固液發動機燃面退移控制因素分析

何 快，潘科瑋，趙 瑜

（上海航天動力技術研究所，上海201109）

固液發動機燃面退移控制因素分析

何 快，潘科瑋，趙 瑜

（上海航天動力技術研究所，上海201109）

為獲得固液發動機固體燃料燃面退移的控制因素和機理，開展了數值仿真和試驗研究。建立二維軸對稱計算模型，考慮燃料與氧化劑的混合燃燒和流動過程，計算得到了固液發動機工作過程中的溫度、壓強、速度和組分的分布，以及不同時刻固體燃料的燃面形貌。仿真與試驗結果的對比證明了計算方法的有效性。結果表明：固液發動機的燃面呈現顯著的非平行退移特征；燃燒室壓強對燃面退移不均勻性的影響可忽略；控制燃面退移的主要因素是燃氣傳向固體燃料表面的熱流密度，燃料表面的溫度變化是宏觀表現。在靠近噴嘴位置，燃面退移的熱量傳遞主要受燃燒反應過程控制，而靠近噴管處燃面退移的熱量傳遞主要受燃氣流動過程控制。研究為固液發動機的裝藥優化設計和高效燃燒組織提供了理論依據。

固液發動機；燃面退移；控制因素；燃料熱解；非平行退移；熱流密度；燃燒反應過程；燃氣流動過程

0 引言

固液混合火箭發動機（以下簡稱固液發動機）具安全性高、可靠性高、經濟性好、結構相對簡單、便于實現多次起動和推力調節等突出優點，是對傳統固體發動機和液體發動機的有益補充，有非常廣闊的應用前景，成為目前的研究熱點［1－3］。美國、俄羅斯、法國、日本、德國、意大利、以色列、英國以及中國開展了大量的試驗研究，使固液發動機的技術成熟度在近15年中有顯著提高，目前已在英國維珍銀河公司開發的太空船1號、2號和俄羅斯的微米小衛星發射中獲得了應用。雖然太空船2號在最近的飛行試驗中遇到了挫折，但有證據表明其固液發動機工作正常［4］。此外，固液發動機在低成本小型運載火箭、上面級、臨近空間飛行器及衛星動力姿軌控動力系統中有顯著的技術優勢［5－7］。總體來看，截至目前固液發動機的工程應用非常有限。影響固液發動機綜合性能的因素較多，如系統的總體布局、燃燒組織方式、推進劑體系，以及固體燃料藥性結構設計等，但其中一個主要原因是對固液發動機的燃面退移控制因素和機理認識不夠深入，在提高燃面退移速率與燃燒效率、降低殘藥量等方面的進展緩慢，直接制約了固液發動機綜合性能的提升。

對固液發動機的燃面退移的研究已有數十年。早期MARXMAN，WOOLDRIDGE，MUZZY等提出了固液發動機湍流邊界層燃燒模型，得到了燃料退移速率與氧化劑流量密度Go的指數關系＝a·（Go）n，它近似反映了燃面退移速率的主要影響因素，至今仍廣泛應用［8］。但該式得出的是平行層退移，不能體現與空間位置的關系，也不能預測不同尺寸系統間的比例關系［9］。之后的研究逐漸加入了位置的影響，獲得了燃面退移關系式（Go）nxm。該式考慮燃面退移沿軸向的變化，但無法反映沿徑向變化［10－11］。本文基于數值計算方法，用動網格技術，對固液發動機工作過程中主要參數的分布，以及燃面退移隨時間和空間的變化進行了模擬計算，獲得了燃面沿軸向的分布及徑向的差異性，分析了燃面退移與燃燒和流動的關系，獲得了固液發動機不同區域的燃面退移的控制因素，以期為合理優化固液發動機藥型設計提供理論支持。

1 計算模型與計算方法

為降低數值計算的難度，減少燃面退移速率的影響因素，選擇研究對象為圓孔形的固液發動機（如圖1所示），由噴注器、阻燃層、藥柱、殼體和噴管等組成，藥柱長300mm，初始內孔直徑30mm。

數值計算中，不考慮分步化學反應，僅以一步綜合反應表示燃燒過程，燃料與氧化劑的反應式為

反應中不考慮動力學效應，不考慮燃料中除HTPB以外的其它組分對燃燒過程的影響。燃燒數值模擬時，化學反應與湍流間的耦合效應采用渦耗散模型（Eddy－Dissipation Modal）。

選擇湍流模型時，因κ－ε兩方程模型能將體現湍流脈動作用于時均流場輸運的特征量κ，ε都處理成由各自微分方程控制的因變量，適用性較強，故以此作為計算中的湍流模型［12］。則有

式中：ρ為氣體密度；ui，uj為湍流速度；k為湍動能；ε為耗散率；p為壓強；Cε1，Cε2，Cε3為經驗常數；fε2為修正Cε2的系數；σk，σε分別為與湍動能k和耗散率ε對應的Prandtl數；μt，μl分別為湍流和層流動量黏性系數。

根據守恒方程建立的控制方程為

式中：R為氣體常數；u為速度矢量；fb為作用于單位體積的外力；hs為焓；T為溫度；ε為擴散項；為轉移到蒸發液滴的能量；為化學反應中每單位體積的熱釋放率；q″為導熱和輻射的熱通量；τij為應力張量，且

固體燃料的退移行為可用一種類似于Arrhenius公式的表達式表示，有

式中：ρf為固體燃料密度；為燃面退移速率；A為指前系數；Ea為活化能；Ts為燃料熱解溫度；Ru為氣體常數［13］。式（9）是基于固體燃料的熱分解試驗得到的，不依賴于氧化劑類型，因此有很強的適用性。美賓夕法尼亞大學的相關研究表明：HTPB的熱分解可分為兩個不同區段［14］。國內西北工業大學也開展了類似的試驗，所得參數見表1［15］。在數值模擬中提取燃面溫度，就可獲得燃面各點的燃速。

表1 HTPB熱分解參數Tab.1 Pyrolysis property of HTPB

對固體燃料燃面的退移，用動網格技術得到燃面退移隨時間和空間的變化，進而分析影響燃面退移的控制因素。計算模型為二維軸對稱模型，燃料主體為HTPB，同時加入質量分數10%的鋁粉，以及微量的過氯酸銨；氧化劑為液態N2O，氧化劑由頭部噴入，氧化劑質量流量0.2kg／s。

2 仿真結果與分析

固液發動機工作過程涉及氧化劑噴注、液態氧化劑氣化和固體燃料熱解等過程，直接進行非穩態計算的代價較高，而本文重點關注燃燒和流動過程，因此數值計算的開展分為兩步：第一步以試驗獲得的藥柱平均退移速率，對固液發動機內的流動和燃燒進行定常數值模擬，為第二步非穩態的計算提供良好的初場；第二步是以第一步獲得的初場為初值，進行非穩態計算，獲得在非穩態條件下固體燃料的燃面隨時間和空間的變化。

2.1 穩態計算結果

穩態計算得到的固液發動機內流動和燃燒狀態如圖2所示，組分分布如圖3所示。

由圖2（a）可知：擴散火焰在靠近固體燃料燃面處形成并沿軸線不斷變厚，同時其高溫區域將逐漸遠離燃面。該現象與圖3（b）中N2O在燃面附近的分布符合，這表明：附面層的發展是火焰鋒面形成的主要因素。

2.2 非穩態計算結果

以上述結果為初值開展非穩態計算。用動網格技術對固液發動機的工作過程進行數值模擬，獲得不同時刻燃面動態退移規律如圖4所示。

由圖4可知：同一時刻固液發動機的燃面呈現出顯著的非平行退移規律。在靠近噴嘴的位置，燃面退移較快，沿軸向逐漸減緩，中段后退移速率又逐漸增大，呈馬鞍形的分布規律。比較不同時刻，燃面退移分布規律基本相同，說明在固液發動機工作過程中影響燃面退移的控制因素未發生變化。

2.3 與試驗結果對比

試驗系統由貯箱、球閥、流量計、節流孔板、噴注器和固體燃燒室等組成，如圖5所示。貯箱與并聯的高壓氮氣瓶組相連，通過減壓閥使貯箱壓力在工作過程中保持恒定。

非穩態計算得到的不同時間仿真和試驗所得壓強如圖6所示。由圖6可知：除個別點（第8s時刻）偏離較大外，數值計算結果的大小和趨勢與試驗數據均較接近，平穩段誤差約5%。

發動機工作結束時燃面位置的數值計算結果和試驗數據如圖7所示。由圖7可知：數值計算結果與試驗數據的變化趨勢基本一致，尤其是在頭部及中間區域，兩者非常吻合，在藥柱尾部差異稍大。綜合圖4可知：試驗獲得的尾部藥柱的燃面退移也呈增加趨勢，仿真結果也得出了此變化規律。說明本文所用仿真計算方法較真實地反映了固液發動機工作過程中各主要因素對燃面退移的影響。

2.4 控制因素分析

由仿真計算和試驗曲線可知：在工作過程中，燃燒室內藥柱表面的壓強基本是一致的，而燃面退移則呈現出不均勻性，由此推斷燃燒室壓強對燃面退移速率不均勻性的影響可忽略。

根據本文的燃面退移計算方法，燃料表面溫度是影響燃面退移的控制因素，而影響燃料表面溫度高低及其變化速率的主要因素是燃氣向燃料表面傳遞的熱流密度。在某一時刻，沿燃燒室軸向看，靠近噴嘴的燃燒通道內氧化劑濃度高、噴注速度快，較易到達固體燃料表面與燃料熱解蒸氣接觸并燃燒，釋放大量熱量，形成很高的、向固體燃料表面傳遞的熱流密度，使燃料表面溫度迅速升高，此處的燃面退移較快。沿軸向前進，氧化劑濃度和動量降低，火焰鋒面逐漸遠離固體燃料表面，且中心流道燃氣溫度較低，對固體燃料表面的傳熱能力下降，熱流密度降低，故燃面退移速率下降。在靠近噴管的區域，雖然氧化劑濃度很低，但中心流道的燃氣溫度升高，由上游而來的燃氣量不斷匯集，使燃氣流速加快，對燃料表面的對流和輻射傳熱能力增強，再次形成較高的熱流密度，因此燃料表面的溫度升高，燃面退移增加。

由上述分析可知：對本文中頭部噴注、內孔燃燒的典型固液發動機結構，熱流密度是影響燃面退移的主要因素。在靠近噴嘴位置，燃面退移的熱量主要來自火焰鋒面的輻射和對流傳熱，主要受燃料與氧化劑的化學反應過程控制，而靠近噴管處燃面退移的熱量主要來自中心流道燃氣的對流和輻射傳熱，主要受燃氣的流動過程控制。根據上述燃面退移機理，可更有針對性地對固液發動機高效燃燒進行優化研究。

3 結束語

本文對固液發動機的燃面退移過程進行了數值計算，并與試驗結果進行了比較，驗證了計算方法的有效性，揭示了影響固液發動機固體燃料燃面退移的控制因素。研究發現：固液發動機的燃面表現出顯著的非平行退移特征，呈兩端快、中間慢的分布規律；燃燒室壓強對燃面退移分布的不均勻性的影響可忽略；熱流密度是影響燃面退移的主要因素，燃料表面的溫度變化是宏觀表現，在靠近噴嘴位置，燃面退移的熱量主要來自火焰鋒面的輻射和對流傳熱，主要受燃燒反應過程控制，而靠近噴管處燃面退移的熱量主要來自中心流道燃氣的對流和輻射傳熱，主要受燃氣的流動過程控制。本文研究獲得了固液發動機工作過程中主要參數的分布，以及燃面退移隨時間和空間的變化。與前人的研究相比，不僅獲得了燃面沿軸向的分布，而且反映出徑向的差異性。通過分析燃面退移與燃燒和流動的關系，得到固液發動機不同區域的燃面退移的控制因素，為合理優化固液發動機藥型設計提供了理論支持。后續研究中，需要對燃料表面熱流密度的熱量來源和組成進行更全面的定量分析，并進行三維仿真分析，以期對流場結構和燃面退移機理有更深入的認識。

［1］ DENNIS J，SHARK S，HERNANDEZ F.Design of a N2O／HTPB hybrid rocket motor utilizing a Toroidal aerospike nozzle：48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition［C］／／Orlando：2010.

［2］ AUSTIN B，HEISTER S，DAMBACH E，et al.Variable thrust，multiple start hybrid motor solutions for missile and space applications［R］.ADA 527215，2010.

［3］ 趙瑜，汪浩平，何快，等.N2O／HTPB體條固液發動機工作過程三維仿真［J］.上海航天，2015，32（1）：41－44.

［4］ 維珍銀河公司.維珍銀河公司關于“太空船”二號事故調查進展的聲明［OL／EB］.［2014－11－07］.http：／／10.123.192.27／tpi／sysasp／news／detail.asp？dbname＝每日航天新聞＆sysid＝4716.

［5］ WILLIAMS G，MACKLIN F，SARIGUL－KLIJN M，et al.Almost there：responsive space［R］.AIAA，RS2 2004－8000，2004.

［6］ VALENTIAN D，SOUCHIER A，VERNON S.Green propellant implementation for space missions and upper stage propulsion：43rd AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibit［C］／／Cincinnati：2007.

［7］ LOHNER K，DYER J，DORAN E，et al.Design and development of a sub－scale nitrous oxide monopropellant gas generato：43rd AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibitr［C］／／Cincinnati：2007.

［8］ CHIAVERINI M J，KUO K K.Fundamentals of hybrid rocket combustion and propulsion［M］.Virginia：AIAA Inc，2007.

［9］ EVANS B，FAVORITO N A，KUO K K.Oxidizertype and aluminum－particle addition effects on solidfuel burning behavior：42nd AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibit［C］／／Sacramento：2006.

［10］ HIKONE S，MARUYAMA S，ISIGURO T，et al.Regression rate characteristics and burning mechanism of some hybrid rocket fuels：46th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibit［C］／／Nashville：2010.

［11］ MIHO M，TATSUYA I，SABURO Y，et al.Visualization of flames in combustion chamber of swirlingoxidizer－flow－type hybrid rocket engines：46th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibit［C］／／Nashville：2010.

［12］ 宋志兵.固液混合火箭發動機工作過程研究［D］.長沙：國防科學技術大學，2008.

［13］ KUMAR C P，KUMAR A.A numerical study on the regression rate of hybrid rocket motors using a combination of enhancement techniques：48th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆Exhibit［C］／／Atlanta：2012.

［14］ CHIAVERINI M J，HARTING G C，LU Y C，et al.Pyrolysis behavior of hybrid－rocket solid fuels under rapid heating conditions［J］.Journal of Propulsion and Power，1999，15（6）：888－895.

［15］ 陳灝.固液火箭發動機燃燒流動與燃面退移規律研究［D］.西安：西北工業大學，2007.

Analysis of Domination Factors for Solid－Fuel Regression in a Hybrid Rocket Motor

HE Kuai，PAN Ke－wei，ZHAO Yu
（Shanghai Space Propulsion Technology Research Institute，Shanghai 201109，China）

To understand the domination factors of solid－fuel regression in a hybrid rocket motor，numerical simulation and experimental study were carried out in this paper.A 2Daxisymmetric model was derived and the mixed combustion with flow of fuel and oxidizer was considered.The distributions of temperature，pressure，velocity and component of combustion products，as well as burning surface while hybrid rocket was working were acquired from simulation.There is a good agreement between simulation and experiment results，and the validity of numerical method is demonstrated.The results showed that the burning surface was not parallel.The effects of chamber pressure on the nonuniformity of solid fuel regression could be ignored.The domination factor which controlled the regression was heat flux to the surface of solid fuel，and the temperature variation of solid fuel surface represented that of heat flux.The heat transition of solid－fuel regression near the injector was controlled by chemical reaction process.However，it was dominated by flow and convection of combustion products near the inlet of nozzle.The knowledge of domination factors provides theory evidence for optimization of grain design and combustion organization.

hybrid rocket；regression；domination factors；fuel pyrolysis；non－parallel burning surface；heat flux；chemical reaction process；flow and convection of combustion products

V436.2

A

10.19328／j.cnki.1006－1630.2017.01.010

1006－1630（2017）01－0062－05

2016－06－05；

2016－07－06

國家863計劃資助（2014AA7023027）

何 快（1984—），男，碩士，主要研究方向為固液發動機設計.