Page 147 - 《爆炸与冲击》2026年第9期

第 46 卷 齐 治，等： 品字形三喷管火箭橇射流-地效耦合机理及其布局效应 第 9 期

切层发生剧烈相互作用，火焰呈现贴地扩展程度更明显，且受地面限制，火焰前锋发生上卷；60.0 ms 时，
射流完全展开，其几何形状随橇车高速行进保持稳定。结合 150.0、200.0 ms 时刻的画面，可以看出，射流
完全展开后，其宏观形态随橇车运动保持自相似性，不再发生显著变化。
1.2.2 动力学特性与风险段识别
表 1 为火箭橇橇车分段行程数据。为揭示火箭橇加速过程的非线性特征并识别高风险段，分析了
4 个关键区间的参数，即表 1 所列的 0～8 m（起始段）、＞8～16 m（早期加速段）、＞16～24 m（中期加速
段）及＞112～120 m（高速滑行段）。结果表明，品字形三发动机布局火箭橇的加速过程具有明显的非线
性衰减特征。测试数据表明，0～8 m 起始段同时具备了全行程中最剧烈的动力学载荷和最长的持续作
2
用时间。该段平均加速度 a 高达 832.7 m/s ，分别是＞8～16 m 区段 357.8 m/s 的 2 2.3 倍和＞16～24 m 区
段 299.5 m/s 的 2 2.8 倍。这意味着，固体火箭发
表 1 火箭橇橇车分段行程数据
动机产生了巨大的推力，形成了高能的燃气射
Table 1 Segment travel data for rocket sled vehicle
流，构成了极高的瞬时冲击强度。与此同时，其
单位距离作用时间为 1.84 ms/m，约为末端＞112～ 橇车行程/m 时间/s 区间初速度/ 区间末速度/ 平均加速度/
−1
−2
−1
(m·s ) (m·s ) (m·s )
120 m 高速区段 0.32 ms/m 的 5.75 倍，这导致了
0～8 0.098 0.00 81.63 832.7
极端热力学载荷的持续作用时间最大化。上述
＞8～16 0.074 81.63 108.11 357.8
极端载荷条件与该阶段观测到的射流汇交、涡
＞16～24 0.063 108.11 126.98 299.2
重组等复杂的瞬态流场结构相结合，共同决定了
︙ ︙ ︙ ︙ ︙
起始段是轨道烧蚀风险极高、流场极不稳定的
＞112～120 0.033 246.15 250.00 116.7
核心区域。因此，本文后续将重点对此阶段的流
场特性与地效影响机制进行深入研究。
2 数值计算模型

2.1 物理模型及网格划分

2.1.1 物理模型

图 4 为火箭橇系统物理结构示意图。3 台
单喷管火箭发动机喷管呈品字形分布，喷管扩张
比为 5∶1，喷管出口直径 d 为 275 mm。冲击高 60°
s
度 h 为 3 台发动机对称轴至地面的垂直距离，喷
管水平中心距 s 为相邻两喷管出口中心点的水
平距离。
h
以喷管出口直径 d 为特征尺度，对主要几何
参数进行归一化。工况取值基于几何约束、地 Resultant jet axis
Launch point
效强度与研究策略确定：发动机布局允许的最小 Ground
物 理 间 距 s = 1 d ， 是 射 流 干 涉 的 极 端 工 况 ， 而

s=7d 保证射流在近场区相互独立发展，作为无 图 4 三喷管火箭橇动力系统物理模型示意图
干涉或弱干涉的基准工况；冲击高度 h=2d 是典 Fig. 4 Schematic diagram of the physical model for the three-
nozzle rocket sled propulsion system
型紧凑布局强地效工况，射流将提前触地效应显

著，h=5.5d 通过增大高度有效抑制地效，代表弱地效工况。
基于此，构建了如表 2 所示的 4 种工况。工况 1～2 用于揭示无地效时的射流干涉机制；工况 3～4
用于研究地效与干涉的耦合作用。
为精确模拟地面效应下的复杂流动特性，建立了三维计算模型，计算区域涵盖部分燃烧室、喷管及
外部自由射流发展区以及足够大的侧向与下游空间，以确保能完整捕捉射流干扰现象。针对有地效工

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