Page 156 - 《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

续向地表富集。相比之下，工况 4 在 30 ms 时刻 表 6 不同冲击高度下近地面区域动量通量对比
地表涡生成，射流首次触地。至 60 ms 充分发 Table 6 Comparison of near-ground momentum flux
展 ， 最 大 速 度 始 终 低 于 4 0 0 m / s ， 较 工 况 3 在 at different impact heights
60 ms 时的速度降低将近 58%。表 6 定量数据为 工况 h/d 总动量通量/MN 基准通量/MN 耗散于地面动量/MN
此提供了确凿证据：在 60 ms 时,近地面 0.1d 高 3 2.0 6.999 2.487 4.513
度处，强地效工况 3 的动量通量高达 6.999 MN， 4 5.5 1.929 4.335 1.495
其产生的动量损失 4.513 MN 是弱地效工况 4 的 注：基准通量为同位置、同时刻无地面效应工况（工况 2）的动量
通量；耗散动量=总动量通量-基准通量，表征因地效冲击而
3 倍。这直接证明，低冲击高度导致绝大部分射
损失的能量。
流动能无效地耗散于对地面的剧烈冲击中，构成
了驱动效率损失的核心原因。
通过对 4 个特征时刻（1.5、10、30 和 60 ms）流场结构及定量数据的系统对比，揭示了地效与射流干
涉耦合流场的动态演化过程：从初始冲击阶段，经历结构分化与重组过程，最终达到准稳态。研究表明，
冲击高度是主导流场演化与能量耗散路径的关键参数。低冲击高（h=2d）诱发了“近场强耗散”机制，
表现为射流提前触地形成壁面射流、涡结构快速耗散（衰减 83%）导致了极高的近地动量通量与严重的
有效动能损失。高冲击高度（h=5.5d）则表现为“远场周期性失稳”机制，通过延迟地效主导作用、维持
更持久的涡活动，使近地冲击载荷大幅降低（速度降幅达 58%），从而显著保全了推进效能。这一完整的
演化规律与机理阐释，明确指出了将冲击高度提升至 5.5d，是优化流场结构、减轻地面效应负面影响、从
而提升火箭橇系统综合性能的关键设计途径，为工程设计提供了深入且直接的理论依据。
3.1.3 射流对地面的影响
图 15 为火箭橇起始点处工况 3（h=2d）和工况 4（h=5.5d）工况的地表温度随行程 l 的变化曲线。为研究
s
射流冲击高度对轨道起始段的热载荷累积效应，在固定监测点即橇车发射点记录了工况 3～4 下地表温度

随火箭橇行程的变化。从图 15 可以看出，射流 1 400
冲击高度对局部热载荷的分布特性起决定性作 Case 3
1 200 Case 4
用。以火箭橇行程 0～8 m 左右区间为例，工况 3
1 000
橇车行进 0.84 m 时，发射点温度骤升，源于射流 T/K
前锋抵达监测点，地表温度峰值达 1 286.6 K，且 800
600
橇车加速 8.4 m 后温度持续维持在高于 1 000 K，
预示严重烧蚀风险；相比之下，工况 4 温度升高 400
延迟至橇车行程 1.24 m，源于射流冲击高度增加 0 2 4 6 8
导致覆盖延迟，最高温度仅 450 K，且无持续高 l s/m
温现象，烧蚀风险显著降低。工况 3 的最高温度 图 15 起始点处地表温度随行程的变化
比工况 4 高 186%，且高温持续时间更长。因此， Fig. 15 Variation of surface temperature with travel distance
随着冲击高度的降低，地表烧蚀风险逐渐增大。 at the starting point

3.2 计算结果与试验结果对比
图 16 展示了不同时刻数值模拟流场形态与试验高速摄像结果的对比情况。图中的标注详细阐述
了两者在燃气射流推进过程中的共同特征。从图 16 可以看出，在 6 ms 时，燃气流前锋汇交后，受到地面
阻挡和挤压，气流前锋被抬升并发生折转反卷。仿真得到的射流冲击地面处射流高度 h 为 1.1 m，高速摄
像记录的此处高度也为 1.1 m 左右，涡旋出现的位置距喷管出口处均为 3 m 左右。到 30 ms 时，燃气流前
锋继续沿地面推进，其下部受到地面的阻挡与挤压，因而其下部高速沿地面推进，而上部的卷吸涡旋则
更加明显。仿真得到的射流冲击地面处射流高度 h 仍为 1.1 m 左右，与高速摄像读取的数据一致；同时，
涡旋出现的位置距喷管出口处约为 8.2 m。无论是仿真还是高速摄影试验结果，其射流冲击地面的位置
的射流高度及射流前锋涡旋位置均表现出良好一致性。在 50 ms 时，尽管燃气流前锋上部的反卷特征有

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