液体火箭发动机燃烧设计中的数值模式与仿真

摘要：在探索太空的过程中，航天运载器液扮演重要角色。为了提高其可靠性与运载能力，对其动力装置展开了研究，即液体火箭发动机。文章探讨了液体火箭发动机喷雾燃烧设计，分析了计算机数值模拟与仿真的运用，旨在为其应用提供可靠的理论依据。

关键词：计算机；数值模拟；仿真；液体火箭发动机；喷雾燃烧 文献标识码：A

中图分类号：V434 文章编号：1009-2374（2016）31-0011-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.31.006

随着航天事业的发展，液体火箭发动机的重要性日渐显著，其优点众多，如高效率、无污染、重复使用、随时启动或关节以及良好的操控与调节性能等，逐渐成为了制约航天发展的关键因素。当前，国内外学者均十分关注其喷雾燃烧设计，特别是在先进计算机技术支持下，对计算机数值模拟与仿真进行了广泛的应用。

1 液体火箭发动机喷雾燃烧设计概况

1.1 液体火箭发动机

液体火箭发动机是指火箭发动机使用了液体推进剂，其经发动机泵加压后，由发动机燃烧室进行雾化、混合、蒸发与燃烧，将化学能转至热能，从而获得高温高压燃气，再经推力室喷管膨胀转变为动能，通过喷管口喷出后，借助反作用推力，以此满足了火箭、航天器等动力需求。液体火箭发动机的优势如下：一是高性能，其性能、推力比等指标均相对可靠，将其用于运载火箭，大幅度提高了其运载力；二是随意性，具体表现在其工作时间方面，可随时启动、关机及反复使用；三是便捷性，对其推力大小、方向均可有效调节，保证了火箭飞行方向的便捷控制；四是结构质量小、耗能量大。随着液体火箭推进系统的发展，其品种日渐丰富，适应性、技术性与可靠性等均明显提高，因此其在航天器、运载火箭等方面的应用均具有了广泛性与普遍性。

1.2 喷雾燃烧设计研究

液体火箭发动机具有比冲高、推力范围大、反复使用、工作时间长等优点，自其应用后，人们便十分关注其燃烧设计的分析模型，以此有效预测发动机的性能。经研究发现，火箭发动机的燃烧流动现象具有复杂性，各过程间保持着耦合关系，燃烧速率难以被单一过程控制。燃烧室内的浓度、压力、温度等瞬态变化强烈，流场较为复杂，如果利用一维模型或二维模型，则难以准确描述各过程间的关系，需要采用N-S方程，从而全面掌握燃烧过程。在实际求解时，要求计算机应具备较大的容量，同时算法应具备较高的稳定性与有效性。自1980年起，计算机技术快速发展，计算机能力明显提高，并且出现了流体力学与燃烧学计算方法，其为N-S方程求解提供了可靠的保障，有效解决了多维湍流两相流场问题。随着相关研究的日渐深入以及先进技术的不断发展，燃烧模拟研究推动了燃烧科学发展。

液体火箭发动机燃烧过程设计方法主要是依赖试验完成的，但传统方法需要边试验边改进，此时延长了研制周期、增加了研发费用，同时受燃烧室内各因素的影响，如高温、高压及高速等，所需测量的数据量较大，加大了研制难度，在试验中难以获得可靠、准确的测量数据，制约了性能改进工作开展，增加了失败率。因此，在液体火箭发动机研制过程中，燃烧室及其喷注器研制往往需要花费较长的时间、花费与精力。以F-1发动机为例，其研制试验开展了2000多次，喷注器共14种，而阿波罗飞船的喷注器改进试验高达100次，耗时

5年。

为了逆转传统纯试验研制局面，各国对液体火箭发动机性能都进行了评估，明确了其除燃烧过程的所有性能损失，但最初难以准确描述能量释放过程，此时液体火箭发动机燃烧过程性能计算仍存在较大难度，以此以试验为主的研制方法仍占据着主导地位。

2 计算机数值模拟与仿真在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用

2.1 分析模型

随着液体火箭发动机应用的日渐广泛与普遍，对其燃烧过程研究日渐深入，特别是在分析模型方面吸引了国内外学者的高度关注。最早的模型为一维/液流场不耦合模型，其为日后研究指引了明确的方向。在液体燃料燃烧理论支持下，相关学者构建了液体火箭发动机燃烧过程计算模型，如蒸发速率控制燃烧过程计算模型，其中R.J.Priem模型作为一维模型，最具代表性与典型性，它涵盖了喷雾尺寸分布、喷雾动力学等内容，同时编程计算时应用了电子计算机。此后，在各工程领域均开始应用现代广义设计科学方法，借助模型实现了对复杂过程的研究，国外学者改进了一维模型，使其更加完整，如气/液流场耦合模型，但此时的模型未能准确描述喷射雾化区喷雾空间分布状况，其提供的燃烧过程信息仍十分匮乏，因此制约着其在工程设计方面的应用。

自计算机技术快速发展及广泛应用后，关于发动机燃烧过程研究更加深入与全面、完善的液体火箭发动机燃烧过程模型，满足了实际应用的需求。以液体火箭发动机能量分布释放计算模型为例，其体现了多流耦合定义，展开了准二维流动计算，分析了推进剂的横向截面变化。随着此模型的推广，逐渐形成了标准化能量分布释放计算模型，但其也存在不足，仅关注了推进剂蒸发，将其视为燃烧的速率控制过程，而未能考虑其他次要因素。该模型具有一定的简单性，因其使用了准二维计算，因此满足了工程应用需求，虽然日后其日渐精准，但仍属于基本模型，为液体火箭发动机喷雾燃烧模型发展奠定了坚实的基础。

经各国学者研究显示，火箭发动机燃烧流动现象具有明显的复杂性，如果利用上述模型描述，则难以明确各过程间的关系，因此经研究提出了N-S方程。此后，关于燃烧研究的报道日渐增多，计算机技术、计算流体动力学等推动了燃烧科学的发展，燃烧模拟逐渐成为了研究热点。

2.2 应用情况

为了充分发挥数值模拟方法的作用，国外学者对其展开了研究，如美国学者提出了KIVA程序，英国学者提出了PHOENICS通用程序，上述研究为多维模型的应用提供了可靠的保障。

2.2.1 美国。在液体火箭推进方面，1980年起，美国学者利用PHOENICS求解N-S方程，模拟了SSME燃烧过程，此后提出了液体火箭发动机喷注器异常工作分析模型，同时相关学者以液氢液氧发动机为研究对象，利用ARRIC程序，分析了用于SSME的喷嘴设计与流场内容。1990年，国外学者利用KIVA-Ⅱ程序探讨了双组元可贮存推进剂小发动机的燃烧性能。在学者研究过程中均对模型、算法等进行了改进，从而推动了其发展。随着天空研究的快速发展及运载火箭应用需求量的增多，对液体火箭发动机提出了更高的要求，需要借助新的研究方法，以此提高其性能、推重比、可靠性与经济性等。在此情况下，液体火箭发动机喷雾燃烧的计算机数值模拟及仿真作为基本设计方法得到了快速发展，如喷雾燃烧软件——NCC、液体火箭发动机流场分析软件——FDNS，其中通用性最强的为REFLEQS，它提供的多种差分格式、湍流模型、计算方法，同时对辐射传热给予了考虑，实现了对稳态及瞬变流场的模拟。

2.2.2 欧洲。20世纪80年代，欧洲学者在多维模型方面取得了最为显著的成绩便是PHEDRE-2D软件，其对不同发动机燃烧稳定性进行了计算与改进，经试验证实此模型成功；20世纪90年代，相关学者提出了液体火箭发动机工作过程数值模拟软件Aeroshape-3D，它实现了对燃烧室多过程的模拟，如三维流动、塞式喷管及喷注器中的流动；其他学者经研究获得了ROCFLAM程序，其模拟了氢氧发动机燃烧与传热过程，效果显著。

2.2.3 中国。我国学者于20世纪60年代便开始关注液体火箭发动机燃烧问题，经研究提出了不稳定燃烧现象的相关理论，但此时缺少理论计算方法；20世纪80年代相关学者深入研究了液体推进理论，通过经验总结与借鉴，保证了液体火箭发动机设计的规范化与系统化，同时发展了一维与多维模型及数值模拟方法。近些年，我国对液体火箭发动机喷雾燃烧研究给予了高度关注，在理论、程序等方面均取得了较大的进步，如ACLRECI及HPRECSA程序，二者分析了火箭发动机的燃烧稳定性，同时有关学者也研究了不稳定燃烧现象及其解决方法。在稳态燃烧数值模拟方法，展开了液体火箭发动机二次燃烧数值模拟及试验研究、其推力室三维仿真计算、燃烧室与喷管流场数值模拟等研究。我国出版了相关的专著，系统介绍了液体火箭发动机喷雾燃烧理论、燃烧模型、性能计算等内容。

3 结语

综上所述，液体火箭发动机作为重要的动力装置，其喷雾燃烧设计吸引了各国学者，本文重点探讨了计算机数值模拟及仿真在其中的应用，相信日后研究成效将更加显著。

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