液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

　　摘 要: 针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定，可实现深度节流、面关机、机构可按 比例缩放、成本低等显著优点，以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方 案的有效途径，得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应 用实例，着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题 2 个方面进行了分析，在此基础上提出了对 喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。

　　关键词: 针栓喷注器; 液体火箭发动机; 推力调节; 雾化性能; 燃烧性能

　　0 引言

　　变推力液体火箭发动机具有广阔的应用范围和良好的应用前景，目前主要应用于卫星入轨与降 落、空间交会、轨道机动、空间定位和稳定、运载火 箭回收与重复利用等方面[1-2]。此外，在发动机推力控制、弹道防御导弹轨道控制和组合发动机转级 等方面也有一定的需求[3]。目前实现发动机推力 调节的技术途径主要包括[4]: 调节固定喷注器压降 ( 如控制阀门等) ; 在喷注器上游管路注入惰性气体 调节推进剂流量; 通过多路歧管的开闭调节有效喷 注面积; 通过可移动部件调节喷注面积; 调节喷管 喉部面积; 采用多个独立的燃烧室; 调节脉冲参数 ( 脉宽、重复频率等) 。

　　针栓喷注器是一种通过可移 动部件调节喷注面积的推力调节装置，具有结构简 单、可靠性高、操作安全[5]、燃烧稳定[6]、可实现深 度节流和面关机、可扩展性好[7]等优良特性，可实 现发动机大范围( 4∶ 1 以上) 推力调节。美国 TRW ( Thompson-Ramo-Wooldridge Inc) 的 MIRA5000 发动 机，在保证稳定工作的前提下最大可实现 35∶ 1 的推 力变比。

　　采用针栓喷注器的发动机飞行成功率较 高。针栓式发动机的推力适 用范围非常宽 ( 达 130 000∶ 1) ，最大推力的针栓式发动机为 TRW 的 TR106 发 动 机，采 用 LH2 /LOX 推 进 剂，推 力 为 2 900 kN; 最小推力的针栓式发动机为 TRW 用于 “光亮鹅卵石计划”的一款发动机，采用 N2O4 /肼推 进剂，推力为 22 N。该喷注器的推进剂适用性较 好，迄今为止已成功试验过 20 余种不同的推进剂组 合，其中包括煤粉和空气组合。

　　此外，该喷注器还 有燃烧稳定的先天优势，在迄今所有的针栓式发动 机地面试验及飞行试验中，很少发生实质性的燃烧 不稳定[8]。由此可见，针栓喷注器及以其为基础的 推力调节技术具有极大的应用潜力。本文在总结 回顾针栓推力调节技术发展历程和应用实例的基 础上，重点从针喷注器雾化特性及针栓式发动机燃 烧流动问题两个方面进行了总结分析，提出了针栓 喷注器及相应的发动机技术研究中需要重点关注的问题。

　　1 针栓喷注器技术的发展

　　1. 1 针栓喷注器的起源与典型结构

　　针栓喷注器起源于 19 世纪 50 年代美国 JPL ( Jet Propulsion Laboratory) 用于研究推进剂反应特 性的装置，此装置就是针栓喷注器的雏形。1960 年 JPL 相关人员转至 TRW 继续进行针栓 喷注器研制工作，随着研究的不断深入，针栓喷注 器的构型不断改进，实现了推力可调，可快速脉冲工作及可实现面关机等功能[8]。其中心径向流道( 绿色部分) 是一个带针栓帽的管道或顶端开孔的中空针栓，环 缝型轴向流道( 紫色部分) 由调节套筒与底座形成， 燃料和氧化剂分别从两个流道流出并发生碰撞雾 化，通过改变调节套筒的位置可以在保证所需混合 比的情况下实现推进剂流量的大范围同步调节，进 而调节发动机推力。

　　1. 2 针栓式发动机的发展与应用

　　美国在针栓式发动机研究领域处于领先地位， 有很多典型的应用。国内在该领域的研究起步较 晚，目前唯一的实际应用是嫦娥三号的 7 500 N 下 降级发动机。此外，开展相关研究的国家还包括日 本、韩国、印度、德国等。

　　2 针栓喷注器雾化性能

　　在液体火箭发动机工作过程中，推进剂经过喷 射、雾化、蒸发、混合反应、膨胀加速产生反推力来 提供发动机的动力。喷注器的雾化性能对推进剂 的蒸发、混合和燃烧有至关重要的影响，并直接影 响发动机的性能。针栓喷注器 推力室流场结构与平面喷注器推力室流场结构有 明显的不同，平面喷注器推力室中推进剂沿推力室 截面均匀分布，液滴轨迹近似沿轴线方向; 而针栓 式推力室中液滴初始轨迹与燃烧室轴线有很大的 角度，推力室中存在两个较大的回流区，即头部回 流区和中心回流区。回流区的大小和位置受到喷 射锥角等参数的影响，并影响推进剂的蒸发、混合 及燃烧过程。

　　平面喷注器推力室中液滴沿轴线运 动且分布较均匀，液滴间发生相互碰撞的概率低， 二次破碎的程度相对较低; 而在针栓喷注器推力室中，由于液滴与室壁的撞击作用及回流区的存在， 液滴间发生相互碰撞的概率高，二次破碎程度相对 较高。因此针栓喷注器和平面喷注器液流破碎雾 化的动力学过程有所不同，需要进行深入研究。目 前研究人员主要采用试验、理论和数值仿真等方法 开展相关的研究工作。

　　3 针栓式发动机的燃烧流动问题

　　在液体火箭发动机中，燃烧流动过程将推进剂 的化学能转化为燃气的内能，进而转化为发动机的 动能，在发动机工作过程中尤为重要。针栓式发动 机具有特殊的流场结构，首先需要研究发动机、喷 注器结构参数和流动参数对燃烧性能的影响，评定 燃烧效率; 其次需要对发动机和喷注器的热环境进 行分析，避免发动机工作过程中各部件过热损坏; 最后还需要对发动机中的燃烧不稳定问题进行分 析，确保发动机安全可靠工作。

　　对上述 3 方面问题进行研究的方法主要有实验 和数值仿真 2 种。关于针栓式发动机燃烧流动过程 及整机性能的试验研究中，尝试了液氧/液甲烷[16]、 液氧/煤油[18]、过氧化氢/甲醇[41]、液氧/酒精[42-43]、 MMH /NTO[44]等不同推进剂体系。总 结 了 针 栓喷注器试验过的所有推进剂组合。针栓式发动 机推力室喷雾燃烧过程的数值仿真中，湍流模型 一般采用 k-ε 模型，两相反应流动中气相方程在欧 拉坐标系下建立，液相方程在拉格朗日坐标系下 建立，两相之间的耦合用气液相互作用的源项考虑。

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　　4 总结与展望

　　针栓喷注器为大流量液体喷射问题提供了一 个独特的解决方案。由于针栓喷注器具有结构简 单、可靠性高、燃烧稳定、可深度节流等优点，这类 喷注器现已在液体火箭发动机领域获得了广泛应 用，并表现出良好的应用潜力。然而，公开文献中 有关针栓喷注器的基础研究( 如喷注器雾化机理、 燃烧稳定性机理等) 较少，其设计工作很大程度上 依赖于工程经验( 如将过热部分材料替换为耐热材 料，依靠试验确定使得雾化性能良好的喷注器关键 参数等) ，因此需要对针栓喷注器进行深入研究，以 提高其工作性能。

　　参考文献:

　　[1]CASIANO M J，HULKA J R，YANG V. Liquid-propellant rocket engine throttling: a comprehensive review[J]. Journal of Propulsion and Power，2010，26( 5) : 897-923.

　　[2] DRESSLER G. Summary of deep throttling rocket engines with emphasis on Apollo LMDE[C]/ /AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. [S. l. ]: AIAA，2006.

　　[3]俞南嘉，鲍启林，张洋，等. 针栓式液氧/煤油发动机燃 烧数值仿真[J]. 火箭推进，2018，44( 4) : 23-29. YU N J，BAO Q L，ZHANG Y，et al. Numerical simulation of combustion for LOX/kerosene engine with pintle injector[J]. Journal of Rocket Propulsion，2018，44 ( 4 ) : 23-29.

　　[4]岳春国，李进贤，侯晓，等. 变推力液体火箭发动机综 述[J]. 中国科学( 技术科学) ，2009，39( 3) : 464-468.

　　[5]张连博，毛晓芳，汪凤山，等. 针栓喷注式 MMH/NTO 推力室燃烧及传热数值仿真[J]. 推进技术，2015，36 ( 10) : 1487-1494.

　　作者：石 璞1 ，朱国强1 ，李进贤1 ，侯 晓2