关于带有喷管式喷射器的火箭发动机流场特性和燃烧稳定性的数值研究

《Acta Astronautica》：Numerical study on flow-field characteristics and combustion stability of a rocket engine with a pintle injector

火箭发动机pintle注入器通过欧拉-拉格朗日方法研究，发现喷嘴出口压力低于大气压时，核心回旋区（CRZ）作为缓冲层抑制压力波传播，跳距比0.64时推力性能最优。

　　

郝张|范超|张海斌|白博峰

中国西安交通大学化学工程与技术学院多相流动力工程国家重点实验室，西安，710049

摘要：

由于几何结构简单和出色的节流能力，带有喷管喷射器的火箭发动机在液体火箭推进中得到广泛应用，而内部流场混合及由此产生的燃烧稳定性对其性能和运行安全性至关重要。为了阐明流场结构与燃烧稳定性之间的耦合关系，本文采用欧拉-拉格朗日方法对配备喷管喷射器的液体火箭发动机中的液体推进剂流动、蒸发、混合和燃烧过程进行了数值研究。系统分析了喷嘴出口压力和跳距比对流场结构、压力波动和推力性能的影响。结果表明，当喷嘴出口压力低于大气压时，其对内部流场结构和燃烧室压力波动的影响可以忽略不计。进一步降低出口压力可促进喷嘴内气体更完全的膨胀，导致出口再循环区消失，并显著提高推力。随着跳距比的增加，核心再循环区的大小最初基本不变，随后迅速减小，而燃烧室压力波动则呈现非单调趋势，先减小后增大。在跳距比为0.64时获得了最佳的推力性能。更重要的是，本文揭示了流-燃-振耦合机制。核心再循环区被认定为一种类似隔板的振荡阻尼区，在该区域内，低压核心和特征性的径向温度分层有效阻碍了压力波的径向传播。这些发现为带有喷管喷射器的火箭发动机的固有燃烧稳定性提供了新的物理见解，并为喷射器-燃烧室匹配设计提供了指导。

引言

带有喷管喷射器的火箭发动机是实现变推力控制和火箭重复使用性的关键推进系统，已广泛应用于航天器发射和回收任务以及行星软着陆应用[1]、[2]。其受欢迎的原因在于结构简单、燃烧稳定性高以及制造和运行成本相对较低[3]、[4]。带有喷管喷射器的火箭发动机已成功应用于阿波罗计划的月球模块下降发动机[5]、嫦娥三号月球着陆器的7500牛顿主发动机[6]以及猎鹰9号运载火箭的Merlin 1D发动机[7]。这些成功应用证明了它们在航空航天推进系统中的高可靠性、强大的工程适应性和显著的技术价值。近年来，全球发射活动的迅速增加以及火箭回收和重复使用技术的持续进步重新激发了人们对带有喷管喷射器的火箭发动机的研究兴趣。

喷管喷射器是这类火箭发动机的核心部件，在实现推进剂雾化、混合和燃烧过程中起着关键作用。如图1所示，外部推进剂通过喷射器本体与喷管杆外表面之间的环形喷嘴流动，在喷管表面形成轴向方向的环形液膜。内部推进剂通过套筒与喷管杆之间的通道进入喷射器，其流动方向被喷管尖端的内部轮廓改变，随后以环形液膜或离散液射流的形式注入燃烧室。两种推进剂在燃烧室内碰撞、雾化并混合，从而引发燃烧。带有喷管喷射器的火箭发动机中的雾化、混合和燃烧过程涉及多种耦合的物理和化学现象，如射流碰撞、液膜破裂、液滴蒸发、再循环诱导的混合以及非稳态热释放。这些过程表现出强烈的非稳定性、多尺度的时间和空间特性以及明显的非线性耦合[8]、[9]。由于喷射器独特的结构以及内部流场的复杂性，喷管喷射器燃烧室内的流动和燃烧行为尚未得到完全理解。特别是在高压和高热释放条件下，复杂的再循环结构与非稳态热释放之间的相互作用在燃烧稳定性中起主导作用，这进一步增加了研究的复杂性。

与传统冲击式或同轴喷射器发动机相比，带有喷管喷射器的火箭发动机最显著的特征是由于推进剂射流与气体膨胀剪切作用而形成的两个大尺度再循环结构，即罩层再循环区（MRZ）和核心再循环区（CRZ）[10]。先前的研究[11]、[12]、[13]、[14]、[15]表明，这些再循环区在延长推进剂停留时间、促进液滴蒸发、提高混合效率以及确保火箭发动机稳定高效运行方面起着关键作用。在某些运行条件下，尤其是在喷嘴出口背压相对较高的情况下，燃烧气体在喷嘴扩散段的压力降低和膨胀可能会过早地与周围背压达到平衡，从而在喷嘴出口附近形成出口再循环区（ORZ）[16]、[17]。这种分离流动现象可能导致不良影响，包括侧向载荷增加、结构振动加剧以及推力性能下降[18]、[19]。在工程实践中，通常通过提高燃烧室压力、增加推进剂质量流量或降低喷嘴出口背压来缓解这些问题[20]。从实验角度来看，Sakaki[21]、[22]、Cheng[12]、Chen[13]和Kim[23]利用光学诊断和流场可视化技术研究了喷管喷射器燃烧室中的火焰结构和再循环区分布。他们的研究揭示了再循环结构、喷雾形态和燃烧组织之间的密切关联。然而，由于高压和高温环境的限制以及测量分辨率的限制，仅依靠实验方法难以定量描述再循环区的演变和动态行为及其与燃烧室压力波动的耦合。近年来，数值模拟越来越多地被用作研究喷管喷射器推力室内流场和燃烧特性的有效补充工具[24]、[25]、[26]。Son[27]和Radhakrishnan[17]通过数值模拟发现了LOX/CH₄喷管喷射器推力室中的复杂涡流结构，并证明再循环涡流对火焰锥角和燃烧形态有显著调节作用。此外，Fang[11]对长燃烧室火箭发动机进行的数值研究表明，增加跳距比（SDR）会显著扩大MRZ，而CRZ对这一参数的敏感性相对较弱。当SDR接近1时，观察到最佳燃烧效率。

从工程角度来看，带有喷管喷射器的火箭发动机具有很强的固有燃烧稳定性。当燃烧室内出现压力扰动时，燃烧过程通常能够维持并迅速恢复到稳定状态[10]。现有关于带有喷管喷射器的火箭发动机固有燃烧稳定性的研究主要集中在再循环机制、喷射器几何结构、气液相对运动、空间热释放分布以及熵波与火焰动力学之间的耦合[4]上。在这些因素中，再循环区被认为是实现高效稳定燃烧的基本前提[12]、[28]。然而，大多数先前的研究仅关注稳定运行条件下的平均流动和燃烧特性，而再循环区在非稳态混合和燃烧过程中的动态响应及其在调节燃烧室压力波动中的作用则受到相对有限的关注。针对平面喷管喷射器的实验研究表明，再循环区内存在间歇性的反应性不稳定性[21]。此外，喷射器表面附近频繁出现的随机压力峰值被认为是由液滴在临界条件下的快速燃烧耗尽引起的，这些事件可能是压力波动的激发和放大源[28]。Shen[29]研究了具有不同跳距比的LOX/LCH₄火箭发动机，发现当燃烧室的特征长度足够大时，增加跳距比可以提高燃烧效率并降低压力波动的幅度。总体而言，控制喷管喷射器燃烧室内压力波动的产生、传播和衰减的机制尚未完全理解。特别是，再循环区动力学在调节压力波传播和抑制非稳态混合和燃烧过程中的定量作用尚未得到系统研究。这种缺乏详细理解的情况阻碍了对流场-稳定性耦合的清晰解释，并模糊了带有喷管喷射器的火箭发动机燃烧稳定性的物理起源。因此，需要进一步的数值研究来同时解析流场特性和燃烧室压力响应，以阐明其固有的燃烧稳定性机制。

在本研究中，采用欧拉-拉格朗日方法对配备喷管喷射器的液体火箭发动机推力室中的液体推进剂流动、蒸发、混合和燃烧过程进行了数值研究。系统分析了喷嘴出口压力和跳距比对再循环涡流结构、燃烧室压力波动和推力性能的影响，特别强调了压力波动与再循环区演变之间的耦合机制。基于数值结果，将CRZ识别为一种类似隔板的振荡阻尼区，该区域通过CRZ调控的混合、低压特性和径向温度分层本质上抑制了压力波动。本研究从再循环区动力学的角度为带有喷管喷射器的火箭发动机的固有燃烧稳定性提供了新的物理见解。

部分摘录

物理模型

本研究所研究的液体火箭发动机是一种以氧化剂为中心的火箭发动机，配备有喷管喷射器，并采用了壁膜冷却技术。如图2所示，推力室由喷管喷射器、圆柱形燃烧室和收敛-扩散喷嘴组成。推力室和连续狭缝型喷管结构的详细几何参数列于表1中。

本研究中研究的带有喷管喷射器的火箭发动机使用单甲基

喷嘴出口压力的影响

喷管喷射器推力室中的推进剂流动、混合和燃烧过程可以概念性地分为两个阶段：燃烧室阶段和喷嘴阶段。在燃烧室阶段，燃烧室内形成两个大尺度再循环结构，即MRZ和CRZ，如图6(a)所示。在这些区域引起的强剪切和再循环作用下，雾化的推进剂液滴会发生快速蒸发和剧烈混合

总结与结论

本研究采用欧拉-拉格朗日方法对带有喷管喷射器的液体火箭发动机推力室中的液体推进剂流动、蒸发、混合和燃烧过程进行了数值研究。系统分析了喷嘴出口压力和跳距比对流场结构、推力性能和燃烧稳定性的影响，特别关注了再循环区的动态变化。主要结论如下：

(1)

在高喷嘴出口压力（P_e = 0.4

CRediT作者贡献声明

范超：撰写——审稿与编辑。郝张：撰写——初稿、可视化、方法论、数据整理、概念化。白博峰：监督、项目管理。张海斌：撰写——审稿与编辑、项目管理、资金获取、概念化

未引用的参考文献

[56]、[57]。

利益冲突声明

? 作者声明他们没有已知的可能会影响本文工作的竞争性财务利益或个人关系。

致谢

作者衷心感谢国家自然科学基金（项目编号：51876167）、AECC产教合作项目（项目编号：HFZL2018CXY006）以及陕西省三秦学者创新团队的支持。