液体火箭反推进再入过程底部热环境与流动特性

doi:10.7527/S1000-6893.2025.32772

流体力学与飞行力学

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液体火箭反推进再入过程底部热环境与流动特性

郑昊¹, 唐勇¹^,²(), 陈湘男¹, 李霁¹, 林志强², 石保禄¹^,²

^1.北京理工大学空天科学与技术学院，北京 100081
^2.北京理工大学（珠海）空天信息学域，珠海 519088

收稿日期:2025-09-10 修回日期:2025-10-23 接受日期:2025-11-28 出版日期:2025-12-17 发布日期:2025-12-15
通讯作者: 唐勇 E-mail:tangyong@bit.edu.cn
基金资助:
民用航天技术预先研究项目(D020201)

Base-region thermal environment and flow characteristics of liquid rocket in retro-propulsion re-entry process

Hao ZHENG¹, Yong TANG¹^,²(), Xiangnan CHEN¹, Ji LI¹, Zhiqiang LIN², Baolu SHI¹^,²

^1.School of Aerospace Science and Technology，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^2.Domain of Aerospace Information，Zhuhai Campus，Beijing Institute of Technology，Zhuhai 519088，China

Received:2025-09-10 Revised:2025-10-23 Accepted:2025-11-28 Online:2025-12-17 Published:2025-12-15
Contact: Yong TANG E-mail:tangyong@bit.edu.cn
Supported by:
Civil Aerospace Technology Pre-Research Project(D020201)

摘要/Abstract

摘要：

可重复使用液体火箭是未来航天运输系统的重要发展方向，火箭垂直再入过程中底部发动机以非规则构型迎风下降，局部热环境和流动特性十分复杂。针对猎鹰9号v1.2的构型设计箭体，根据再入过程的特点选取了高空动力减速、高空气动减速、低空气动减速、低空动力减速4个典型阶段，开展了发动机迎风再入绕流气动特性仿真研究。再入过程箭体热环境呈高度瞬态、非均匀特征，羽流结构随高度和发动机工况发生显著变化。动力减速阶段因羽流-来流强耦合，其流动紊乱程度与热流峰值均显著高于气动减速阶段。二次燃烧对低空远场羽流的热影响具有全域性。4个典型阶段中，最大热流始终集中于喷管出口外沿及箭体底部边缘区域，峰值可达380 kW/m²，所得结论可为发动机热防护设计提供支撑。

关键词: 可重复使用, 火箭回收, 垂直再入, 热环境, 流动特性

Abstract:

Reusable liquid-propellant launch vehicles constitute a pivotal direction for future space transportation systems. During vertical re-entry of a rocket， the aft-mounted engines descend in an irregular configuration facing the freestream. The local thermal environment and flow characteristics are highly complex. A simulation study of the flow over a Falcon 9 v1.2 derived geometry was conducted for four representative re-entry phases： high-altitude powered deceleration， high-altitude aerodynamic deceleration， low-altitude aerodynamic deceleration， and low-altitude powered deceleration. The vehicle thermal environment is markedly transient and non-uniform： plume morphology evolves continuously with altitude and engine operating condition. Powered deceleration phases exhibit substantially stronger flow disturbances and heat-flux maxima than aerodynamic deceleration phases owing to intense plume-freestream coupling. Secondary combustion exerts a global thermal influence on the far-field plume at low altitude. Across the four characteristic stages， the peak heat flux persistently localizes at the nozzle lip and the aft-edge of the rocket base， reaching 380 kW/m²， these data constitute a quantitative basis for engine thermal-protection design.

Key words: reusable, rocket recovery, vertical re-entry, thermal environment, flow characteristics

中图分类号:

V475.1

郑昊, 唐勇, 陈湘男, 李霁, 林志强, 石保禄. 液体火箭反推进再入过程底部热环境与流动特性[J]. 航空学报, 2026, 47(8): 132772.

Hao ZHENG, Yong TANG, Xiangnan CHEN, Ji LI, Zhiqiang LIN, Baolu SHI. Base-region thermal environment and flow characteristics of liquid rocket in retro-propulsion re-entry process[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(8): 132772.

图/表 17

图 1

图 2

表1

几何模型参数

参数	数值
箭体长度L_r/m	46
箭体直径D_r/m	3.66
夹角θ/（ $°$ ）	45
喷管入口直径D_c/mm	422
喷管出口直径D_e/mm	960
喷管壁面厚度H_n/mm	20
喷管扩张比	16

表1

图 3

表2

图 4

表3

表4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

参考文献 30

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

工况	阶段	高度/km	中心机c推力比/%	分机1、5推力比/%	静压/Pa	马赫数
1	高空动力减速	40.0	100	100	287.14	2.83
2	高空动力减速	36.8	100	100	445.52	2.39
3	高空气动减速	36.8	0	0	445.52	2.39
4	低空气动减速	10.0	0	0	26 499.90	1.34
5	低空气动减速	3.2	0	0	68 357.80	0.96
6	低空动力减速	3.2	100	0	68 357.80	0.96

参数	Ecker数据^［24-25］	RPA热力计算	CFD计算
海平面比冲	282.3	296.8	295.3
真空比冲	304.5	303.8
海平面推力系数	1.56	1.62	1.75

反应方程式	指前因子Ar/（m³·kmol^-1·s^-1）	温度指数N_T	活化能E_A/（10⁵ J·kmol^-1）
H₂+O = OH+H	5.17×10⁸	2.27	291.00
H+O₂= OH+O	3.18×10¹¹	-0.49	675.00
OH+H₂= H₂O+H	5.89×10⁸	1.88	132.00
OH+OH = H₂O+O	3.40×10⁷	2.26	-74.70
O+H+M = OH+M	1.58×10¹⁰	-1.00	0
H+H+M = H₂+M	4.96×10⁵	-1.21	25.60
H+OH+M = H₂O+M	7.83×10¹¹	-2.54	5.05
O+O+M = O₂+M	1.89×10⁷	0	-74.80
CO+OH = CO₂+H	5.19×10⁶	2.22	-578.00
CO+O+M = CO₂+M	6.17×10⁸	0	126.00

液体火箭反推进再入过程底部热环境与流动特性

Base-region thermal environment and flow characteristics of liquid rocket in retro-propulsion re-entry process

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