石 璞，朱國強，李進(jìn)賢，侯 曉

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，陜西 西安710072；2.中國航天科技集團有限公司，北京 100048)

0 引言

變推力液體火箭發(fā)動機具有廣闊的應(yīng)用范圍和良好的應(yīng)用前景，目前主要應(yīng)用于衛(wèi)星入軌與降落、空間交會、軌道機動、空間定位和穩(wěn)定、運載火箭回收與重復(fù)利用等方面[1-2]。此外，在發(fā)動機推力控制、彈道防御導(dǎo)彈軌道控制和組合發(fā)動機轉(zhuǎn)級等方面也有一定的需求[3]。目前實現(xiàn)發(fā)動機推力調(diào)節(jié)的技術(shù)途徑主要包括[4]：調(diào)節(jié)固定噴注器壓降(如控制閥門等)；在噴注器上游管路注入惰性氣體調(diào)節(jié)推進(jìn)劑流量；通過多路歧管的開閉調(diào)節(jié)有效噴注面積；通過可移動部件調(diào)節(jié)噴注面積；調(diào)節(jié)噴管喉部面積；采用多個獨立的燃燒室；調(diào)節(jié)脈沖參數(shù)(脈寬、重復(fù)頻率等)。針?biāo)▏娮⑵魇且环N通過可移動部件調(diào)節(jié)噴注面積的推力調(diào)節(jié)裝置，具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、操作安全[5]、燃燒穩(wěn)定[6]、可實現(xiàn)深度節(jié)流和面關(guān)機、可擴展性好[7]等優(yōu)良特性，可實現(xiàn)發(fā)動機大范圍(4∶1以上)推力調(diào)節(jié)。美國TRW(Thompson-Ramo-Wooldridge Inc)的MIRA5000發(fā)動機，在保證穩(wěn)定工作的前提下最大可實現(xiàn)35∶1的推力變比。采用針?biāo)▏娮⑵鞯陌l(fā)動機飛行成功率較高。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機的推力適用范圍非常寬(達(dá)130 000∶1)，最大推力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機為TRW的TR106發(fā)動機，采用LH2/LOX推進(jìn)劑，推力為2 900 kN；最小推力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機為TRW用于“光亮鵝卵石計劃”的一款發(fā)動機，采用N2O4/肼推進(jìn)劑，推力為22 N。該噴注器的推進(jìn)劑適用性較好，迄今為止已成功試驗過20余種不同的推進(jìn)劑組合，其中包括煤粉和空氣組合。此外，該噴注器還有燃燒穩(wěn)定的先天優(yōu)勢，在迄今所有的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機地面試驗及飛行試驗中，很少發(fā)生實質(zhì)性的燃燒不穩(wěn)定[8]。由此可見，針?biāo)▏娮⑵骷耙云錇榛A(chǔ)的推力調(diào)節(jié)技術(shù)具有極大的應(yīng)用潛力。本文在總結(jié)回顧針?biāo)ㄍ屏φ{(diào)節(jié)技術(shù)發(fā)展歷程和應(yīng)用實例的基礎(chǔ)上，重點從針噴注器霧化特性及針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機燃燒流動問題兩個方面進(jìn)行了總結(jié)分析，提出了針?biāo)▏娮⑵骷跋鄳?yīng)的發(fā)動機技術(shù)研究中需要重點關(guān)注的問題。

1 針?biāo)▏娮⑵骷夹g(shù)的發(fā)展

1.1 針?biāo)▏娮⑵鞯钠鹪磁c典型結(jié)構(gòu)

針?biāo)▏娮⑵髌鹪从?9世紀(jì)50年代美國JPL(Jet Propulsion Laboratory)用于研究推進(jìn)劑反應(yīng)特性的裝置，此裝置就是針?biāo)▏娮⑵鞯碾r形，如圖1所示。1960年JPL相關(guān)人員轉(zhuǎn)至TRW繼續(xù)進(jìn)行針?biāo)▏娮⑵餮兄乒ぷ?，隨著研究的不斷深入，針?biāo)▏娮⑵鞯臉?gòu)型不斷改進(jìn)，實現(xiàn)了推力可調(diào)，可快速脈沖工作及可實現(xiàn)面關(guān)機等功能[8]。針?biāo)▏娮⑵鞯牡湫徒Y(jié)構(gòu)[9]如圖2所示，其中心徑向流道(綠色部分)是一個帶針?biāo)钡墓艿阑蝽敹碎_孔的中空針?biāo)ǎh(huán)縫型軸向流道(紫色部分)由調(diào)節(jié)套筒與底座形成，燃料和氧化劑分別從兩個流道流出并發(fā)生碰撞霧化，通過改變調(diào)節(jié)套筒的位置可以在保證所需混合比的情況下實現(xiàn)推進(jìn)劑流量的大范圍同步調(diào)節(jié)，進(jìn)而調(diào)節(jié)發(fā)動機推力。針?biāo)▏娮⑵鞯墓ぷ鳡顟B(tài)如圖3所示[7]，圖3(a)為推進(jìn)劑僅從軸向流道流出的情形，圖3(b)為推進(jìn)劑僅從徑向流道流出的情形，圖3(c)為徑向流與軸向流的合成流。

圖1 JPL用于研究推進(jìn)劑反應(yīng)特性的裝置

圖2 針?biāo)▏娮⑵鞯湫徒Y(jié)構(gòu)

圖3 針?biāo)▏娮⑵鞴ぷ鳡顟B(tài)

1.2 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機的發(fā)展與應(yīng)用

美國在針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機研究領(lǐng)域處于領(lǐng)先地位，有很多典型的應(yīng)用。國內(nèi)在該領(lǐng)域的研究起步較晚，目前唯一的實際應(yīng)用是嫦娥三號的7 500 N下降級發(fā)動機。此外，開展相關(guān)研究的國家還包括日本、韓國、印度、德國等。

1.2.1 國外的發(fā)展與應(yīng)用

美國在針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機研究領(lǐng)域起步較早。1961年TRW首次將針?biāo)▏娮⑵鲬?yīng)用于MIRA500發(fā)動機，該發(fā)動機的推力可在111.2～222 4 N范圍內(nèi)調(diào)節(jié)[10]。1963年TRW開始為JPL研制作為“勘探者發(fā)動機”備份方案的MIRA150A發(fā)動機，推力為133～667 N[1]。1963到1972年間TRW負(fù)責(zé)研制了LMDE(Lunar Excursion Module Descent Engine)[6,11]，該發(fā)動機也使用了針?biāo)▏娮⑵?，最大推力?4.52 kN，具有10∶1的推力調(diào)節(jié)能力[4]。LMDE在10次任務(wù)中表現(xiàn)出了優(yōu)異的性能，由其衍生而來的固定推力發(fā)動機TR201應(yīng)用于德爾塔運載火箭的二級發(fā)動機，飛行成功率為100%[8]。從1962年開始，TRW還進(jìn)行了大量研究，試圖將針?biāo)▏娮⑵鲬?yīng)用于大型助推發(fā)動機[12]，1995年美國測試了迄今為止世界上最大的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機TR106，該發(fā)動機推力達(dá)到了290 t級[3,13]，此項研究工作直到現(xiàn)在還在繼續(xù)。

在執(zhí)行LMDE計劃的同時，TRW還在研制小推力針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機。1965年開始研制推力為53～800 N的“月球跳躍者發(fā)動機”。同年開始研制C-1發(fā)動機，推力為440 N，該發(fā)動機可進(jìn)行脈沖工作。1966年開發(fā)的URSA系列發(fā)動機，具有140、440、890 N 3種不同的固定推力，脈沖寬度小到0.02 s。20世紀(jì)80到90年代初生產(chǎn)了迄今為止最小的針?biāo)▏娮⑵?，推力?2 N，僅重135 g[8]。

根據(jù)“碰撞-殺傷”型導(dǎo)彈攔截器的需求，TRW利用面關(guān)機特性研制了36.5 kN的“哨兵”導(dǎo)彈俯仰偏航發(fā)動機，該發(fā)動機可在線性度為±8%條件下實現(xiàn)19∶1的推力變比，并可在任一推力水平產(chǎn)生小到8 ms的脈沖[14]。TRW還設(shè)計了一種具有面關(guān)機能力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機，該發(fā)動機用于空軍最早的“戰(zhàn)略防御主動動能武器”計劃之一，推進(jìn)劑采用N2O4/MMH，脈沖響應(yīng)為12 ms[15]。

為了滿足約翰遜航天中心進(jìn)行月球著陸器原型機的大氣飛行測試需求，普渡大學(xué)2012年設(shè)計測試了一個推力可調(diào)的液氧/液甲烷推力室，該推力室采用固定結(jié)構(gòu)的針?biāo)▏娮⑵?，推力?.85～18.9 kN范圍內(nèi)可調(diào)[16]。2017年以來，普渡大學(xué)的學(xué)生在該推力室的基礎(chǔ)上設(shè)計制造了一枚探空火箭，并基本完成發(fā)射前的準(zhǔn)備工作[17]。美國SpaceX公司獵鷹9號火箭的梅林1D發(fā)動機也采用了針?biāo)ㄊ絿娮⑵?，推力可?0%～100%范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，2015年12月該火箭一級部分首次實現(xiàn)了陸上垂直降落回收[18]。

從國外發(fā)展與應(yīng)用的情況來看，美國在針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機研究方面起步較早，目前處于領(lǐng)先地位，早期TRW公司在針?biāo)▏娮⑵骱歪標(biāo)ㄊ桨l(fā)動機方面處于主導(dǎo)地位，研制出了具備深度節(jié)流能力、推力涵蓋范圍大、具有面關(guān)機能力等特點的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機，型號應(yīng)用很多且比較成熟。目前SpaceX公司的多款發(fā)動機也采用了針?biāo)▏娮⑵鳎浒l(fā)動機性能處于領(lǐng)先地位。

1.2.2 國內(nèi)的發(fā)展與應(yīng)用

國內(nèi)在變推力火箭發(fā)動機領(lǐng)域的研究起步較晚。20世紀(jì)70年代國防科技大學(xué)率先開展針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機研究工作，并于1983年完成第一臺雙組元單調(diào)針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機試車，推力調(diào)節(jié)范圍為245～1 221 N[19]。隨后研制了杠桿雙調(diào)針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機SBF-03，推力為250～1 250 N[20-21]。上世紀(jì)90年代初，西安航天動力研究所成功研制了流量定位雙調(diào)針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機，真空推力為250～1 250 N[22]；本世紀(jì)初，西安航天動力研究所與西北工業(yè)大學(xué)等單位合作，成功研制了推力變比為10∶1的雙調(diào)變推力發(fā)動機[23]，并在此基礎(chǔ)上發(fā)展了國內(nèi)目前唯一實際應(yīng)用的針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機，即嫦娥三號下降級7 500 N發(fā)動機，推力調(diào)節(jié)比為5∶1[24]。2018年，北京航空航天大學(xué)設(shè)計了一款基于機械定位雙調(diào)系統(tǒng)的氣氧/煤油針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機，推力變比達(dá)15∶1，最高燃燒效率97.14%，但還沒有進(jìn)行實際應(yīng)用[10]。

我國在針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機研究領(lǐng)域起步較晚，研制出的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機推力較小，調(diào)節(jié)范圍有限，且大多還未進(jìn)行實際的型號應(yīng)用，目前我國唯一實際應(yīng)用的針?biāo)ㄊ阶兺屏Πl(fā)動機為嫦娥三號下降級7 500 N發(fā)動機，其推力調(diào)節(jié)范圍為5∶1，與國外比還有較大差距。

2 針?biāo)▏娮⑵黛F化性能

在液體火箭發(fā)動機工作過程中，推進(jìn)劑經(jīng)過噴射、霧化、蒸發(fā)、混合反應(yīng)、膨脹加速產(chǎn)生反推力來提供發(fā)動機的動力。噴注器的霧化性能對推進(jìn)劑的蒸發(fā)、混合和燃燒有至關(guān)重要的影響，并直接影響發(fā)動機的性能。如圖4和圖5所示，針?biāo)▏娮⑵魍屏κ伊鲌鼋Y(jié)構(gòu)與平面噴注器推力室流場結(jié)構(gòu)有明顯的不同，平面噴注器推力室中推進(jìn)劑沿推力室截面均勻分布，液滴軌跡近似沿軸線方向；而針?biāo)ㄊ酵屏κ抑幸旱纬跏架壽E與燃燒室軸線有很大的角度，推力室中存在兩個較大的回流區(qū)，即頭部回流區(qū)和中心回流區(qū)。回流區(qū)的大小和位置受到噴射錐角等參數(shù)的影響，并影響推進(jìn)劑的蒸發(fā)、混合及燃燒過程。平面噴注器推力室中液滴沿軸線運動且分布較均勻，液滴間發(fā)生相互碰撞的概率低，二次破碎的程度相對較低；而在針?biāo)▏娮⑵魍屏κ抑?，由于液滴與室壁的撞擊作用及回流區(qū)的存在，液滴間發(fā)生相互碰撞的概率高，二次破碎程度相對較高。因此針?biāo)▏娮⑵骱推矫鎳娮⑵饕毫髌扑殪F化的動力學(xué)過程有所不同，需要進(jìn)行深入研究。目前研究人員主要采用試驗、理論和數(shù)值仿真等方法開展相關(guān)的研究工作。

圖4 平面噴注器發(fā)動機流場結(jié)構(gòu)示意圖

圖5 針?biāo)▏娮⑵靼l(fā)動機流場結(jié)構(gòu)示意圖

目前針?biāo)▏娮⑵靼赐七M(jìn)劑相態(tài)進(jìn)行分類可分為兩類，即液/液和氣/液針?biāo)▏娮⑵鳎渲袣?液針?biāo)▏娮⑵鳛榱藢崿F(xiàn)較好的霧化效果，氣態(tài)推進(jìn)劑一般都從外部的軸向通道噴出。下面從霧化過程、噴射錐角和霧化粒徑3個方面來討論這兩類噴注器的研究進(jìn)展。

2.1 霧化過程

2.1.1 液/液噴注器

實驗研究方面，Cheng等[25]對簡化噴注單元進(jìn)行霧化實驗，結(jié)果表明液流霧化破碎模式與LMR(Local Momentum Ratio)及雷諾數(shù)密切相關(guān)，霧化場呈斗篷狀，如圖6所示。Marchi等[26]利用實驗研究了噴注器流道出口形狀對液膜穩(wěn)定性的影響，結(jié)果表明流道內(nèi)有臺階結(jié)構(gòu)時液膜更加穩(wěn)定。

理論分析方面，Ninish等[27]對噴注器液膜進(jìn)行理論分析，結(jié)果表明徑向射流的沖擊使得錐形液膜失穩(wěn)，液膜表面形成擾動波(見圖7)，擾動波增長導(dǎo)致液膜發(fā)生波動破碎。方昕昕等[28]基于小擾動假設(shè)，利用離心式噴注器錐形液膜破碎模型對針?biāo)▏娮⑵饕耗て扑檫^程進(jìn)行了線性不穩(wěn)定分析，結(jié)果表明正弦模式擾動波比曲張模式擾動波更不穩(wěn)定，在液膜破碎過程中占優(yōu)；無量綱破碎時間和破碎長度隨壓降的增大均減小，隨噴注流道長寬比的增大近似線性增大，隨液膜半錐角的增大均減小，隨正弦模式加權(quán)因子的增大均減小。

2.1.2 氣/液噴注器

Son等[29]開發(fā)了二維軸對稱針?biāo)▏娮⑵骷舛诵鲌龇抡娣椒?，并通過徑向氣流速度分布作為標(biāo)準(zhǔn)與試驗結(jié)果進(jìn)行對比驗證了該數(shù)值仿真方法的正確性，如圖8所示。

圖8 徑向氣流速度分布的計算值與實驗值對比

2.2 噴射錐角

噴射錐角是針?biāo)▏娮⑵鞯年P(guān)鍵性能參數(shù)之一，直接影響噴注器頭部和燃燒室壁面的熱環(huán)境，并且決定了回流區(qū)結(jié)構(gòu)，影響推力室效率。

2.2.1 液/液噴注器

早期Santoro等[30]通過試驗研究了LOX/RP-1推進(jìn)劑體系下噴射錐角的影響因素，發(fā)現(xiàn)其與TMR(Total Momentum Ratio)直接相關(guān)，而與阻塞因數(shù)幾乎無關(guān)。

Freeberg等[31]以水為模擬介質(zhì)進(jìn)行了液/液針?biāo)▏娮⑵骼淞髟囼?，分析了噴射錐角、TMR(公式中簡記為TTMR)、LMR及針?biāo)舛藝娍讕缀涡螤钪g的關(guān)系。結(jié)果表明，當(dāng)建立噴射錐角和LMR之間的關(guān)系時，噴射錐角與噴孔的幾何形狀基本無關(guān)，這提供了一種預(yù)測噴射錐角的簡單方法。噴射錐角的理論研究開始的相對較晚，Ashgriz等[32]首先基于橫向射流噴射錐角模型提出了針?biāo)▏娮⑵鞯膰娚溴F角模型

(1)

Cheng等[33]在無黏不可壓條件下導(dǎo)出了液/液針?biāo)▏娮⑵鞯膰娚溴F角表達(dá)式

θ=arccos[1/(1+TTMR)]

(2)

通過與數(shù)值仿真及試驗研究結(jié)果的對比驗證了式(2)的有效性，如圖9所示。

圖9 噴射錐角隨總動量比的變化關(guān)系

王凱等[34]基于三相CLSVOF方法(Coupled Level Set and VOF Method)對貼壁液膜/自由液膜撞擊的噴射錐角進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與自由液膜/自由液膜撞擊的噴射錐角進(jìn)行了對比，揭示了入口TMR預(yù)測理論不適用于貼壁液膜/自由液膜撞擊的根源在于兩者撞擊形成的高壓區(qū)分布顯著不同導(dǎo)致垂直于壁面方向的動量不守恒。

2.2.2 氣/液噴注器

Son等[35]對氣/液針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行霧化試驗，噴注器結(jié)構(gòu)如圖10所示。試驗結(jié)果表明噴射錐角隨針?biāo)ㄩ_度的增加而增加，隨氣液速度比的增加而減??；在小流量工況下，可通過改變針?biāo)ㄥF度(θpt)而不能通過改變液體路針?biāo)ㄩ_度(Lopen)來改變噴射錐角，并利用無量綱數(shù)給出了該噴注器噴射錐角α的估算公式

(3)

其中

s=1.15+1.35ξ

p=1.30+0.90ξ

Son等[36]研究了TMR和韋伯?dāng)?shù)We對氣/液針?biāo)▏娮⑵鲊娚溴F角的影響，結(jié)果表明噴射半角隨著TMR/We的增加指數(shù)遞減，如圖11所示。Fang等[37]對針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行霧化試驗，針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖12所示。試驗結(jié)果表明：噴射錐角隨氣液流量比、氧化劑噴注縫寬度h0、液氧噴注半角α0的增加而減小，如圖13和圖14所示。Lee等[38]用液氮和氮氣模擬液氧和甲烷，對氣/液針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行低溫噴霧試驗，用陰影成像技術(shù)測量噴射錐角，結(jié)果表明噴射錐角隨TMR的增大而增大，當(dāng)TMR一定時，針?biāo)ㄥF度(圖10中的θpt)增大，噴射錐角減小。

圖11 噴射半角與TMR/We的關(guān)系

圖12 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖

圖13 氣液流量比與針?biāo)ㄥF度對噴射錐角的影響

圖14 氣液流量比與噴注環(huán)縫寬度對噴射錐角的影響

Radhakrishnan等[39]開展了噴注器二維數(shù)值仿真研究，湍流模型采用k-ε模型，一次和二次破碎分別使用單噴射模型和波動破碎模型，分析了噴射錐角及混合質(zhì)量隨參數(shù)NK=1/(1+TMR)的變化關(guān)系，發(fā)現(xiàn)隨著NK的增加，噴射錐角減小，混合質(zhì)量增加，且當(dāng)NK大于0.83后，變化趨于穩(wěn)定，如圖15所示。

圖15 噴射錐角和混合質(zhì)量隨NK的變化規(guī)律

2.3 霧化粒徑

噴霧場的液滴尺寸分布范圍較廣，常用分布函數(shù)來描述液滴尺寸。為方便起見，許多關(guān)于噴霧場的研究都采用液滴的平均直徑。噴霧場中液滴平均直徑的表示方法有很多，其中索泰爾直徑SMD(Sauter Mean Diameter)可以用來反映液霧燃燒性能的好壞，是燃燒流場中常用的霧化性能評價指標(biāo)。

2.3.1 液/液噴注器

張紫豪等[9]采用馬爾文粒度儀對液/液針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行冷態(tài)噴霧粒徑測量，不同孔型測點分布如圖16所示。結(jié)果表明，徑向孔射流直接與軸向液膜作用時(2#孔型)噴霧的SMD要明顯小于兩孔射流交匯后再與液膜作用(1#孔型)的SMD，如圖17所示，分析認(rèn)為撞擊所產(chǎn)生的波幅不同是影響SMD的主要原因。Ninish[27]等對液/液針?biāo)▏娮⑵鞯撵F化試驗研究表明：軸向與徑向TMR越大，錐形液膜厚度和擾動波長越大，形成的液滴尺寸越大。

圖16 不同孔型的測點分布圖

圖17 不同孔型的SMD隨測點位置h的變化規(guī)律

2.3.2 氣/液噴注器

Son等[35]對氣/液針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行霧化試驗(噴注器結(jié)構(gòu)見圖10)，試驗結(jié)果表明：SMD隨液體路針?biāo)ㄩ_度的增加而增加，隨對數(shù)韋伯?dāng)?shù)的增加而減小。參數(shù)敏感性分析表明，SMD對軸向流道間隙的變化最敏感，并利用無量綱數(shù)給出了該噴注器的SMD的估算公式

SSMD=103(Lopen)(ξ-1)exp[4.0-q(We0.1)]

(4)

方昕昕等[40]研究了部分噴注器結(jié)構(gòu)參數(shù)對SMD和粒徑分布均勻度指數(shù)的影響，結(jié)果表明：SMD沿噴注器軸向變化不明顯，沿徑向有所增加；隨氣液流量比的增大，SMD減小，粒徑分布均勻度指數(shù)先減小而后增大；隨狹縫寬度的增大，SMD增大，粒徑分布均勻度指數(shù)減??；隨液膜半錐角的增大，SMD減小，粒徑分布均勻度指數(shù)增大。

3 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機的燃燒流動問題

在液體火箭發(fā)動機中，燃燒流動過程將推進(jìn)劑的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為燃?xì)獾膬?nèi)能，進(jìn)而轉(zhuǎn)化為發(fā)動機的動能，在發(fā)動機工作過程中尤為重要。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機具有特殊的流場結(jié)構(gòu)，首先需要研究發(fā)動機、噴注器結(jié)構(gòu)參數(shù)和流動參數(shù)對燃燒性能的影響，評定燃燒效率；其次需要對發(fā)動機和噴注器的熱環(huán)境進(jìn)行分析，避免發(fā)動機工作過程中各部件過熱損壞；最后還需要對發(fā)動機中的燃燒不穩(wěn)定問題進(jìn)行分析，確保發(fā)動機安全可靠工作。

對上述3方面問題進(jìn)行研究的方法主要有實驗和數(shù)值仿真2種。關(guān)于針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機燃燒流動過程及整機性能的試驗研究中，嘗試了液氧/液甲烷[16]、液氧/煤油[18]、過氧化氫/甲醇[41]、液氧/酒精[42-43]、MMH/NTO[44]等不同推進(jìn)劑體系。表1總結(jié)了針?biāo)▏娮⑵髟囼炦^的所有推進(jìn)劑組合。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機推力室噴霧燃燒過程的數(shù)值仿真中，湍流模型一般采用k-ε模型，兩相反應(yīng)流動中氣相方程在歐拉坐標(biāo)系下建立，液相方程在拉格朗日坐標(biāo)系下建立，兩相之間的耦合用氣液相互作用的源項考慮。

表1 針?biāo)▏娮⑵髟囼炦^的推進(jìn)劑組合

3.1 發(fā)動機及噴注器局部結(jié)構(gòu)對燃燒性能的影響

3.1.1 局部結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒性能的影響

Austin等[42]對燃燒室特征長度L*、燃燒室直徑與噴注器直徑之比、TMR、噴注器長度與直徑之比等參數(shù)對發(fā)動機燃燒性能的影響研究(發(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖18所示)表明：穩(wěn)態(tài)工作條件下燃燒性能對噴孔尺寸的變化不敏感，減小噴注器長度會提高燃燒效率；脈沖工作條件下L*略微增大可以提高燃燒效率，TMR對燃燒效率的變化無顯著影響。

圖18 試驗發(fā)動機結(jié)構(gòu)

周康等[45]的研究表明：對于氣氧/氣甲烷針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機，跳躍距離減小時，燃燒效率增大，火焰錐角不變；環(huán)縫寬度增加時，燃燒效率降低，火焰錐角增大；噴孔直徑增大時，燃燒效率基本不變，火焰錐角減??；火焰錐角在35°～68°范圍內(nèi)，燃燒效率隨火焰錐角的增大而減小，如圖19所示。

圖19 火焰錐角對燃燒效率的影響

3.1.2 部分流動參數(shù)對燃燒性能的影響

流動參數(shù)主要包括質(zhì)量流率、TMR、噴注壓降等。Sakaki等[43]對針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機燃燒室霧化及火焰結(jié)構(gòu)進(jìn)行了光學(xué)觀測，在推進(jìn)劑撞擊點觀測到了強烈的CH化學(xué)光(見圖20)，并發(fā)現(xiàn)燃料中心方案比氧化劑中心方案的燃燒效率高。

圖20 觀測到的瞬時火焰圖像(左)和CH化學(xué)光(右)

李進(jìn)賢等[46]的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機內(nèi)流場仿真結(jié)果表明：質(zhì)量流率較大時，發(fā)動機燃燒性能越好；針?biāo)ㄉ钊肴紵业拈L度增加，燃燒效率提高。

Son等[47]對氣氧/甲烷針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機數(shù)值仿真結(jié)果表明：低質(zhì)量流率工況下火焰錐角減小會導(dǎo)致燃燒效率降低，此時減小針閥開度是提高燃燒效率的有效方法。俞南嘉等[3]對液氧/煤油針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機數(shù)值仿真結(jié)果表明，當(dāng)TMR為1時，霧化混合效果最好，燃燒效率最高，如圖21所示。

圖21 TMR對燃燒效率的影響

張連博等[44]考慮流場與結(jié)構(gòu)之間的耦合傳熱效應(yīng)(耦合計算模型如圖22所示)，仿真結(jié)果表明：噴注器壓降對發(fā)動機的壓力、溫度和比沖的影響要比燃料和氧化劑的TMR對其影響顯著；對于燃料中心的針?biāo)▏娮⑵鞫?，改善燃料路的霧化效果更有利于推力室性能的提高。

圖22 考慮結(jié)構(gòu)與流場之間耦合傳熱效應(yīng)的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機計算模型

3.2 發(fā)動機熱環(huán)境分析

Dmitry等[48]對液氧中心的液氧/液甲烷針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機熱試，研究表明：在針?biāo)舛擞靡貉踹M(jìn)行主動冷卻不會降低燃燒效率，且能改善噴注器的熱環(huán)境；在噴注器軸向流道加導(dǎo)流板使得甲烷遠(yuǎn)離針?biāo)舛藚^(qū)域，避免推進(jìn)劑撞擊點發(fā)生在燃燒室中心區(qū)域，能顯著提高噴注器的壽命，但燃燒效率會降低。3種構(gòu)型的噴注器如圖23所示。

圖23 3種構(gòu)型的針?biāo)▏娮⑵?/p>

楊振寧等[49]對有面關(guān)機能力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機進(jìn)行熱環(huán)境分析，結(jié)果表明：發(fā)動機在工作過程中頭部集液腔內(nèi)推進(jìn)劑溫升很小，關(guān)機后推進(jìn)劑有不超過200 ℃的溫升。

3.3 發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定問題

Sakaki等[50]通過試驗研究了平面和軸對稱針?biāo)▏娮⑵鞯娜紵匦?平面和軸對稱針?biāo)▏娮⑵靼l(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖24所示)。在軸對稱針?biāo)▏娮⑵靼l(fā)動機試驗中，當(dāng)液氧噴注壓強小于燃燒室壓強時，觀察到了聲振，振幅超過40%，如圖25所示，當(dāng)液氧噴注壓強達(dá)到燃燒室壓強的1.8倍時，振幅降到了20%。

圖24 平面和軸對稱針?biāo)▏娮⑵靼l(fā)動機結(jié)構(gòu)

圖25 試驗中觀察到的不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象

Son等[47]對氣氧/氣甲烷針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機中的燃燒進(jìn)行了數(shù)值仿真，研究了流動參數(shù)和幾何參數(shù)對燃燒特性的影響。研究表明當(dāng)回流區(qū)太深時，會產(chǎn)生一個過熱點，這會引起冷卻問題和燃燒不穩(wěn)定。Kazuki等[51]對針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機燃燒室的縱向燃燒不穩(wěn)定性進(jìn)行了試驗研究，將燃燒振蕩的時間尺度與燃燒室內(nèi)的各種現(xiàn)象進(jìn)行了比較，以確定各燃燒振蕩模式的主導(dǎo)現(xiàn)象，結(jié)果表明TMR<1.14時，出現(xiàn)熱聲耦合振蕩，TMR>2時出現(xiàn)低頻振蕩。

4 總結(jié)與展望

針?biāo)▏娮⑵鳛榇罅髁恳后w噴射問題提供了一個獨特的解決方案。由于針?biāo)▏娮⑵骶哂薪Y(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、燃燒穩(wěn)定、可深度節(jié)流等優(yōu)點，這類噴注器現(xiàn)已在液體火箭發(fā)動機領(lǐng)域獲得了廣泛應(yīng)用，并表現(xiàn)出良好的應(yīng)用潛力。然而，公開文獻(xiàn)中有關(guān)針?biāo)▏娮⑵鞯幕A(chǔ)研究(如噴注器霧化機理、燃燒穩(wěn)定性機理等)較少，其設(shè)計工作很大程度上依賴于工程經(jīng)驗(如將過熱部分材料替換為耐熱材料，依靠試驗確定使得霧化性能良好的噴注器關(guān)鍵參數(shù)等)，因此需要對針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行深入研究，以提高其工作性能。

4.1 關(guān)于針?biāo)▏娮⑵黛F化性能

針?biāo)▏娮⑵黛F化性能方面的研究大致可分為霧化過程、噴射錐角、霧化粒徑3個方面。霧化過程研究方面，研究人員分析了液/液針?biāo)▏娮⑵鞯囊耗て扑闄C理為徑向射流的沖擊在液膜表面形成不穩(wěn)定擾動波，擾動波增長導(dǎo)致液膜破碎，并認(rèn)為正弦擾動波在液膜破碎過程中占優(yōu)；對于氣/液針?biāo)▏娮⑵?，液膜破碎理論分析較少。噴射錐角研究方面，研究人員分析了諸多參數(shù)對噴射錐角的影響，但改變這些參數(shù)本質(zhì)上是改變了噴注器的動量比，對于不同類型的針?biāo)▏娮⑵?，動量比都是影響噴射錐角的主導(dǎo)因素。霧化粒徑研究方面，研究人員分析了部分參數(shù)對于液/液和氣/液針?biāo)▏娮⑵鱏MD的影響，分析認(rèn)為，影響這2種噴注器SMD的主導(dǎo)因素也是動量比。

針?biāo)▏娮⑵黛F化性能研究集中于噴射錐角和霧化粒徑影響因素方面的研究，研究結(jié)果多為定性分析，缺乏定量研究。此外，對于噴注器液膜破碎霧化機理、霧化過程的研究較少。應(yīng)建立針?biāo)▏娮⑵饕耗げ环€(wěn)定模型和霧化模型，研究液膜破碎霧化機理，并對霧化過程進(jìn)行仿真模擬。

4.2 關(guān)于針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機的燃燒流動

針?biāo)ㄊ桨l(fā)動機燃燒流動問題方面的研究可分為3個方面：發(fā)動機及噴注器局部參數(shù)對燃燒性能的影響、發(fā)動機熱環(huán)境分析和發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定問題。

發(fā)動機及噴注器局部參數(shù)對燃燒性能的影響方面，研究人員分析了部分結(jié)構(gòu)參數(shù)和流動參數(shù)對發(fā)動機燃燒效率的影響，但多為定性分析，沒有詳細(xì)分析影響機理。

熱環(huán)境分析和燃燒不穩(wěn)定方面的研究較少。其中發(fā)動機熱環(huán)境分析方面，多為試驗測試，仿真模擬及理論分析較少，沒有深入分析熱環(huán)境發(fā)生變化的機理；燃燒不穩(wěn)定研究多為壓強振蕩模式的辨識，對燃燒不穩(wěn)定的機理性研究較少。

4.3 目前需要重點關(guān)注的問題

目前在針?biāo)▏娮⑵骷搬標(biāo)ㄊ桨l(fā)動機研發(fā)和應(yīng)用過程中需要重點關(guān)注的主要問題包括：

1)噴注器霧化問題。結(jié)構(gòu)參數(shù)和流動參數(shù)對噴注器霧化效果和發(fā)動機燃燒性能的影響基本只進(jìn)行了定性研究，應(yīng)進(jìn)行定量分析和機理性研究，建立針?biāo)▏娮⑵黛F化模型，同時研究霧化效果和燃燒效率對各參數(shù)的敏感性。

2)發(fā)動機燃燒流動問題。發(fā)動機燃燒流動問題的研究集中于穩(wěn)態(tài)過程研究。發(fā)動機啟動過程和推力調(diào)節(jié)過程屬于非穩(wěn)態(tài)過程，對發(fā)動機的安全可靠工作極其重要，因此應(yīng)研究非穩(wěn)態(tài)過程中發(fā)動機的工作特性。

3)過熱問題。一方面是針?biāo)舛诉^熱問題。針?biāo)舛宋挥谥行幕亓鲄^(qū)的折轉(zhuǎn)位置，熱流密度高。另一方面是推進(jìn)劑撞擊點附近過熱問題。對于自燃推進(jìn)劑，發(fā)生在徑向射流根部小回流區(qū)的局部燃燒可能會導(dǎo)致針?biāo)ńY(jié)構(gòu)的破壞。應(yīng)對針?biāo)舛撕妥矒酎c附近的熱環(huán)境進(jìn)行分析研究，在保證燃燒效率的前提下通過合理的設(shè)計緩解針?biāo)舛撕妥矒酎c附近的熱裕度壓力。

4.4 發(fā)展趨勢分析

針?biāo)▏娮⑵鲬{借其獨特優(yōu)勢在變推力發(fā)動機上具有極大的應(yīng)用潛力，目前可回收利用是運載火箭的一個發(fā)展趨勢，將針?biāo)▏娮⑵饔迷诳苫厥绽玫倪\載火箭上是一個很好的選擇，因此針?biāo)▏娮⑵鲗硇枰虼笮突l(fā)展，另外，隨著環(huán)保意識的增強，針?biāo)▏娮⑵鬟€將向環(huán)境友好型方向發(fā)展。