液體火箭發動機燃燒設計中的數值模式與仿真

劉義珩

摘要：在探索太空的過程中，航天運載器液扮演重要角色。為了提高其可靠性與運載能力，對其動力裝置展開了研究，即液體火箭發動機。文章探討了液體火箭發動機噴霧燃燒設計，分析了計算機數值模擬與仿真的運用，旨在為其應用提供可靠的理論依據。

關鍵詞：計算機；數值模擬；仿真；液體火箭發動機；噴霧燃燒 文獻標識碼：A

中圖分類號：V434 文章編號：1009-2374（2016）31-0011-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.31.006

隨著航天事業的發展，液體火箭發動機的重要性日漸顯著，其優點眾多，如高效率、無污染、重復使用、隨時啟動或關節以及良好的操控與調節性能等，逐漸成為了制約航天發展的關鍵因素。當前，國內外學者均十分關注其噴霧燃燒設計，特別是在先進計算機技術支持下，對計算機數值模擬與仿真進行了廣泛的應用。

1 液體火箭發動機噴霧燃燒設計概況

1.1 液體火箭發動機

液體火箭發動機是指火箭發動機使用了液體推進劑，其經發動機泵加壓后，由發動機燃燒室進行霧化、混合、蒸發與燃燒，將化學能轉至熱能，從而獲得高溫高壓燃氣，再經推力室噴管膨脹轉變為動能，通過噴管口噴出后，借助反作用推力，以此滿足了火箭、航天器等動力需求。液體火箭發動機的優勢如下：一是高性能，其性能、推力比等指標均相對可靠，將其用于運載火箭，大幅度提高了其運載力；二是隨意性，具體表現在其工作時間方面，可隨時啟動、關機及反復使用；三是便捷性，對其推力大小、方向均可有效調節，保證了火箭飛行方向的便捷控制；四是結構質量小、耗能量大。隨著液體火箭推進系統的發展，其品種日漸豐富，適應性、技術性與可靠性等均明顯提高，因此其在航天器、運載火箭等方面的應用均具有了廣泛性與普遍性。

1.2 噴霧燃燒設計研究

液體火箭發動機具有比沖高、推力范圍大、反復使用、工作時間長等優點，自其應用后，人們便十分關注其燃燒設計的分析模型，以此有效預測發動機的性能。經研究發現，火箭發動機的燃燒流動現象具有復雜性，各過程間保持著耦合關系，燃燒速率難以被單一過程控制。燃燒室內的濃度、壓力、溫度等瞬態變化強烈，流場較為復雜，如果利用一維模型或二維模型，則難以準確描述各過程間的關系，需要采用N-S方程，從而全面掌握燃燒過程。在實際求解時，要求計算機應具備較大的容量，同時算法應具備較高的穩定性與有效性。自1980年起，計算機技術快速發展，計算機能力明顯提高，并且出現了流體力學與燃燒學計算方法，其為N-S方程求解提供了可靠的保障，有效解決了多維湍流兩相流場問題。隨著相關研究的日漸深入以及先進技術的不斷發展，燃燒模擬研究推動了燃燒科學發展。

液體火箭發動機燃燒過程設計方法主要是依賴試驗完成的，但傳統方法需要邊試驗邊改進，此時延長了研制周期、增加了研發費用，同時受燃燒室內各因素的影響，如高溫、高壓及高速等，所需測量的數據量較大，加大了研制難度，在試驗中難以獲得可靠、準確的測量數據，制約了性能改進工作開展，增加了失敗率。因此，在液體火箭發動機研制過程中，燃燒室及其噴注器研制往往需要花費較長的時間、花費與精力。以F-1發動機為例，其研制試驗開展了2000多次，噴注器共14種，而阿波羅飛船的噴注器改進試驗高達100次，耗時

5年。

為了逆轉傳統純試驗研制局面，各國對液體火箭發動機性能都進行了評估，明確了其除燃燒過程的所有性能損失，但最初難以準確描述能量釋放過程，此時液體火箭發動機燃燒過程性能計算仍存在較大難度，以此以試驗為主的研制方法仍占據著主導地位。

2 計算機數值模擬與仿真在液體火箭發動機噴霧燃燒設計中的應用

2.1 分析模型

隨著液體火箭發動機應用的日漸廣泛與普遍，對其燃燒過程研究日漸深入，特別是在分析模型方面吸引了國內外學者的高度關注。最早的模型為一維/液流場不耦合模型，其為日后研究指引了明確的方向。在液體燃料燃燒理論支持下，相關學者構建了液體火箭發動機燃燒過程計算模型，如蒸發速率控制燃燒過程計算模型，其中R.J.Priem模型作為一維模型，最具代表性與典型性，它涵蓋了噴霧尺寸分布、噴霧動力學等內容，同時編程計算時應用了電子計算機。此后，在各工程領域均開始應用現代廣義設計科學方法，借助模型實現了對復雜過程的研究，國外學者改進了一維模型，使其更加完整，如氣/液流場耦合模型，但此時的模型未能準確描述噴射霧化區噴霧空間分布狀況，其提供的燃燒過程信息仍十分匱乏，因此制約著其在工程設計方面的應用。

自計算機技術快速發展及廣泛應用后，關于發動機燃燒過程研究更加深入與全面、完善的液體火箭發動機燃燒過程模型，滿足了實際應用的需求。以液體火箭發動機能量分布釋放計算模型為例，其體現了多流耦合定義，展開了準二維流動計算，分析了推進劑的橫向截面變化。隨著此模型的推廣，逐漸形成了標準化能量分布釋放計算模型，但其也存在不足，僅關注了推進劑蒸發，將其視為燃燒的速率控制過程，而未能考慮其他次要因素。該模型具有一定的簡單性，因其使用了準二維計算，因此滿足了工程應用需求，雖然日后其日漸精準，但仍屬于基本模型，為液體火箭發動機噴霧燃燒模型發展奠定了堅實的基礎。

經各國學者研究顯示，火箭發動機燃燒流動現象具有明顯的復雜性，如果利用上述模型描述，則難以明確各過程間的關系，因此經研究提出了N-S方程。此后，關于燃燒研究的報道日漸增多，計算機技術、計算流體動力學等推動了燃燒科學的發展，燃燒模擬逐漸成為了研究熱點。

2.2 應用情況

為了充分發揮數值模擬方法的作用，國外學者對其展開了研究，如美國學者提出了KIVA程序，英國學者提出了PHOENICS通用程序，上述研究為多維模型的應用提供了可靠的保障。

2.2.1 美國。在液體火箭推進方面，1980年起，美國學者利用PHOENICS求解N-S方程，模擬了SSME燃燒過程，此后提出了液體火箭發動機噴注器異常工作分析模型，同時相關學者以液氫液氧發動機為研究對象，利用ARRIC程序，分析了用于SSME的噴嘴設計與流場內容。1990年，國外學者利用KIVA-Ⅱ程序探討了雙組元可貯存推進劑小發動機的燃燒性能。在學者研究過程中均對模型、算法等進行了改進，從而推動了其發展。隨著天空研究的快速發展及運載火箭應用需求量的增多，對液體火箭發動機提出了更高的要求，需要借助新的研究方法，以此提高其性能、推重比、可靠性與經濟性等。在此情況下，液體火箭發動機噴霧燃燒的計算機數值模擬及仿真作為基本設計方法得到了快速發展，如噴霧燃燒軟件——NCC、液體火箭發動機流場分析軟件——FDNS，其中通用性最強的為REFLEQS，它提供的多種差分格式、湍流模型、計算方法，同時對輻射傳熱給予了考慮，實現了對穩態及瞬變流場的模擬。

2.2.2 歐洲。20世紀80年代，歐洲學者在多維模型方面取得了最為顯著的成績便是PHEDRE-2D軟件，其對不同發動機燃燒穩定性進行了計算與改進，經試驗證實此模型成功；20世紀90年代，相關學者提出了液體火箭發動機工作過程數值模擬軟件Aeroshape-3D，它實現了對燃燒室多過程的模擬，如三維流動、塞式噴管及噴注器中的流動；其他學者經研究獲得了ROCFLAM程序，其模擬了氫氧發動機燃燒與傳熱過程，效果顯著。

2.2.3 中國。我國學者于20世紀60年代便開始關注液體火箭發動機燃燒問題，經研究提出了不穩定燃燒現象的相關理論，但此時缺少理論計算方法；20世紀80年代相關學者深入研究了液體推進理論，通過經驗總結與借鑒，保證了液體火箭發動機設計的規范化與系統化，同時發展了一維與多維模型及數值模擬方法。近些年，我國對液體火箭發動機噴霧燃燒研究給予了高度關注，在理論、程序等方面均取得了較大的進步，如ACLRECI及HPRECSA程序，二者分析了火箭發動機的燃燒穩定性，同時有關學者也研究了不穩定燃燒現象及其解決方法。在穩態燃燒數值模擬方法，展開了液體火箭發動機二次燃燒數值模擬及試驗研究、其推力室三維仿真計算、燃燒室與噴管流場數值模擬等研究。我國出版了相關的專著，系統介紹了液體火箭發動機噴霧燃燒理論、燃燒模型、性能計算等內容。

3 結語

綜上所述，液體火箭發動機作為重要的動力裝置，其噴霧燃燒設計吸引了各國學者，本文重點探討了計算機數值模擬及仿真在其中的應用，相信日后研究成效將更加顯著。

參考文獻

[1] 洪挺，張文普.貧油直噴燃燒室燃燒穩定性的數值研 究[J].中國電機工程學報，2013，15（2）.

[2] 何博，聶萬勝，莊逢辰.偏二甲肼有機凝膠液滴蒸發 燃燒模型展望[J].化學學報，2013，18（3）.

[3] 毛曉芳，唐振宇，蔡國飆.低壓工況下10N姿控推力 器燃燒室工作過程仿真[J].航空動力學報，2013，16 （3）.

[4] 張連博，毛曉芳，汪鳳山，等.針栓噴注式MMH/ NTO推力室燃燒及傳熱數值仿真[J].推進技術， 2015，20（10）.

[5] 李斌.構建基礎研究平臺，推動液體動力技術創新發 展[J].火箭推進，2014，18（1）.

[6] 豐松江，聶萬勝，鄭永斌，等.新型液體火箭發動機 燃燒不穩定性研究[J].工程熱物理學報，2010，21 （3）.

[7] 莊逢辰.計算機數值模擬與仿真在液體火箭發動機噴 霧燃燒設計中的應用[J].指揮技術學院學報，2014， 11（1）.