人讨厌的。它干扰光学信号的传递，如视线或光电制导系统。烟雾还会妨碍操纵有线反坦克武器的士兵的视线。烟雾或蒸气尾迹使正在飞行的导弹容易被迅速探测到，使肉眼能通过跟踪飞行轨迹而发现隐蔽的发射点。烟雾不仅在火箭发动机工作时会产生，而且在间歇性燃烧、发动机关机后剩余推进剂不规则燃烧时也会产生。第十三章叙述的间歇性燃烧会产生频率大概为10一150Hz的一阵阵小股火焰和烟雾。

一次烟雾是气体中许多微小固体颗粒组成的悬浮物，而二次烟雾是气体中悬浮的一些凝结小液滴，如凝结水汽形成的云或雾。许多推进剂会在火箭发动机动力飞行段的羽流中留下可见的烟雾和/或蒸气尾迹（参见文献18-8~18-10）。飞行器飞走后，这些尾迹被当地风吹走。因为尾迹发光要依靠阳光的反射或散射，故它们只有在白天才看得见。在复合推进剂中，形成一次烟雾的固体颗粒主要是氧化铝(Al₂O₃,直径一般为0.1~3μ)。在固体推进剂排气中，其他的固体颗粒是未燃烧的铝、锆或氧化锆（来自于燃烧稳定剂)，或铁、铅的氧化物（调节燃烧速率的催化剂）。许多固体推进剂和采用烃类燃料的液体推进剂会生成碳颗粒或烟灰。

在火箭发动机排气羽流气体的外部膨胀过程中，由于辐射、气体膨胀以及与周围冷空气的对流，气体混合物的温度会降到其露点温度以下，此时水蒸气凝结。当然，这与当地气象条件有关。如果外界温度很低（例如在高空）和/或气体膨胀到很低的温度，则水滴会冻成小的冰晶或雪。CO₂、HCl和其他气体在高空下也会凝结。许多火箭发动机排气含有5%~35%的水，但液氢/液氧推进剂组合的排气中的水含量可高达80%。如果排气中有固体小颗粒，则它们会起到水蒸气凝结核的作用，这就增加了羽流中非气体物质的量，使羽流更容易看到。

若降低羽流烟雾对完成任务很重要的话，则往往使用低烟固体推进剂或烟雾最低的推进剂，它们已在第十二章中叙述过了。尽管这样，在低温天气和高湿度条件下还是会形成二次烟雾尾迹。然而，只含蒸气的尾迹在大多数气象条件下是难以看见的。

18.2.2毒性

许多火箭推进系统的排气包含有毒和/或腐蚀性的气体成分，这些成分会严重危害健康，并可能污染发射场或试验场附近的环境。某些液体氧化剂（如四氧化二氮或红烟硝酸)意外泄漏后会产生有毒、腐蚀性的气团，其密度比空气高，会弥漫在地面附近。

像CO或CO₂这些排气若过量吸入也会危害健康。采用过氯酸盐氧化剂的固体推进剂生成的氯化氢(HCI)气体（参见文献18-11）、二氧化氮(NO2)、四氧化二氮(N₂0₄)或硝酸蒸气(HNO₃)等这些气体允许的健康安全吸入浓度相对较低。第七章列出了一些物质的暴露浓度安全极限值。排气的破坏性随有毒成分的浓度、质量流量或推力量级以及火箭发动机在靶场或其附近地区的工作时间而增加。

由于风的弥散、空气的扩散和稀释作用，有毒物质的浓度会在几分钟内降到安全值，但这取决于当地的气象条件，如第二十章所说明的。因此要对发射或试验操作的时间作仔细安排，使风将这些气体吹向附近的非居民区。对于剧毒排气（如包含氧化铍或某些氟化物的物质)，从静态试验设施排出的气体要收集起来，在排入大气之前作化学处理和净化（通常针对推力相对较小的情况）。

18.2.3噪声

噪声是产生推力时不可避免的副产品。噪声对于大型运载火箭特别重要，是飞行器和许多地面设备（特别是电了部件）设计时的一个主要考虑因素。除了危害火箭动力飞行器附近的人员外，还可能严重干扰发动机试验场附近的居民区。“土星”运载火箭发射时产生的声能约为2×10⁸W,若可转换为电力的话足够用于约20万户普通家庭的照明。

发射的声能主要与排气速度、气体流量、排气密度以及静止介质中的声速有关。就声能而言，化学火箭发动机是所有飞机和导弹推进装置中噪声最大的。声强在喷管出口附近最高，并随与声源的距离的平方而减弱。火箭发动机排气噪声的分析模型通常将羽流分为两个主要区域：一个在激波上游，一个在下游（亚声速）。第一个区域产生高频噪声，第二个产生低频噪声。高速排气与周围相对静止的大气之间的强烈湍流混合产生噪声，此外激波本身也是一个噪声源。声发射通常用声压单位微巴（μbar)度量，也可用声能(W)、声强(W/ft²)或声级（分贝dB)表示。由于分贝是两个能量或两个强度量的比值的对数，分贝、能量和强度之间的关系不是很直观。此外，采用分贝来表示时必须有一个分贝标度基准，比如，对应于0dB时的瓦特量。在美国，最常用的分贝标度基准为10^-13W能量，欧洲则为10^-12W。

大型火箭发动机产生的声级可达200dB(基准为10^-13W),对应的声能为10⁷W,而75人管弦乐队产生的声级为140dB,声能为10W。声能降低50%，声级只降低3
dB左右。就人们的感觉而言，声级变化10dB,普通人通常感觉声音加倍或减半。140dB以上的声级通常会使耳朵疼痛，160dB以上的声级则难以忍受（参见文献18-12）。

18.2.4航天器表面污染

对飞行器设计师和用户而言，火箭发动机排气产物对航天器敏感表面的污染可能是个问题。污染会使功能表而退化，如太阳电池、光学透镜、辐射致冷器、观察窗、热控涂层和镜面。排气中有凝结液体或固体颗粒的推进剂看来比排气几乎全是气态产物的推进剂（如氧一氢）更麻烦。大多数固体推进剂羽流包含污染成分。实际上所有的研究工作都围绕推力为1.0~500N、采用可贮存液体推进剂的、脉冲工作的小型姿态控制发动机，即常用于飞行器长期姿态控制和轨道位置保持的发动机。已经发现硝酸肼和其他物质会沉积。排气产物在附近表面的积累与许多变量有关，包括推进剂、燃烧效率、燃烧压力、喷管面积比、表面温度以及发动机/飞行器界面的形状。分析计算只能在一定程度上预测排气对航天器表面的污染。文献18-13给出了双组元液体火箭发动机的综合分析模型和计算机程序。

凝结组分（微小的液滴或固体颗粒）聚集物会产生另一种效应，即散射阳光，导致阳光照射到航天器的光学仪器上，如照相机、望远镜、红外地平仪或星敏感器。这种效应会使仪器测量值出错。散射取决于羽流与仪器的相对位置、推进剂、颗粒的密度和尺寸、敏感光谱频率以及仪器表而温度。

18.2.5无线电信号衰减

在飞行器制导、通信或雷达探测时，所有火箭发动机排气羽流通常都会干扰要穿过羽流的射频信号的传输。固体推进剂排气羽流的干扰通常比液体火箭发动机羽流更大。

信号衰减与自由电子密度和电子碰撞频率有关，若知道这两个参数在整个羽流场中的值，就可以计算出信号穿过羽流时的衰减量。图18-8画出了预测信号衰减所需的基本羽流模型，其上有电子密度和电子碰撞（动量交换）频率的等值线。排气羽流中自由电子的密度和活动受许多因素影响，包括推进剂配方、推进剂中的碱性杂质、排气温度、发动机尺寸、燃烧室压力、飞行速度和高度以及与喷管出口的距离。目前已建立了用计算机分析排气羽流的理化成分（包括电子密度）和衰减特性的方法(参见文献18-14和18-15)。根据典型的固体推进剂发动机的经验。一些相互影响的发动机和飞行器设计因素之间的关系可归纳如下：

图18-8预测无线电通信信号衰减的排气羽流模型。图中的等值线表示电子密度或电子碰撞频率，最大值在喷口出口附近

(1)碱性金属杂质会增加衰减量。杂质钾的含量从10ppm变到100ppm会使低空相对衰减量增加数十倍。钾(~150ppm)和钠(~50ppm)都是工业级硝化纤维和过氯酸铵中的杂质。
(2)铝燃料的百分含量构成了主要影响。铝的百分含量从10%提高到20%后，海平面衰减量增加5倍，在7500m高度则增加3~4倍。
(3)对于给定的含铝推进剂，室压从100psi增加到2000psi后相对衰减量降低了50%。
(6)衰减量随离喷管出口平面的距离而变化，视飞行高度、喷管形状、混合比、飞行速度和高度以及其他参数而定，有些地方的衰减量可达喷管出口平面处的4一5倍。对于许多固体火箭发动机的应用场合，排气羽流引起的无线电或雷达信号强度的衰减不是问题。若有问题，则通常可通过控制推进剂成分中碱杂质的含量、采用非金属燃料或低含量的铝(5%以下)将衰减控制在可接受的程度。发动机采用大面积比喷管是有好处的，因为随着排气温度的降低，电子与正离子结合。

羽流中的电子大大增加了雷达有效反射面积，且高温羽流容易被雷达探测到。羽流通常是比飞行器更强的雷达反射体。雷达自动寻的导弹的导引头会盯住羽流，而不是飞行器。一般希望减小羽流横截面积（降低排气温度、减少钠杂质含量）。

18.2.6羽流撞击

大多数反作用控制系统中有多个小推力器，它们指向不同的方向。有这样的情况，即其中一些推力器的羽流撞击到空间飞行器表面，如展开的太阳电池阵、辐射散热面或气动控制面。这大多发生在高空，此时羽流直径很大。这种情况会寻致这些表面过热以及产生意外转矩。

此外，在级间分离时，上面级的羽流有可能撞击到飞行器下面级。这不仅会对下面级（被抛掉的）造成过热、撞坏，而且还会因反射而影响上面级。其他实例还有对接机动飞行、火力密集的多管火箭发射（几乎同时）。一个火箭弹的羽流撞击到另一火箭弹上，使其飞行弹道发生变化，从而往往不能击中预定目标。

18.3分析和数值模拟

目前已采用了数学算法对羽流的复杂结构、特性和许多物理现象进行了模拟，且编制了一些比较复杂的计算机程序（参见文献18-16~18-20）。虽然羽流现象的数学模拟已取得了显著进展，但用这种计算机分析结果来预测许多羽流特性未必总是可靠和有效的。然而，模型有助于了解羽流，并在一定范围内能将试验结果外推到不同的条件。羽流中有些物理现象还未完全认识清楚。

所有模拟实际上都是不同程度的近似。为得到合理的数学解，需要作简化假设。此外它们的应用场合是有限的。这些数学模拟主要是预测各种羽流参数，如温度/速度/压力分布、雷达有效反射面积、传热、辐射、凝结、光学表面的沉积、撞击力或化学成分。分析通常局限于羽流中各独立空间区域（例如核心区、外层、超声速/亚声速区、连续流/自由分子流区、近场/远场)，且许多对流动的动力学或稳定性采用了不同的假设（许多忽略了湍流效应或边界层/激波之间的相互作用）。在处理化学反应、固态物含量、能量释放、羽流内的组分变化、不同飞行高度、与空气及飞行器的相互作用或选定的谱段（例如只考虑IR)等方面，算法也是各种各样的。许多算法需要对颗粒尺寸、颗粒数量、空间和尺寸分布、气体速度分布、混合层的形状和边界或湍流特性等作出假设。数学模型非常复杂，维数有一维、两维和三维。为预测不同的量，羽流分析常采用一个以上的模型。许多分析在一定程度上要通过实际羽流测量数据的外推来指导求解过程。具体分析方法超出了本书的叙述范围，其数学求解过程则是该领域专家的特长。

静态和飞行试验中获得的羽流实测值可用于验证理论。羽流测量需要专用仪器、仔细标定和经验丰富的人员，另外还要灵活应用各种修正系数。把计算机程序外推到未经验证的范围或参数往往得不到好的结果。

习题

1.试列出至少两个可能会增加羽流总辐射的参数、并解释原因。例如，提高推力增加了羽流的辐射质量。
2.在技术辞典或化学百科全书中查找术语化学发光(chemiluminescence),给出定义，并解释它如何影响羽流辐射。
3.如果从高空气球观测高空羽流，其视在辐射强度随羽流与观测点之间的距离的平方而减小，同时正比于飞行弹道切线与羽流至观测点的直线的夹角的余弦。试自己建立一种弹道及其相对于观测点的位置。对于上升运载火箭的羽流，试粗估飞行时由观测传感器接收到的相对强度的变化。忽略大气对羽流辐射的吸收，假设辐射强度为常数。

参考文献

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