分级燃烧后喷射混合火箭发动机的燃烧性能

胡一凡; 冯奕铭; 贾旭东; 黄礼铿; 杨玉新; 魏祥庚

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2505835

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (24) :10627-10634 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2505835

航空、航天

分级燃烧后喷射混合火箭发动机的燃烧性能

胡一凡 ¹ ,
冯奕铭 ² ,
贾旭东 ² ,
黄礼铿 ³ ,
杨玉新 ³ ,
魏祥庚 ²^,^*

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Combustion Performance of Staged Combustion Aft-injected Hybrid Rocket Motor

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摘要

为进一步发挥分级燃烧后喷射混合火箭发动机相较于传统固液混合发动机在燃烧性能方面的优势,基于设计的喷注器构型采用三维数值仿真方法研究了氧化剂喷嘴数量对发动机燃烧性能的影响。结果表明:对于所设计的喷注器构型,增加氧化剂喷嘴数量可以提高氧化剂和一次燃气的掺混均匀度,进而提高一次燃气的燃烧效率。此外,增加氧化剂喷嘴数量还可以降低喷注器面板热防护难度,这有利于在现有材料强度限制下进一步提高发动机燃烧性能。研究成果可为分级燃烧后喷射混合火箭发动机喷注器的设计提供参考。

Abstract

To further exploit the advantages of the staged combustion aft-injected hybrid rocket motor over the traditional solid-liquid hybrid rocket motor in combustion performance, the effect of the number of oxidizer injectors on the combustion performance of the motor was investigated by three-dimensional numerical simulation based on a designed injector configuration. The results show that for the designed injector configuration, by increasing the number of oxidizer injectors, the mixing uniformity between the oxidizer and the primary combustion gas is improved, and the combustion efficiency of the primary combustion gas is accordingly enhanced. In addition, the difficulty of thermal protection for the injector plate is reduced by increasing the number of oxidizer injectors, which is beneficial for further improving the combustion performance of the motor under the current material strength limitations. The research findings can be used as a reference for the design of the injector for the staged combustion aft-injected hybrid rocket motor.

Graphical abstract

关键词

分级燃烧后喷射混合火箭发动机 / 一次燃气 / 燃烧性能 / 数值仿真

Key words

staged combustion aft-injected hybrid rocket motor / primary gas / combustion performance / numerical simulation

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胡一凡, 冯奕铭, 贾旭东, 黄礼铿, 杨玉新, 魏祥庚. 分级燃烧后喷射混合火箭发动机的燃烧性能[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(24): 10627-10634 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505835

HU Yi-fan, FENG Yi-ming, JIA Xu-dong, HUANG Li-keng, YANG Yu-xin, WEI Xiang-geng. Combustion Performance of Staged Combustion Aft-injected Hybrid Rocket Motor[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(24): 10627-10634 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505835

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近年来,固液混合火箭发动机技术(hybrid rocket motor,HRM)逐渐成为中外学者研究的热点。作为同时结合了固体和液体火箭发动机优点的推进技术,HRM具有系统简单、操作安全性高、成本低以及节流性能好等突出优点,是一种具有巨大发展潜力的动力形式^[1-3]。然而,传统HRM构型的燃烧过程为固体药柱表面掺混燃烧,氧化剂难以在短时间内充分扩散掺混,且固体药柱的非线性分解会引起氧燃比偏离,这些特点使传统构型在燃烧性能方面处于劣势^[4-6]。针对这一问题,分级燃烧后喷射混合(staged combustion aft-injected hybrid,SCAIH)火箭发动机从根本出发,通过转变燃烧过程的方式来实现燃烧性能的改善。

SCAIH火箭发动机在传统HRM构型的基础上将固体燃料替换成固体富燃燃气发生器,富燃料固体推进剂在燃气发生器中燃烧产生富燃燃气,随后富燃燃气经过喷注器进入补燃室与氧化剂进行掺混燃烧。这种燃烧过程将传统固液混合火箭发动机中氧化剂与固体燃料气的掺混燃烧转变为氧化剂与富燃燃气的掺混燃烧,有利于提高推进剂燃烧的完全性、均匀性和稳定性,同时也有利于降低HRM推力调节的难度。

关于SCAIH发动机的研究最早可以追溯到1990年,大西洋研究公司^[7](Atlantic Research Corporation)在美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)的资助下对传统混合系统和燃气发生器混合系统进行了初步设计,此后,相关的研究陆续开展。Culver^[8]对传统HRM和SCAIH火箭发动机进行了对比分析,其结果表明,前者相对于后者,有效载荷运载成本高出约25%。此外,Culver等^[9]还研究了叶片/层板喷注器在SCAIH火箭发动机中的应用,但其研究仅局限于理论分析,并未进行实际测试。Nijse^[10]在考虑固体碳颗粒和辐射传热效应的基础上针对SCAIH火箭发动机的燃烧过程建立了二维仿真模型,其仿真结果表明,固体碳颗粒和辐射传热降低了火焰温度。此外,火焰位置受液氧喷注速度的影响,提高液氧喷注速度可以减少火焰与喷注器之间的接触面积,从而避免烧蚀。Lee等^[11-12]采用二维数值仿真研究了SCAIH火箭发动机的燃烧室长度、O/F(氧化剂质量流量/燃料质量流量)动量比和氧化剂喷射角对二次燃烧性能的影响,其研究结果表明,燃烧效率与燃烧室长度呈正相关,与O/F动量比呈负相关,且存在一个最优的氧化剂喷射角度使燃烧效率最大化。中国关于SCIAH火箭发动机的研究较少,Deng等^[13]针对氧化剂喷注角和轴向/涡流喷射比对二次燃烧性能的影响开展了三维数值仿真研究,结果表明,氧化剂喷注角和轴向/涡流喷射比越大,发动机比冲越高。

综上所述,鉴于SCAIH火箭发动机并非主流HRM构型,目前针对其燃烧性能的研究相对匮乏。现有文献多采用简化的二维仿真模型,对实际工程的参考价值有限,且近期研究对氧化剂喷嘴数量的探讨尚显不足。为此,现基于所设计的喷注器构型,采用三维数值仿真方法,系统探究氧化剂喷嘴数量对发动机燃烧性能的影响。以期为分级燃烧后喷射混合火箭发动机喷注器的设计提供一定的科学依据。

1 燃烧性能数值计算模型

基于商业流体力学数值计算软件Fluent开展SCAIH火箭发动机燃烧性能的数值计算研究,由于Fluent在求解组分输运方程时,气相组分默认以质量分数求解和存储,因此所有气相组分均以质量分数的形式表示。

1.1 发动机物理模型

SCAIH火箭发动机主体由燃气发生器和推力室组成,其中燃气发生器采用传统固体火箭发动机筒状燃烧室结构,该处的燃烧过程不在研究范围内,因此下文只涉及推力室内的燃烧过程,推力室结构和数值计算采用的模型如图1所示。其中,图1(a)为发动机推力室内型面结构,图1(b)为推力室的喷注器结构。由于三维多相湍流燃烧仿真的计算量巨大,特别是SCAIH火箭发动机补燃室这种涉及大量颗粒相的追踪以及其与连续相的耦合流动反应,该过程需要耗费大量的时间和计算资源,因此考虑到发动机几何模型具有轴对称特点,后续计算将采用1/3模型作为计算模型,使用前处理软件ANSA进行结构网格划分,网格为三棱柱和六面体网格组成的混合结构网格,为了提高计算精度以及考虑边界层效应,对主要掺混反应区和近壁面进行了局部加密,边界层第一层网格高度0.1 mm,增长率为1.1,网格数经无关性校验后确定为415×10⁴,最终的数值计算模型如图1(c)所示。

1.2 数值计算方法

数值仿真采用的固体推进剂为贫氧推进剂,氧化剂为绿色推进剂过氧化氢^[14-15]。由于SCAIH火箭发动机补燃室的内部反应属于较为复杂的气固液三相燃烧过程,计算难度大且成本高,因此在数值计算时有必要对实际燃烧过程进行适当简化。

首先是计算过程的基本假设,采用的基本假设如下。

(1)由于镁的沸点很低,仅为1 364 K^[16],而一次燃气的温度可达1 891 K,因此认为镁以镁蒸汽的形式进入补燃室。

(2)过氧化氢的沸点仅为414 K^[17],在进入补燃室后其便开始蒸发,为了考虑这一过程,假设进入补燃室的过氧化氢有气液两种相态,根据前期仿真计算结果与试验数据的对比,最终气液比设为3∶7。

(3)根据过氧化氢反应的分子动力学模拟研究^[18-19],多数情况下,过氧化氢的反应实质上是由分解产物直接参与的,特别是在发动机补燃室这种高温高压环境下,因此假设液态过氧化氢参与反应的过程为先蒸发,再分解,最后以氧气和水蒸气的形式参与反应。

其次是燃气组分的简化,真实情况下一次燃气的成分非常复杂,因此必须进行适当的简化。根据前期的调研^[20-21],计算采用的燃气组分将在保留主要反应相关组分的基础上忽略少量存在的中间产物,并将惰性组分统一用一种组分代替,此处参考文献[21],将惰性组分设为MgO,其仿真数据和试验数据吻合较好,这说明该简化方法对燃烧计算的影响较小。综上,最终的简化组分表如表1所示。

最后是数值计算过程采用的相关理论模型,其中湍流模型为SST k-ω湍流模型(k为湍流动能,ω为比耗散率);化学反应模型为有限速率/涡耗散气相燃烧模型以及模拟碳颗粒燃烧的多表面反应颗粒燃烧模型和改进MFF模型;液态过氧化氢和碳颗粒的运动模型为随机轨道模型,质量源则为Fluent内置的DPM模型,激活双向耦合机制以考虑颗粒相对连续相的作用且每次迭代均更新DPM源项。计算采用的化学反应机理^[22-26]如表2和表3所示。

1.3 算例验证

采用先前的地面试验数据对仿真计算方法进行验证。为了保证试验数据可靠,前期试验分别测取了补燃室左侧和右侧的压强数据(绝对压强),这里取两者的平均值与数值计算的补燃室压强结果进行对比,试验工况数据如表4所示。

在边界条件方面,气相组分入口边界采用质量流率入口,凝相成分通过DPM模块的Surface喷注器模型注入,出口边界为压力出口,壁面为绝热无滑移壁面。此外,由于模型中包含离心喷嘴,需要考虑对称边界上的法向通量,因此对称边界采用周期性旋转边界。

图2为补燃室压强试验测量值和数值仿真计算值对比结果。可以看出,3种工况平均室压计算结果的最大相对误差仅有1.7%,说明数值计算方法具有较高的可信度。

1.4 计算工况

数值仿真工况参数如表5所示,边界条件与验证算例相同。主要研究过氧化氢直流喷嘴数量对补燃室性能的影响,其中喷嘴数量分别选取6、9和12孔,设计压降均为0.56 MPa,流量系数均为0.5。相应的喷注器结构如图3所示。

2 计算结果与分析

首先对3种构型冷流流场的均匀度进行分析。流场的均匀度是衡量喷注器掺混效果的重要参数,喷注器掺混效果越好,流场的均匀度就越高,后续燃烧就越充分迅速。对于火箭发动机补燃室,流场的均匀度有多种表征形式,取轴向截面的气相燃气组分相对质量分数差(relative mass fraction difference,RMFD)(无量纲数)作为流场均匀度的表征,其具体定义为

(1)E_g=

$\frac{{M}_{\mathrm{g},\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x}}-{M}_{\mathrm{g},\mathrm{m}\mathrm{i}\mathrm{n}}}{{M}_{\mathrm{g},\mathrm{a}\mathrm{v}\mathrm{e}}}$

式(1)中:M_g,max为截面的气相燃气组分质量分数最大值;M_g,min为截面的气相燃气组分质量分数最小值;M_g,ave为截面的气相燃气组分质量分数平均值。

3种构型的RMFD如图4所示,可以看出,RMFD 沿轴向整体呈现出下降的趋势,也就是说同一截面处气相组分质量分数的最高值和最低值之间的差值不断下降,整个流场趋于均匀。对比3种构型的RMFD曲线可以看到,在补燃室前段,6孔构型的均匀度相对较差。原因在于:直流喷嘴射流过于集中所导致的掺混不均匀,但其与另外两种构型的差距随着轴向距离的增加而不断减小,而9孔和12孔的均匀度则较为接近。综上,直流喷嘴的数量主要影响的是补燃室前段的掺混效果,喷嘴数量越多,掺混效果越好;在补燃室后段,由于湍流的充分发展,不同喷嘴数量所产生的影响被逐渐削弱。

图5为不同喷注构型所对应的推力室温度云图,为了更全面地展现推力室的温度分布,沿轴线方向截取了X=2、83、147、210、273、337、400和 464 mm 共计8个位置的横截面温度云图。

从图5可以看出,3种喷注构型所对应的周边燃气喷嘴下游均存在明显的低温积聚区,这是因为周边燃气喷嘴的燃气流直径相对较小,且在直流喷注角为60°的情况下,过氧化氢射流与燃气流的撞击点距离喷注面板较远,此时燃气流的速度已经降低,因而直流喷嘴的过氧化氢射流可以轻易穿透燃气流,汇聚在其中心位置形成较为明显的低温积聚区。对比6、9和12孔的积聚区,可以发现积聚区的范围随着孔数的增多而减小,而温度则呈上升趋势,这是因为孔数越多,射流之间的接触面积越大,动量和能量交换越剧烈,因此积聚区的平均温度也就越高。6孔构型由于动量交换结果最差,因此过氧化氢过于集中,形成的低温积聚区阻碍了周边燃气喷嘴下游的燃烧,这就造成了局部高温反应区集中在推力室中心以及近壁面处,显然这对于内壁面的热防护是不利的。对比X=2 mm处的轴向截面温度云图(图5)可以发现,6孔和9孔构型在周期边界与推力室内壁的夹角处均出现了局部高温区域,说明此处离心喷嘴的液膜无法有效阻止推力室的高温燃气回流,其中6孔构型是因为直流喷嘴射流阻碍了该方向的液膜,而9孔构型则是因为直流喷嘴射流迫使高温燃气撞向壁面发生分流,部分分流的燃气沿着壁面流向头部,因此产生了局部高温区,在X=83 mm处的轴向截面温度云图(图5)上可以明显看到两股靠近壁面的高温燃气流,其位置与出现局部高温区域的夹角相对应。相较之下,12孔构型由于喷嘴射流沿燃气流周向分布更加均匀,高温反应区主要出现在周边喷嘴燃气流附近,流向壁面的燃气流温度相对较低,因此离心液膜可以有效阻止其产生的燃气回流。

图6为不同喷注构型对应的3种主要气相一次燃气组分的面平均质量分数和推力室平均温度沿发动机轴线方向上的变化,其中质量分数均以无量纲小数的形式表示。从图6(a)可以看出,镁的反应极为迅速,在推力室前100 mm便已降至0附近,此外,3条曲线差别并不明显,说明过氧化氢直流喷嘴的数量对镁的燃烧影响较小。在图6(b)一氧化碳的质量分数分布曲线中,喷嘴数量的影响最为显著。图6(b)中3条曲线整体变化趋势基本一致,在相同截面处,3种构型对应的一氧化碳质量分数基本呈现随喷嘴数量增加而减少的趋势,说明增加过氧化氢直流喷嘴数量对一氧化碳的燃烧最为有利。此外,可以注意到,3种构型一氧化碳曲线在轴向距离50~100 mm时均出现了上升趋势,且喷嘴数越多,上升幅度越大。这是因为该处为直流喷嘴与周边燃气喷嘴的接触点,由于直流喷嘴较深的穿透深度,周边燃气流中心的碳颗粒也可以充分与过氧化氢进行接触反应,因此该处是碳颗粒反应的主要区域,由表3可知,碳颗粒与氧气反应的一次产物以及与二氧化碳的反应产物均为一氧化碳,因此一氧化碳质量分数曲线在该处出现了短暂的上升趋势。原因在于:喷嘴数越多,过氧化氢射流与燃气流的接触面积越大,颗粒反应也就越剧烈,因此12孔构型的一氧化碳质量分数增加最为明显,甚至短暂超过了6孔和9孔构型。从图6(c)氢气质量分数曲线可以看到,推力室后段的氢气质量分数与喷嘴数量呈负相关,但在推力室前段0~200 mm 范围内则相反。原因在于:氢气也是碳颗粒表面反应的产物之一,因此在推力室前段形成了喷嘴数量越多,氢气质量分数越高的趋势。图6(d)为轴向截面的平均温度曲线,可以看出,12孔构型的平均温度最高,在推力室后段可以达到2 963 K,6孔构型由于燃烧效率较差,温度最低,最高平均温度只有约2 800 K。

图7为不同喷注构型对应的碳颗粒轨迹图,颗粒初始直径参考文献[27]取20 μm,速度取燃气平均速度346 m/s。可以看到喷嘴数量对碳颗粒燃烧的影响主要体现在周边燃气喷嘴上,中央燃气喷嘴的碳颗粒燃烧距离几乎没有差别。9孔和12孔由于过氧化氢射流与周边喷嘴燃气流接触面分布比较均匀,燃气流中心的碳颗粒最晚接触过氧化氢,因此其燃烧距离呈现周边短,中间长的特点,且12孔构型因为接触面积更大,碳颗粒的最终燃烧距离短于9孔构型。然而6孔构型由于喷嘴数量过少,从周向上无法均匀地覆盖周边喷嘴燃气流,导致燃气流上下表面的碳颗粒难以第一时间参与燃烧,因此其燃烧距离最长,且最终燃烧距离甚至长于9孔和12孔。表6为3种构型碳颗粒的最长燃烧距离对比。

综上,对于所设计的喷注器构型,过氧化氢直流喷嘴的数量对中央燃气喷嘴碳颗粒的燃烧影响较小,其作用主要体现在周边燃气喷嘴的碳颗粒燃烧上。此外,喷嘴沿燃气流周向的均匀分布对于减少碳颗粒的最终燃烧距离至关重要,因此喷嘴的数量最好大于等于3。

对3种喷注构型所对应的燃烧效率和喷注面板的平均温度进行对比分析,其中燃烧效率以特征速度之比作为表征,3种构型的燃烧效率和喷注面板的平均温度如表7所示。可以看出,随着喷嘴数量的增加,燃烧效率呈上升趋势,其中6孔构型的燃烧效率与9孔和12孔构型有较大差距,前者只有92.8%,后两者已经接近和超过95%,3种构型燃烧效率的整体趋势与上文的分析相符。喷注面板的平均温度则随着喷嘴数量的增加而不断降低。从6孔增加到12孔,喷注面板的平均温度下降幅度可以达到289 K,这说明对于喷注器的热防护而言,增加直流喷嘴带来的收益是极为可观的,这有利于在现有材料强度的限制下进一步提高发动机燃烧效率。

综上,增加氧化剂直流喷嘴数量不仅可以提高发动机燃烧效率,还可以降低喷注面板表面温度,但对于较为精细的喷注器结构,过多的直流喷嘴会显著提高加工难度和成本,且通过燃烧效率对比可知喷嘴数量对燃烧效率的提高存在边际效应,12孔相对于9孔构型仅提高0.3%,因此综合考虑加工成本以及应用效果,实际应用时推荐采用12孔构型。

3 结论

通过数值仿真计算对SCAIH火箭发动机补燃室的燃烧性能进行了研究,对比分析了不同氧化剂直流喷嘴数量对燃烧性能的影响。得到如下结论。

对于所研究的喷注器结构,增加氧化剂直流喷嘴数量可以提高冷流的掺混均匀度,进而可以提高发动机的燃烧效率。3种构型中,6孔构型的特征速度效率为92.8%,9孔构型为94.95%,12孔构型为95.25%。此外,增加氧化剂直流喷嘴数量还有利于降低喷注器面板的热防护难度,12孔构型的喷注器面板平均温度相较于6孔构型下降幅度达289 K,这有利于在有限的材料强度下进一步提高发动机燃烧性能。

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原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

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