復燃對氫氧火箭發動機尾焰流場及輻射特性影響數值研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊

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復燃對氫氧火箭發動機尾焰流場及輻射特性影響數值研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊

（中國人民解放軍裝備學院航天裝備系，北京，101416）

為深入研究復燃對氫氧火箭發動機尾焰流場及輻射特性的影響，以氫氧發動機喉部截面參數為入口條件，采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程，考慮尾焰復燃反應影響，利用PISO算法求解得到尾焰流場參數。在此基礎上，通過氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型SLG對尾焰輻射特性進行計算，對比復燃反應對尾焰流場及其輻射特性的影響。結果表明，復燃反應對氫氧發動機尾焰流場計算影響較大，使溫度場以及燃燒產物的質量分數大幅增加，從而導致尾焰的輻射特性增強，因而在氫氧發動機尾焰流場和輻射計算中，考慮復燃反應是極為必要的。

氫氧火箭發動機；尾焰；復燃反應；紅外輻射；數值仿真

0 引 言

火箭發動機的燃氣屬于富燃燃氣，不能完全燃燒的燃氣噴入大氣后，會和空氣中的氧氣摻混燃燒發生復燃反應，從而影響尾焰的溫度場和燃氣組分分布[1]。火箭發動機尾焰具有高溫、高速、大流量的特點，其在飛行階段高溫尾焰會產生強烈的輻射特性，這對實現紅外追蹤與預警具有重要意義。但是，火箭發動機尾焰流動是耦合強烈化學反應的復雜流動，在計算中定量分析復燃對尾焰的影響極為必要。

Leone等[2]研究了燃燒尾焰的化學成分在高空發生復燃反應對同溫層產生的影響；王雁鳴等[3]對多噴管發動機在低空的紅外輻射特性進行研究，得到多噴管發動機尾焰流場在2~5 μm波段光譜的紅外特性；聶萬勝等[4、5]對液體火箭尾部噴焰紅外輻射特性進行數值仿真計算，并分析燃燒室內一步反應和兩步反應、無燃燒室3種情形下尾焰流場與輻射特點；王偉臣等[6]研究了固體火箭發動機尾焰復燃的輻射效應，在復燃尾焰中耦合紅外輻射傳輸模型；劉尊洋等[7～9]針對復燃對固體火箭及液體火箭尾焰紅外輻射特性影響分別進行研究，分析了不同飛行參數對火箭尾焰輻射特性的影響。上述文獻從不同角度對火箭發動機尾焰流場及輻射特性進行了研究，為火箭發動機尾焰研究奠定了重要基礎。

以液氫液氧作為推進劑的液體火箭發動機，反應能量遠遠大于液氧煤油發動機和常規的偏二甲肼/四氧化二氮發動機。同時，由于氫的分子量極低，氫氧發動機比推力比其他任何推進劑發動機的比推力都高，并具有無毒、無污染等特點，因而也是國外爭相研究的對象，如美國的J-2發動機、日本的LE-7/A發動機及蘇聯的RD-0120發動機[10]等。目前，針對復燃反應對氫氧發動機尾焰流場及輻射特性的影響還不完善，需要進一步研究。

本文以氫氧發動機為研究對象，對發動機內流場以及尾焰外流場進行計算，并以內流場喉部截面參數作為尾焰外流場計算的入口條件，從而達到簡化計算的目的。尾焰輻射特性以尾焰流場參數為基礎，并利用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型SLG對尾焰輻射特性進行計算。通過以上方法，可以得到氫氧發動機內流場、尾焰外流場以及輻射特性參數，從而定量分析復燃反應對尾焰流場和輻射特性的影響。

1 物理模型與計算方法

1.1 幾何模型

氫氧發動機結構具有對稱性，可以取圓周面的三分之一進行對稱處理，從而簡化計算。發動機幾何模型如圖1所示。發動機主要由短噴管推力室和噴管延伸段組成，如圖1a。由于在發動機內流動處于超聲速流動狀態，流動擾動無法逆向傳播，因而可通過只計算短噴管推力室的內流場，獲取喉部截面參數，提高計算效率。

a）整體

b）噴注面板

圖1 氫氧發動機幾何模型

1.2 網格劃分與邊界條件

經對稱簡化后，噴注面板共有120個噴注單元，每個噴注單元都為氣液同軸直流式噴嘴。由于液氫是作為發動機管壁再生冷卻的冷卻劑，經過冷卻套后，液氫被加熱轉化為氣態，因而將H2作為氣相，O2作為液相進行計算。由于噴注面板噴嘴數量過多，增加了網格劃分的復雜程度，因此選用非結構網格對幾何模型進行貼合，提高計算精度，降低網格劃分難度。

氫氧發動機短噴管推力室計算網格如圖2所示。從圖2可知，由發動機入口可給定內流場計算邊界條件（見表1）；發動機壁面采用標準壁面函數，無滑移邊界條件；對稱面上徑向速度為零，所有變量徑向梯度為零。

表1 氫氧發動機內流場計算邊界條件

氫氧發動機尾焰外流場仿真采用三維180°對稱計算網格，如圖3所示。

a）全流場

b）局部放大圖

圖3 氫氧發動機尾焰流場計算網格

仿真模型由噴管擴張段內流場及尾焰外流場組成。噴管擴張段面積比為49∶1，模型以噴管喉部為入口，入口條件通過氫氧發動機內流場計算結果給定。噴管壁面采用標準壁面函數求解，無滑移邊界條件。環境遠場邊界及出口邊界給定環境壓力0.1 MPa、溫度300 K以及空氣組分質量分數，其中來流速度忽略不計。對稱面上徑向速度為零，所有變量徑向梯度為零。

1.3 物理模型

氫氧發動機內氣相流動過程采用帶化學反應的三維N-S方程[11]描述，采用Realizable k-ε湍流模型封閉流動方程組，液相流動過程采用離散相模型進行描述，采用Rosin-Rammler分布[12]確定噴射液滴初始尺寸分布，采用Wave模型[13]和O’Rourke模型[14]對液滴破碎及碰撞過程進行計算，以獲得更為精確的計算結果。燃燒過程化學反應速率CH采用湍流脈動機制EBU和Arrhenius機制Arr控制[15]，氫氧發動機化學反應采用氫氧單步化學反應，即2H2+O2=2H2O。流動方程對流項采用QUICK格式進行離散，采用PISO算法進行壓力-速度耦合求解。輻射模型采用氣體輻射傳輸方程[16]和大氣透過率計算模型SLG[17]進行計算。

2 計算結果分析

2.1 氫氧發動機內流場計算

發動機內流場計算結果的各項參數分布如圖4所示。

a）壓力

b）溫度

c）H2O質量分數

d）H2質量分數

從圖4中可以看到，發動機內每個截面的壓力、溫度和各個燃氣組分質量分數的分布數據。在壓力云圖中，發動機在燃燒室中達到最大壓力為8.78 MPa，并在噴管內壓力逐步降低，其中燃燒室最大壓力與該工況下試車測得的燃燒室壓力8.87 MPa極為接近，證明了算法的有效性；發動機的溫度分布呈現出相同的變化趨勢，只是溫度的變化較小。由圖4還可以看出，在發動機燃燒室中，H2與O2占主要成分，并會發生劇烈的燃燒反應；在發動機噴管中，H2O和H2占主要成分，O2因反應而消耗殆盡，說明噴管噴出的燃氣為富燃燃氣。

2.2 復燃對尾焰流場特性影響

為方便對比，將復燃反應流與凍結流流場參數進行對比分析。圖5給出復燃反應對溫度場的影響。

a）全流場

b）軸線上溫度分布

c）發動機出口不同位置處縱向溫度分布

從圖5a中可見，在=0~14 m區間，反應流高溫區主要存在于尾焰邊界區域；在=14~26 m區間，反應流高溫區則存在于尾焰中心區域。主要是由于在=0~14 m范圍內，尾焰流速較快，燃氣與周圍空氣的摻混主要發生在尾焰邊界，隨即發生復燃反應，導致該區域溫度升高；隨著流動的進行，尾焰流速逐漸減慢，燃氣與周圍空氣的摻混加劇，復燃反應隨之加強，造成中心區域溫度升高。圖5b、5c中，軸線上溫度場的最大相對增幅達40.48%，發動機出口=5 m、10 m和20 m位置處縱向溫度最大增幅均達30%以上。由此可知，復燃反應對氫氧發動機尾焰流場計算影響很大。

圖6給出了計算結果同文獻[18]提供的實驗試車與仿真數據的對比。從圖6中可以看出，計算結果同文獻中的結果符合較好，證明了算法的有效性和正確性。圖7給出了復燃對尾焰流場軸線上各組分質量分數分布影響。

a）文獻實驗結果

b）文獻仿真結果

c）本文仿真結果

圖6 氫氧發動機尾焰流場計算結果同文獻[18]結果對比

a）H2O

b）H2

從圖7中可以看出，在尾焰流場中，氣態H2O是尾焰的主要成分。氫氧發動機尾焰紅外輻射計算應圍繞H2O的輻射進行。從復燃的影響來看，復燃反應會使尾焰中H2O的質量分數明顯增加，而H2和O2相應減少，軸線上H2O質量分數最大相對增幅達43.75%。

2.3 復燃對尾焰輻射特性影響

將氫氧發動機尾焰流場計算得到的壓力、溫度以及燃氣組分的質量分數帶入尾焰輻射計算模型中進行計算，計算結果如圖8所示。對于氫氧發動機其燃燒產物主要是H2O，也是主要輻射體，其輻射主要體現在2.7 μm波段上。從圖8中可以看出，復燃反應會使整個波段內的光譜輻射照度大幅增加，在=2.67 μm處增幅最大。這主要是由于復燃反應會對尾焰溫度場和燃氣質量分數分布產生影響，從而影響尾焰的輻射特性。由此可知，復燃反應對氫氧發動機尾焰輻射計算的影響同樣不容忽視（光譜輻射照度表示波長為λ時，單位波長間隔內的入射物體單位面積上接收到的輻射功率[19]）。

3 結 論

本文通過求解氫氧發動機尾焰流場與輻射計算模型，定量分析了復燃反應對發動機尾焰流場和輻射特性的影響，所得結論如下：

a）復燃反應會改變尾焰溫度場和燃氣組分分布。對于溫度場，復燃反應會使尾焰溫度大幅升高，最大增幅可達40.48%。對于燃氣組分分布，復燃反應會使H2O的含量增加，相應反應物的含量減少，H2O質量分數的最大增幅達43.75%。

b）氫氧發動機尾焰主要輻射波段在2.7 μm波段，復燃反應會使整個波段內的光譜輻射照度大幅增加，在=2.67μm處增幅最大。

c）復燃反應會對氫氧發動機尾焰流場和輻射特性計算產生較大影響，因而在相應計算中應考慮復燃反應以獲得較為精確的結果。

[1] 苗瑞生. 發射氣體動力學[M]. 北京：國防工業出版社, 2006.

[2] Leone D M, Turns S R. Active Chlorine and Nitric Oxide Formation From Chemical Rocket Plume Afterburning[R]. AIAA 94-0788, 1994.

[3] 王雁鳴, 談和平, 董士奎, 等. 低空多噴管發動機噴焰紅外輻射特性研究[J]. 固體火箭技術, 2009, 32(6): 634-637.

[4] 聶萬勝, 楊軍輝, 何浩波, 等. 液體火箭發動機尾噴焰紅外輻射特性[J]. 國防科技大學學報, 2005, 27(5):91-94.

[5] 豐松江, 聶萬勝, 解慶紛, 等. 燃燒室內燃燒模型對尾焰流場及其輻射的影響[J]. 火箭推進, 2006, 32(2):6-10.

[6] WANG W C, WEI Z J, ZHANG Q, et al. Study on infrared signature of solid rocket motor afterburning exhaust plume[R]. AIAA 2010-6847, 2010.

[7] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 復燃對固體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光學學報, 2013, 33(6): 1-8.

[8] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 復燃對液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光子學報, 2013, 42(4): 480-485.

[9] 劉尊洋, 邵立, 汪亞夫, 等. 飛行參數對液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J]. 光學學報, 2013, 33(4): 1-7.

[10] 丁兆波, 孫繼國, 路曉紅. 國外典型大推力氫氧發動機推力室技術方案綜述[J]. 導彈與航天運載技術, 2012(4): 28-30.

[11] 陶文銓. 數值傳熱學[M]. 西安: 西安交通大學出版社, 1988.

[12] 莊逢辰. 液體火箭發動機噴霧燃燒的理論、模型及應用[M]. 長沙: 國防科技大學出版社, 1995.

[13] Reitz R D. Mechanisms of atomization processes in high-pressure vaporizing sprays[J]. Atomization and Spray Technology, 1987(3): 309-337.

[14] O’Rourke P J. Collective drop effects on vaporizing liquid sprays[D]. New Jersey: Princeton University, 1981.

[15] FENG S J, CHENG Y F, NIE W S. Combustion instability analysis in a Hydrogen-Oxygen rocket engine[R]. AIAA 2009-4864, 2009.

[16] 楊軍輝. 液體火箭燃燒過程及其尾部噴焰輻射特性研究[D]. 北京: 裝備指揮技術學院，2004.

[17] Ludwig C B, et al. Handbook of infrared radiation from combustion gases[R]. NASA SP-3080, 1973.

[18] 李茂, 王占林. 氫氧火箭發動機射流仿真與試驗臺熱防護[J]. 載人航天, 2014, 20(5):421-426.

[19] 徐南榮, 卞南華. 紅外輻射與制導[M]. 北京: 國防工業出版社, 1997.

Numerical Research on Influence Exerted by Afterburning on Flow Field and Radiation Characteristics of LH2/LOX Rocket Engine

Qiao Ye, Nie Wan-sheng, Feng Song-jiang, Wu Gao-yang

(Department of Space Equipment, Equipment Academy of PLA, Beijing, 101416)

To have a deep understanding of the influence exerted by afterburning on the flow field and radiation characteristics of LH2/LOX rocket engine plume, parameters at the throat section of the engine are set as the inlet condition to consider the afterburning reaction. The N-S equation coupled with Realizable k-ε model is used as well. Plume flow field parameters are obtained through PISO algorithm. On this basis, plume radiation characteristics are calculated with gas radiation transmission equation and SLG model. The influence of afterburning reaction on the plume flow field and radiation characteristics are compared as well. The results indicate that the afterburning reaction exerts a significant effect on plume flow field calculation, making the mass fraction of combustion products go up greatly, which enhances plume’s radiation characteristics. In conclusion, it is necessary to take account afterburning reaction in plume flow field and radiation calculations.

LH2/LOX rocket engine; Plume; Afterburning; Infrared radiation; Numerical simulation

1004-7182(2016)02-0022-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160205

V43

A

2015-08-21；

2015-12-25

國家自然科學基金（51206185，91441123）

喬野（1991-），男，碩士研究生，研究領域為液體火箭發動機