富氫/富氧燃氣溫度對同軸直流氣-氣噴嘴性能的影響

李 茂，高玉閃，金 平，蔡國飆

（北京航空航天大學宇航學院，北京100191）

0 引言

在全流量補燃循環發動機中，所有流量的氧化劑和燃料先通過富氧預燃室和富燃預燃室燃燒，然后以富氧燃氣、富燃燃氣狀態驅動渦輪泵后再進入推力室燃燒，因此，全流量補燃循環發動機推力室的噴注器為富燃/富氧燃氣氣-氣噴注器。與常規氣-液、液-液噴注器相比，氣-氣燃燒沒有霧化與蒸發過程，燃燒規律發生變化，對噴注面板、燃燒室的熱載也不同。氣氣燃燒技術是全流量補燃循環發動機的關鍵技術之一。

近年來，國內外研究者對以全流量補燃循環發動機為技術背景的氣-氣噴注器設計、試驗及數值模擬方面進行了大量的研究工作，但大部分研究工作集中在以常溫GH2/GO2為推進劑的基礎之上[1～5]。在富氫/富氧燃氣氣-氣噴注器研究中，文獻 [6]對不同壓力條件下富氫/富氧燃氣-氣氣噴注器和常溫GH2/GO2氣-氣噴注器對壁面熱流影響展開了試驗研究，研究結果表明富氫/富氧燃氣氣-氣噴注器熱流值顯著大于常溫氫氣/氧氣燃燒。文獻 [7]采用不同的仿真模型對富氫/富氧燃氣氣-氣噴注器對燃燒室壁面的熱流進行了數值分析，并與試驗結果進行了對比，獲得了與試驗結果較為一致的仿真模型與方法。本研究以同軸直流噴嘴為研究對象，以數值模擬的方法研究富氫/富氧燃氣氣-氣噴嘴。

1 計算模型和噴嘴參數

1.1 幾何模型

模擬的氣-氣噴嘴燃燒室幾何模型如圖1所示。燃燒室設計參數以SSME主發動機為參考[8]，將SSME主發動機噴注單元流量進行低壓換算，保證設計的燃燒室的流量密度與SSME主發動機進行低壓換算后的流量密度相同，質量流量為換算后SSME噴注單元流量的2倍（226g/s）。設計的燃燒室直徑為26mm，長度為295mm，其中圓柱段長度為250mm，由于不測量推力，沒有設計噴管擴張段。氣-氣噴嘴結構形式為同軸直流噴嘴，無縮進，噴嘴入口段長度10mm。

1.2 化學反應模型及邊界條件

利用FLUENT商業軟件，通過求解使用k-ε湍流模型的Navier-Stokes方程組對燃氣氣-氣噴注器進行數值模擬，化學反應模型為6種組分、9個主要化學反應的有限速率模型，化學反應速率由阿累尼烏斯公式計算，化學反應模型如下

其中M為第三載體[9,10]。入口邊界采用質量入口，給定入口水力直徑、湍流強度、燃氣溫度和組分（燃氣溫度和組分由預燃室熱力計算獲得，不計燃氣從預燃室到燃燒室沿程能量損失）；出口邊界條件采用壓力出口邊界，給定出口水力直徑；燃燒室壁面采用無滑移、絕熱條件。

1.3 噴嘴參數

同軸直流氣-氣噴嘴主要設計參數如表1所示，其中混合比指兩個預燃室入口的氧化劑總質量流量和燃料總質量流量之比，氧壓降指富氧燃氣壓降與燃燒室壓力的比值，速度比指富氫燃氣與富氧燃氣的速度比。

表1 氣-氣噴嘴設計參數Tab.1 Design parameters of gas-gas injector

鑒于國內外研究主要集中在以常溫氫氧為推進劑的氣-氣噴嘴研究中，本文同時對以常溫氫氣/氧氣為推進劑的同軸直流氣-氣噴嘴進行了數值模擬，與富氫/富氧燃氣同軸直流氣-氣噴嘴的燃燒流場進行比較，常溫氫氣/氧氣的同軸直流氣-氣噴嘴總流量、混合比、氧壓降、速度比與富氫/富氧燃氣同軸直流氣-氣噴嘴相同。

考察溫度對富氫/富氧燃氣同軸直流氣-氣噴嘴燃燒室流場影響時，溫度通過調整預燃室混合比改變。研究富氧燃氣溫度影響時富氧燃氣參數設置如表2所示，富氫燃氣參數值固定，富氫燃氣溫度758K，其中氫氣組分比例65.08%，水組分比例34.92%（對應的富燃預燃室混合比為0.45）；研究富氫燃氣溫度影響時富氫燃氣參數設置如表3，而富氧燃氣參數值固定，富氧燃氣溫度676K，其中氧氣組分比例97.22%，水組分比例2.78%（對應的富氧預燃室混合比為320）。從表2和表3可以看出，在保證總流量和總混合比不變的條件下，預燃室混合比改變，燃氣溫度、富氧燃氣和富氫燃氣的流量分配、燃氣組分所占的比例發生變化。

表2 富氧燃氣參數Tab.2 Parameters of oxygen-rich hot gas

表3 富氫燃氣參數Tab.3 Parameters of hydrogen-rich hot gas

2 計算結果和分析

水是氫氧燃燒的最終產物，水組分在燃燒室內的分布能反映燃燒進行的程度，通過分析水組分在燃燒室內分布評價同軸直流氣-氣噴嘴燃燒性能，同時通過燃燒室壁面燃氣溫度（不包括收縮段）、噴注面板燃氣溫度（從單噴嘴外徑至燃燒室內徑之間的部分）分析同軸直流氣-氣噴嘴燃燒室熱載。

2.1 富氫/富氧燃氣與常溫氫氣/氧氣同軸直流氣-氣噴嘴性能對比

圖2給出了富氫/富氧燃氣推進劑（簡稱燃氣工況）和常溫氫氣/氧氣推進劑（簡稱常溫工況）條件下的燃燒室溫度分布，圖3給出了兩種工況的水組分質量分數曲線沿燃燒室軸向的分布。從圖2可以看出，燃氣工況燃燒室內的高溫區域比常溫工況明顯靠前，說明燃氣工況燃燒反應較快。

從圖3中可以看到，燃氣工況燃燒室內的水組分質量分數在較短的燃燒室長度之內達到平衡；水組分質量分數曲線在燃燒室內達到平衡之前，在相同的燃燒室軸向位置，富氫/富氧燃氣同軸直流氣-氣噴嘴燃燒室內的水組分質量分數一直顯著高于常溫氫氣/氧氣同軸直流氣-氣噴嘴燃燒室內的水組分質量分數。雖然燃氣工況入口有一定的水組分，但反應進行后，燃氣工況的水組分上升速率大于常溫工況。

以上結果說明在本研究的參數設置下，燃氣工況的燃燒性能相對較好。

圖4給出燃氣工況和常溫工況下燃燒室圓柱段壁面燃氣溫度分布和噴注面板燃氣溫度分布。從圖中可看到，燃氣工況圓柱段壁面燃氣溫度和噴注面板燃氣溫度都顯著高于常溫工況，這說明富氫/富氧燃氣推進劑使燃燒室承受的熱載更高（噴注面板尺寸不同是由于燃氣工況與常溫工況下的推進劑流量、溫度不同導致噴嘴外徑不同）。燃燒室熱載的增加是由于周圍的富氫燃氣溫度高于常溫氫氣加強了換熱和燃燒性能的提高。

2.2 燃氣溫度對燃燒及傳熱的影響

圖5給出了不同富氧燃氣溫度和富燃燃氣溫度條件下燃燒室內溫度的分布。從溫度分布可以看出，不同溫度工況條件下燃燒室內溫度分布基本相同，沒有顯著區別。圖6為燃燒室內水組分質量分數沿燃燒室軸向的分布曲線。圖6中，隨著燃氣溫度的變化，水組分質量分數曲線在燃燒室內分布略有不同，溫度較高時相同燃燒室長度條件下水組分質量分數曲線較高，但差別很小；水組分質量分數達到平衡時的位置基本相同，這表明在不同燃氣溫度條件下燃燒室內燃燒反應速率差別很小，完成燃燒反應需要的燃燒室長度基本相同。仿真結果表明富氧燃氣溫度和富氫燃氣溫度在一定范圍內提高不能顯著改善同軸直流氣-氣噴嘴燃燒性能。

圖7和圖8分別給出了不同富氧燃氣溫度和富燃燃氣溫度條件下燃燒室圓柱段壁面燃氣溫度和噴注面板的燃氣溫度分布。從圖7和圖8中可以看出，富氧燃氣溫度和富燃燃氣溫度的提高都會使燃燒室壁面和噴注面板的燃氣溫度增加，說明燃氣溫度提高會使燃燒室熱載增加。比較不同富氧燃氣工況和不同富氫燃氣工況條件的圓柱段壁面燃氣溫度和噴注面板燃氣溫度分布可以看出，富氫燃氣溫度的提高對壁面燃氣溫度影響更為明顯，這是因為富氧燃氣從同軸直流噴嘴中心噴入而富氫燃氣從周圍噴入的緣故。

在全流量補燃循環發動機中，推力室入口燃氣溫度過高對整個發動機系統非常不利，富氧燃氣溫度的增加會顯著增加富氧預燃室、氧渦輪及富氧燃氣路抗氧化性的設計難度，而富氫燃氣溫度的增加對氫渦輪的壽命、密封等都不利。從仿真結果可以看出，燃氣溫度對燃燒性能影響不明顯，因此可以選擇較低的燃氣溫度設計發動機，以有效降低設計難度，提高發動機壽命。

3 結論

采用數值模擬方法比較了富氫/富氧燃氣氣-氣噴嘴和常溫氫氧氣-氣噴嘴的區別，研究了富氫/富氧燃氣溫度對氣-氣噴嘴燃燒性能和傳熱性能的影響，結論如下：與常溫氫氣/氧氣相比，富氫/富氧燃氣推進劑可以使燃燒在更短的燃燒室長度內完成，也會使燃燒室熱載顯著增加；富氫/富氧燃氣溫度的增加對燃燒性能的提高不明顯，但會增加燃燒室壁面和噴注面板的熱載，富燃燃氣溫度增加對熱載影響更為明顯。

[1]Cai Guobiao,Wang Xiaowei,Jin Ping,et al.Experimental and Numerical Investigation of Large Mass Flow Rate Gas-Gas Injectors[R].AIAA-2008-4562.

[2]Vaidyanathan A,Gustavsson J,Segal C.Heat Fluxs/OH PLIF Measurements in a GO2/GH2Single-element,Shear Injector[R].AIAA-2007-5591.

[3]Conley A,Vaidyanathan A,Segal C.Heat Flux Measurements for a GO2/GH2Single-Element,Shear Injector[J].Journal of Spacecraft and Rockets.Vol.44,No.3,May-June 2007.

[4]Vaidyanathan R,Tucker P.K,Papila N,et al.Computational-fluid-dynamics-based Design Optimization for Single-Element Rocket Injector.Journal of Propulsion and Power[J].Vol.20,No.4,July-August 2004.

[5]Shyy W,Kevin T P,Vaidyanathan R.Response Surface and Neural Network Techniques for Rocket Engine Injector Optimization [J].Journal of Propulsion and Power.2001,7(2):391-401.

[6]Lin J,West J S,Williams W R,et al.CFD Code Validation of Wall Heat Flux Heat Fluxes for a GO2/GH2Single Element Combustor[R].AIAA-2005-4524.

[7]Marshall W M.,Pal S.Benchmark Wall Heat Flux Data for a G02/GH2Single Element Combustor[R].AIAA 2005-3572.

[8]中國航天工業總公司.世界導彈與航天發動機大全[M].北京:軍事科學出版社,1999.

[9]Sozer E,Vaidyanathan A,Segal C,et al.Computational Assessment of Gaseous Reacting Flows in Single Element Injector[R].AIAA 2009-449.

[10]Shang M,Chen Y,Paul L.Investigation of Chemical Kinetics Integration Algorithms for Reacting Flows[R].AIAA 95-0806.