變推力液體火箭發動機中針栓噴注器研究綜述

張波濤，李 平，王 凱，楊寶娥

(1.西安航天動力研究所液體火箭發動機技術重點實驗室，西安 710100；.航天推進技術研究院，西安 710100)

0 引 言

在空間基礎設施建設、深空探測和載人航天等太空探索計劃的驅動下，高性能、低成本、無毒、大變比及可重復使用的變推力發動機已成為當今火箭發動機技術的重要發展方向。美國太空探索公司(SpaceX)采用Merlin發動機實現了“獵鷹”火箭海上回收，并成功重復使用。SpaceX在改進液氧煤油Merlin發動機的同時，還在研制推力為170噸的全流量Raptor發動機，推力變比為5∶1[1]。美國宇航局的推進和低溫先進發展項目為了支持未來著陸器的要求，正在研制采用低溫推進劑且具有大變比能力的膨脹循環TR202發動機[2]。我國研制的7500 N變推力發動機于2019年1月成功助力嫦娥四號探測器首次軟著陸于月球背面。此外，隨著高能鋰電池、高效精確步進電機等技術的迅猛發展，電動泵發動機有更加廣闊的應用前景。新西蘭火箭實驗室研制出低成本、高可靠、深度變推力電動泵“Electric”火箭，我國也開展了電動泵壓式發動機研制工作[3]。噴注器是變推力液體火箭發動機控制推力的重要部件之一，以上發動機均采用針栓噴注器。

盡管針栓噴注器經過了六十多年的發展且廣泛應用，但大部分研究工作都未公開，且相關的基礎研究工作較少。本文針對變推力液體火箭發動機中針栓噴注器的工程研制、霧化特性和燃燒特性等方面進行綜述，以加深對針栓噴注器的認識。

1 針栓噴注器設計原理

1.1 結構

針栓噴注器結構如圖1所示，外圈推進劑由噴注器殼體和套筒構成的環形噴嘴，以軸向液膜的形式沿著套筒外壁流動。中心路推進劑從套筒與針栓之間的中心通道進入噴注器，在針栓端頭內型面的作用下流動方向變為徑向，以環形液膜或射流束的形式噴入燃燒室后與外圈推進劑發生撞擊霧化，隨后燃燒。針栓噴注器的設計方式有多種多樣，但基本構型類似。

圖1 針栓噴注器示意圖

傳統的液體火箭發動機推力室具有多個噴注器，而絕大多數針栓發動機只有一個噴注器，噴注器位于噴注面板中心，從噴注器噴出的推進劑會在燃燒室內產生兩個回流區，分別為燃燒室頭部的上回流區和針栓頭部的中心回流區，如圖2所示。上回流區主要是兩股推進劑撞擊后向燃燒室頭部回流，富含外圈推進劑，依靠推進劑液滴蒸發冷卻噴注面板。下回流區是由于推進劑在針栓頭部回流，富含中心路推進劑，可促進推進劑液滴的二次霧化。

圖2 流場結構

1.2 物理量定義

1)動量比

動量比是徑向推進劑動量與軸向推進劑動量之比，表達式為

(1)

2)阻塞率

阻塞率是針栓頭端全部徑向噴注孔的孔徑之和與針栓周長之比，表達式為

(2)

式中：CBF為阻塞率，n為射流孔數目，Ds為射流孔直徑，Dp為針栓直徑。

3)直徑比

直徑比是燃燒室直徑和針栓直徑之比，表達式為

(3)

式中：CDR為直徑比，Dc為燃燒室直徑。

2 工程研制

只要提到針栓噴注器，TRW公司(現屬于諾斯羅普·格魯門公司)都是要首先提到的名字之一。TRW公司從60年代開始研究針栓噴注器且獲得專利，研制了多種不同的針栓發動機，目前已有超過上百臺采用針栓噴注器的雙組元發動機成功地進行了飛行[4]。表1給出了已工程應用的典型針栓發動機，表2給出了已研制的典型針栓發動機。

TRW從1963年開始研制阿波羅登月艙下降發動機(LMDE)[5-7]，在LDME計劃執行的同時，TRW研制了110 N、440 N、890 N一系列小推力的栓式發動機。隨后由LDME衍生而來的TR201發動機用于德爾它運載器的二級。從20世紀80年代起，通過一系列設計改進使針栓發動機具有可重復脈沖工作、面關機等能力，研制出一種變推力和快響應的弗萊威特發動機(PAPE)用于“哨兵”導彈[8]。對于傳統固定面積的噴嘴采用凝膠推進劑在發動機關機后容易堵塞，TRW研制出使用凝膠推進劑的面關機噴注器成功飛行[9]。推進劑特性是決定發動機性能的關鍵因素之一[10]，20世紀90年代開始研制采用液氧/煤油[11]、液氧/液氫[2]、液氧/酒精[13-14]等綠色無毒化推進劑的針栓發動機。美國宇航局提出的推進和低溫先進發展計劃中明確要求發展高性能低溫變推力火箭發動機[2]，正在研制TR-202發動機。在導彈防御局液體助推器開發計劃的資助下，格魯曼公司研制了150 kN的TR-108發動機[15]。TR-108發動機是目前唯一采用多針栓噴注器的發動機，針栓噴注器排列布局為中間1個、四周均布6個。為進一步降低成本，TRW研制了2900 kN液氫液氧TR-106針栓發動機[16-18]。目前最具代表性的針栓發動機為Merilin1D發動機，燃燒效率在0.98以上，推質比約180，是世界上性能最高的燃氣發生器循環液氧煤油發動機。

表1 工程應用的典型針栓噴注器發動機Table 1 Typical pintle injector rocket engines applied for engineering

表2 研制的典型針栓噴注器發動機Table 2 Typical pintle injector rocket engines which have been studied

國內在變推力火箭發動機領域的研究起步較晚，20 世紀70 年代開始進行針栓發動機的研究[19]。1983年國內第一臺變推力發動機試車成功[20],北京航空航天大學[21]設計了基于機械定位雙調系統的氣氧/煤油變推力火箭發動機，推力為57.30～864.70 N。國內目前已飛行的變推力火箭發動機為嫦娥三號和嫦娥四號使用的7500 N下降級發動機[22-23]，于2013年12 月首次完成嫦娥三號探測器地月轉移飛行的任務，2019年1月成功助力嫦娥四號探測器首次軟著陸月球背面。

3 霧化特性

霧化是噴注器最重要的工作過程，霧化質量及霧場分布直接決定了蒸發、混合和燃燒特性，從而對燃燒裝置的燃燒性能、穩定性和可靠性產生重要影響。目前公開文獻中研究內容主要集中在破碎過程、霧場形態、霧化角和混合特性等方面。

3.1 噴注方式

根據外圈推進劑和中心路推進劑噴注方式不同，可分為四種形式：徑向縫型和軸向縫型相結合、徑向縫型和軸向孔型相結合、徑向孔型和軸向縫型相結合、徑向孔型和軸向孔型相結合。針栓噴注器軸向推進劑和徑向推進劑的噴注方式直接決定了霧化過程及霧場形態，然而目前對于針栓噴注器設計還沒有統一的設計流程。Rezende等[24]對不同噴注方式的單路流動進行了液流試驗，指出匹配軸向和徑向的噴注方式要考慮到推進劑性質、質量流量、混合比、燃燒室壁面冷卻需要的流量和加工制造等因素。一般情況下的優選方案為軸向縫和徑向孔型相組合。對于推力小于1 kN的小發動機，當徑向孔尺寸小到不易精密加工時，選擇徑向縫型流動。

3.2 霧化過程

從噴注器噴出的射流或液膜破碎為液滴的過程稱為推進劑組元的霧化過程，分析噴嘴霧化過程是研究霧化機理的前提。對于徑向孔/軸向縫型的液液針栓噴注器，Ninish等[25]認為徑向射流和軸向液膜相撞會在撞擊點產生擾動，擾動在錐形液膜中增長并導致液膜不穩定，振幅增長最大的波長占主導地位。動量比大的擾動頻率更高，霧化角更大。文獻[26-28]采用錐形液膜破碎模型對徑向縫/軸向縫型液態燃料中心配置的氣液針栓噴注器液膜破碎過程進行線性不穩定性分析，指出噴注壓降越大或噴注通道狹縫越窄，液膜破碎長度和破碎時間越小。為了保證良好的霧化效果，噴注角度盡量取大些。

3.3 霧場形態

針栓噴注器結構參數和工作參數直接影響霧場形態，因此分析結構參數和工作參數對霧場形態的影響對設計針栓噴注器有重要意義。Cheng等[29]把徑向孔/軸向縫型液液針栓噴注單元的霧場形態分為封閉的弧形噴霧、斗篷狀液膜以及完全發展的扇形噴霧。方昕昕等[30]對軸向縫/徑向縫型液態燃料中心配置的氣液針栓噴注器霧場形態進行試驗研究，指出氣液流量比較小時，霧場形態為錐形液膜。當氣液流量比大于0.206后，霧化邊界可分為收縮段和等直徑段。

3.4 霧化角

針栓噴注器不論采用氣相推進劑還是液相推進劑，其特有的結構決定了軸向推進劑與徑向推進劑相撞后形成一個錐形霧場。霧化角直接影響了霧場結構和液滴空間分布，因此很多學者通過理論分析或對實驗結果擬合給出霧化角預測公式，以便更直接的為工程設計提供參考。Cheng等[31]通過理論分析建立徑向縫/軸向縫型液液針栓噴注器霧化角理論模型，推導出霧化角預測公式為

(4)

成鵬[32]在徑向縫/軸向縫型霧化角基礎上，通過引入阻塞率得到的徑向孔/軸向縫型霧化角公式為

(5)

式中：CLMR為局部動量比，CLMR=CTMR/CBF。

Boettcher等[33]推導出的徑向縫/軸向縫型氣氣針栓噴注器霧化角公式為

(6)

Son等[34]對徑向縫/軸向縫型液體中心配置的氣液針栓噴注器霧化角進行試驗研究，指出隨著徑向液體速度的增加，霧化角增大，離散角減小。通過對試驗結果擬合給出霧化角與動量比和韋伯數的關系式為

θ=38.86(We/CTMR)0.096

(7)

方昕昕等[27]分析了狹縫寬度、氣液流量比對徑向縫/軸向縫型液態燃料中心配置的氣液針栓噴注器霧化角的影響規律，指出隨著氣液流量比的增大霧化角持續降低，并且在由正角度變為負角度的地方降低趨勢最快。Blakely等[35]對徑向圓形射流和矩形射流在液膜下的破碎過程進行試驗研究，認為射流形狀對霧化角影響很小。

3.5 液滴粒徑空間分布

噴注器霧化后的液滴粒徑小且空間分布均勻是推進劑有效混合和氣化的必要條件。成鵬[32]對徑向孔/軸向縫型的液液針栓噴注器噴霧液滴尺寸分布進行分析，指出SMD沿徑向先減小后增大，接著又減小，類似于向左側臥的字母“S”。方昕昕等[30]指出徑向縫/軸向縫型氣液針栓噴注器液滴SMD沿噴注軸向均勻不變，沿徑向增加。隨著氣液流量比的增大液滴SMD減小，而粒徑分布均勻度指數先降低而后有所回升。粒徑分布均勻度指數與狹縫寬度的乘積近似為常值0.35。Ninish等[25]給出隨著徑向射流速度增大，液膜變薄，液膜霧化的液滴更細。

3.6 混合特性

噴注器霧化后的混合特性對燃燒效率起決定性作用，但目前對針栓噴注器混合特性的研究很少。Radhakrishnan等[36]研究了氣液針栓噴注器的混合特性，指出液體速度小時散射角大，射流在軸向氣流作用下很好地加速并且在大范圍內導致良好的混合，當液體速度增加時混合質量降低。

4 燃燒特性

燃燒特性是研究噴嘴的重要內容，包括火焰結構、點火過程、燃燒效率、燃燒穩定性等。

4.1 結構設計

由于針栓頭下方具有回流區，針栓頭容易燒蝕。為避免針栓釘帽燒蝕，Vasques等[37]對液氧/液甲烷針栓噴注器的幾何形狀進行改進，通過減小跳躍距離、頭部鉆孔、設計斜坡改變燃料流動方向和組合上述方法來改進模型。Vasques認為通過適當的設計偏轉板，性能和可靠性可以得到改善。通過二次徑向孔和修改偏轉角可以組織混合比和相關的壁面傳熱特性。

4.2 流場結構

由于針栓噴注器燃燒室流場有獨特的特征，不少學者對針栓發動機開展了數值模擬和試驗研究工作。李進賢等[38]、張連博等[39]和周康等[40]通過對針栓發動機進行數值模擬均指出中心回流區起了擋板和混合器的作用，加劇推進劑液滴的二次破碎和摻混燃燒效果。方昕昕[41]對液氧/甲烷氧化劑中心配置的氣液針栓噴注器燃燒過程進行數值仿真研究，隨著噴注器伸進燃燒室長度增加，外圍回流區尺寸變大，但中心回流區變化不大。隨著徑向液氧孔尺寸增加或液氧噴注角度增加，外圍回流區變化不大，而中心回流區減小，因為徑向液氧孔尺寸增加，液氧液滴會向燃燒室中心靠攏，壓縮中心回流區使得回流區變小。針栓噴注器形成的這些燃燒室流場特征有助于提高燃燒性能和穩定性。

4.3 點火過程

點火過程是液體火箭發動機工作的重要組成部分，點火過程直接影響了可靠性和工作效率。若點火瞬態過程發生點火壓強峰較高、點火延遲和熄火等異常就會造成任務失敗或更嚴重的后果。Sakaki等[42]對軸向縫/徑向縫型液氧酒精針栓噴注器進行燃燒試驗。在點火過程中測到一個強的燃燒壓力峰，在0.25 s時開始震蕩，壓力震蕩是由于燃料路壓降振蕩引起的。試驗進行了硬起動和平穩起動兩種起動方式。硬啟動壓力峰值高且隨著O/F增大而減小，在氧燃比為1.4時是平均壓力的3倍，認為在液態燃料和氣態氧充滿火炬點火器附近，點火后火焰向上游傳播。在平穩啟動方式中沒有壓力峰。

4.4 火焰結構

分析火焰結構是研究火焰穩定機理的重要方法。Sakaki等[43]通過試驗得到在兩個推進劑撞擊點附近有強發光， CH發射強度在上壁附近和針栓頭下游較弱。周康等[40]認為氧氣和甲烷燃燒反應穩定時會產生較大的火焰錐角，溫度場呈現帶狀分布。跳躍距離減小，火焰錐角不變。環縫寬度增加，動量比增加，火焰錐角增加。韓泉東等[44]通過數值模擬也得到了燃燒室內存在較為明顯的反應火焰峰，且火焰峰高溫區沿軸向呈“帶狀”分布，認為液滴的蒸發和燃燒大致上沿著燃燒室軸向。Son等[45]通過數值模擬也得到動量比小，火焰角小。因此，最影響火焰角的參數是動量比。

4.5 燃燒場中霧場形態

為更好地分析霧化與燃燒之間的關系，學者們通過燃燒室開窗同步觀測霧化和燃燒過程。Sakaki等[43]得到燃燒時的霧場如圖3所示，指出在撞擊點A附近有濃密的霧場，接著形成弧形結構B，試驗清楚地觀察到了弧形結構B氣化過程C，但有一部分沒有汽化，運動到了燃燒室上壁D。推進劑的一部分運動到了E。在燃燒條件下霧化角主要受動量比的影響，噴霧穿透深度主要受到噴注速度的影響。成鵬[32]指出燃料射流在氧氣氣膜撞擊下形成扇形噴霧，可以觀察到燃料射流與氧氣氣膜撞擊后形成的撞擊波結構，撞擊波向下游發展，最終導致噴霧呈塊狀脫落破碎。在燃燒環境下，噴霧不斷蒸發，因此越往下游噴霧變得越稀薄。

圖3 霧場結構[43]

4.6 溫度場

針栓噴注器在工程應用中出現最多的問題就是針栓頭部燒蝕，因此分析溫度場對針栓噴注器設計有重要意義。張連博等[39]對針栓噴注式雙組元MMH/NTO自燃推進劑液體火箭發動機進行數值仿真，認為針栓頭部最高溫度為898.2 K，低于正常工作溫度，因而能確保發動機針栓正常工作的安全性。李進賢等[38]給出在文章工況下針栓頭部也未超過1400 K,在材料的許可范圍內。俞南嘉等[46]根據動量比 1工況下的溫度分布認為燃燒室壁面上游區域存在由氧化劑形成的液膜低溫區，該液膜對發動機壁面起到冷卻的作用。周康等[40]認為跳躍距離減小，反應釋熱區域變寬，燃燒室內平均溫度增加。縫寬度增加，動量比增加，燃燒室內平均溫度減小。Sakaki等[47]通過熱電偶測試結果得到在撞擊點下游和臺階上方溫度較高。

4.7 燃燒效率

研究者們最關注的發動機性能就是燃燒效率。李進賢等[38]認為隨著針栓深入長度的增加，蒸發效率降低，但燃燒效率增加。俞南嘉等[46]給出動量比接近1時，霧化混合效果最好，燃燒效率最高。周康等[40]認為跳躍距離減小，反應釋熱區域變寬，燃燒室內平均溫度增加。Fang等[48]認為燃燒室特征長度越大，發動機燃燒效率也越大，但是發動機質量越大，并且燃燒室特征尺寸大于1以上時，發動機燃燒效率提高幅度很小，建議燃燒室特征長度選在1附近。成鵬[32]認為在富燃條件下燃燒效率主要受混合比的影響，燃燒效率隨著混合比增加而增大。Sakaki等[47]在平面矩形燃燒室和平面軸對稱燃燒室熱試中均得到燃燒效率隨著動量比增加而降低，因為動量比大時很多推進劑撞到了上壁面，同時燃燒室上壁面溫度也增加，但軸對稱燃燒室效率高于矩形燃燒室。因為軸對稱燃燒室中液滴可徑向移動，液滴間距增加，增強了液滴蒸發。

4.8 燃燒不穩定

燃燒不穩定性問題幾乎在每個火箭發動機研制過程中都經歷過，其中高頻燃燒不穩定是制約發動機發展的瓶頸[49]。由于針栓噴注器獨特的結構，在實際工程研制過程中還未出現過實質性的高頻不穩定燃燒現象。Sakaki團隊對針栓噴注器燃燒不穩定性開展了一系列試驗研究，Sakaki等[43]通過試驗發現燃燒室壓力在300～320 Hz附近振蕩，認為振蕩與霧化過程、化學反應之間的耦合有關。隨后在軸對稱燃燒室試驗中發現一些工況下燃燒室壓力存在400 Hz的振蕩主頻，最大壓力振幅超過了燃燒室平均壓力的50%。于是進一步進行觀測試驗[50]，發現有1000 Hz左右的高頻不穩定，通過結合高頻壓力數據和CH*自發輻射圖像動態分解結果，最后確定1000 Hz左右的高頻不穩定燃燒現象是熱釋放與一階縱向聲學振蕩的耦合所致，400 Hz左右的低頻不穩定可能與熵波的傳播過程有關。

5 設計方法

通過一系列研究總結出標準的設計方法是學者們的共同目標。安鵬等[51]參考國內外研究成果對針栓噴注器設計參數的計算方法進行總結，給出了參數選取原則。Son等[52]認為氣液快速混合和較大的噴霧面是推進劑快速燃燒的前提，因此將霧化角和液滴粒徑作為主要設計參數，針對徑向縫/軸向縫型針栓噴注器建立了設計流程。

6 綜合評價與發展趨勢

針栓噴注器已在多個型號的變推力發動機中成功使用，并驗證了針栓噴注器具有高性能、低成本和推力可調等優勢。雖然對針栓發動機進行了很多工程研制且取得了一定的成績，但基礎理論研究工作還較少。為深入認識針栓噴注器在變推力液體火箭發動機中的工作特性，需要對基礎理論進一步進行深入研究。

在工程研制方面，國內外成功飛行的變推力針栓發動機均采用液液針栓噴注器。所以應在研究液液針栓噴注器的基礎上，對氣液針栓噴注器和氣氣針栓噴注器開展研究，探究適用于液氧煤油補燃循環發動機、液氧甲烷和液氧液氫膨脹循環發動機采用的氣液針栓噴注器及液氧甲烷全流量發動機采用的氣液針栓噴注器和氣氣針栓噴注器的工作特性。

在針栓噴注器霧化特性方面，開展最多的研究工作是分析霧化過程、霧化角、霧場形態和液滴粒徑分布等。由于混合特性直接決定了燃燒性能，下漏率對針栓頭部燒蝕有影響，建議進一步深入分析針栓噴注器的混合特性和下漏率。其次從已有的試驗結果來看絕大多數針栓噴注器霧化試驗都在大氣壓下進行，為了研究結果更接近真實工作狀態，應對針栓噴注器在反壓下的霧化特性開展研究。此外氣液針栓噴注器霧化特性主要集中在徑向縫/軸向縫型，文獻[48]表明徑向孔型比徑向縫型的燃燒效率高，因此接下來可對徑向孔型的氣液針栓噴注器開展研究。

在針栓噴注器燃燒特性方面，隨著光學觀測技術的發展，越來越多的學者采取燃燒室開窗方法同步觀察噴霧燃燒過程，初步掌握了火焰結構特征及流場結構。下一步還需要研究連續變工況下的火焰特征及燃燒特性，同時重點關注針栓頭部、噴注器面板和燃燒室壁面的溫度分布。此外，雖然目前在工程研制中還沒有遇到針栓發動機存在高頻燃燒不穩定，但有學者在試驗中發現了1000 Hz的壓力震蕩，接下來應對針栓噴注器的燃燒穩定性進行深入研究。

7 結束語

變推力針栓發動機是未來高性能、低成本、重復使用的航天液體動力發展趨勢。本文從針栓噴注器的基本概念、工程研制、霧化特性及燃燒特性等方面介紹了研究歷史和現狀，并對研究進展做了簡要評述，展望發展趨勢，加深了對變推力液體火箭發動機中針栓噴注器的認識。