摘 要: 針?biāo)▏娮⑵骶哂薪Y(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、燃燒穩(wěn)定，可實(shí)現(xiàn)深度節(jié)流、面關(guān)機(jī)、機(jī)構(gòu)可按 比例縮放、成本低等顯著優(yōu)點(diǎn)，以其為基礎(chǔ)的推力調(diào)節(jié)技術(shù)是一種實(shí)現(xiàn)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)變推力方 案的有效途徑，得到了廣泛的應(yīng)用。基于國(guó)內(nèi)外針?biāo)▏娮⑵骷搬標(biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀和應(yīng) 用實(shí)例，著重從噴注器霧化性能和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流動(dòng)問(wèn)題 2 個(gè)方面進(jìn)行了分析，在此基礎(chǔ)上提出了對(duì) 噴注器及發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究方向和研究重點(diǎn)的建議。

　　關(guān)鍵詞: 針?biāo)▏娮⑵? 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī); 推力調(diào)節(jié); 霧化性能; 燃燒性能

　　0 引言

　　變推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有廣闊的應(yīng)用范圍和良好的應(yīng)用前景，目前主要應(yīng)用于衛(wèi)星入軌與降 落、空間交會(huì)、軌道機(jī)動(dòng)、空間定位和穩(wěn)定、運(yùn)載火 箭回收與重復(fù)利用等方面[1-2]。此外，在發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制、彈道防御導(dǎo)彈軌道控制和組合發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí) 等方面也有一定的需求[3]。目前實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力 調(diào)節(jié)的技術(shù)途徑主要包括[4]: 調(diào)節(jié)固定噴注器壓降 ( 如控制閥門(mén)等) ; 在噴注器上游管路注入惰性氣體 調(diào)節(jié)推進(jìn)劑流量; 通過(guò)多路歧管的開(kāi)閉調(diào)節(jié)有效噴 注面積; 通過(guò)可移動(dòng)部件調(diào)節(jié)噴注面積; 調(diào)節(jié)噴管 喉部面積; 采用多個(gè)獨(dú)立的燃燒室; 調(diào)節(jié)脈沖參數(shù) ( 脈寬、重復(fù)頻率等) 。

　　針?biāo)▏娮⑵魇且环N通過(guò)可移 動(dòng)部件調(diào)節(jié)噴注面積的推力調(diào)節(jié)裝置，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn) 單、可靠性高、操作安全[5]、燃燒穩(wěn)定[6]、可實(shí)現(xiàn)深 度節(jié)流和面關(guān)機(jī)、可擴(kuò)展性好[7]等優(yōu)良特性，可實(shí) 現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍( 4∶ 1 以上) 推力調(diào)節(jié)。美國(guó) TRW ( Thompson-Ramo-Wooldridge Inc) 的 MIRA5000 發(fā)動(dòng) 機(jī)，在保證穩(wěn)定工作的前提下最大可實(shí)現(xiàn) 35∶ 1 的推 力變比。

　　采用針?biāo)▏娮⑵鞯陌l(fā)動(dòng)機(jī)飛行成功率較 高。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)的推力適 用范圍非常寬 ( 達(dá) 130 000∶ 1) ，最大推力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)為 TRW 的 TR106 發(fā) 動(dòng) 機(jī)，采 用 LH2 /LOX 推 進(jìn) 劑，推 力 為 2 900 kN; 最小推力的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)為 TRW 用于 “光亮鵝卵石計(jì)劃”的一款發(fā)動(dòng)機(jī)，采用 N2O4 /肼推 進(jìn)劑，推力為 22 N。該噴注器的推進(jìn)劑適用性較 好，迄今為止已成功試驗(yàn)過(guò) 20 余種不同的推進(jìn)劑組 合，其中包括煤粉和空氣組合。

　　此外，該噴注器還 有燃燒穩(wěn)定的先天優(yōu)勢(shì)，在迄今所有的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng) 機(jī)地面試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)中，很少發(fā)生實(shí)質(zhì)性的燃燒 不穩(wěn)定[8]。由此可見(jiàn)，針?biāo)▏娮⑵骷耙云錇榛�礎(chǔ)的 推力調(diào)節(jié)技術(shù)具有極大的應(yīng)用潛力。本文在總結(jié) 回顧針?biāo)ㄍ屏φ{(diào)節(jié)技術(shù)發(fā)展歷程和應(yīng)用實(shí)例的基 礎(chǔ)上，重點(diǎn)從針噴注器霧化特性及針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)燃 燒流動(dòng)問(wèn)題兩個(gè)方面進(jìn)行了總結(jié)分析，提出了針?biāo)?噴注器及相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究中需要重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題。

　　1 針?biāo)▏娮⑵骷夹g(shù)的發(fā)展

　　1. 1 針?biāo)▏娮⑵鞯钠鹪磁c典型結(jié)構(gòu)

　　針?biāo)▏娮⑵髌鹪从?19 世紀(jì) 50 年代美國(guó) JPL ( Jet Propulsion Laboratory) 用于研究推進(jìn)劑反應(yīng)特 性的裝置，此裝置就是針?biāo)▏娮⑵鞯碾r形。1960 年 JPL 相關(guān)人員轉(zhuǎn)至 TRW 繼續(xù)進(jìn)行針?biāo)?噴注器研制工作，隨著研究的不斷深入，針?biāo)▏娮?器的構(gòu)型不斷改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)了推力可調(diào)，可快速脈沖工作及可實(shí)現(xiàn)面關(guān)機(jī)等功能[8]。其中心徑向流道( 綠色部分) 是一個(gè)帶針?biāo)�帽的管道或頂端開(kāi)孔的中空針?biāo)ǎ�環(huán) 縫型軸向流道( 紫色部分) 由調(diào)節(jié)套筒與底座形成， 燃料和氧化劑分別從兩個(gè)流道流出并發(fā)生碰撞霧 化，通過(guò)改變調(diào)節(jié)套筒的位置可以在保證所需混合 比的情況下實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑流量的大范圍同步調(diào)節(jié)，進(jìn) 而調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

　　1. 2 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展與應(yīng)用

　　美國(guó)在針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)研究領(lǐng)域處于領(lǐng)先地位， 有很多典型的應(yīng)用。國(guó)內(nèi)在該領(lǐng)域的研究起步較 晚，目前唯一的實(shí)際應(yīng)用是嫦娥三號(hào)的 7 500 N 下 降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。此外，開(kāi)展相關(guān)研究的國(guó)家還包括日 本、韓國(guó)、印度、德國(guó)等。

　　2 針?biāo)▏娮⑵黛F化性能

　　在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，推進(jìn)劑經(jīng)過(guò)噴 射、霧化、蒸發(fā)、混合反應(yīng)、膨脹加速產(chǎn)生反推力來(lái) 提供發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力。噴注器的霧化性能對(duì)推進(jìn)劑 的蒸發(fā)、混合和燃燒有至關(guān)重要的影響，并直接影 響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。針?biāo)▏娮⑵?推力室流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與平面噴注器推力室流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有 明顯的不同，平面噴注器推力室中推進(jìn)劑沿推力室 截面均勻分布，液滴軌跡近似沿軸線方向; 而針?biāo)?式推力室中液滴初始軌跡與燃燒室軸線有很大的 角度，推力室中存在兩個(gè)較大的回流區(qū)，即頭部回 流區(qū)和中心回流區(qū)。回流區(qū)的大小和位置受到噴 射錐角等參數(shù)的影響，并影響推進(jìn)劑的蒸發(fā)、混合 及燃燒過(guò)程。

　　平面噴注器推力室中液滴沿軸線運(yùn) 動(dòng)且分布較均勻，液滴間發(fā)生相互碰撞的概率低， 二次破碎的程度相對(duì)較低; 而在針?biāo)▏娮⑵魍屏κ抑校�由于液滴與室壁的撞擊作用及回流區(qū)的存在， 液滴間發(fā)生相互碰撞的概率高，二次破碎程度相對(duì) 較高。因此針?biāo)▏娮⑵骱推矫鎳娮⑵饕毫髌扑殪F 化的動(dòng)力學(xué)過(guò)程有所不同，需要進(jìn)行深入研究。目 前研究人員主要采用試驗(yàn)、理論和數(shù)值仿真等方法 開(kāi)展相關(guān)的研究工作。

　　3 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒流動(dòng)問(wèn)題

　　在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃燒流動(dòng)過(guò)程將推進(jìn)劑 的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為燃?xì)獾膬?nèi)能，進(jìn)而轉(zhuǎn)化為發(fā)動(dòng)機(jī)的 動(dòng)能，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中尤為重要。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng) 機(jī)具有特殊的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，首先需要研究發(fā)動(dòng)機(jī)、噴 注器結(jié)構(gòu)參數(shù)和流動(dòng)參數(shù)對(duì)燃燒性能的影響，評(píng)定 燃燒效率; 其次需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)和噴注器的熱環(huán)境進(jìn) 行分析，避免發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中各部件過(guò)熱損壞; 最后還需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒不穩(wěn)定問(wèn)題進(jìn)行分 析，確保發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠工作。

　　對(duì)上述 3 方面問(wèn)題進(jìn)行研究的方法主要有實(shí)驗(yàn) 和數(shù)值仿真 2 種。關(guān)于針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流動(dòng)過(guò)程 及整機(jī)性能的試驗(yàn)研究中，嘗試了液氧/液甲烷[16]、 液氧/煤油[18]、過(guò)氧化氫/甲醇[41]、液氧/酒精[42-43]、 MMH /NTO[44]等不同推進(jìn)劑體系。總 結(jié) 了 針 栓噴注器試驗(yàn)過(guò)的所有推進(jìn)劑組合。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng) 機(jī)推力室噴霧燃燒過(guò)程的數(shù)值仿真中，湍流模型 一般采用 k-ε 模型，兩相反應(yīng)流動(dòng)中氣相方程在歐 拉坐標(biāo)系下建立，液相方程在拉格朗日坐標(biāo)系下 建立，兩相之間的耦合用氣液相互作用的源項(xiàng)考慮。

　　機(jī)械論文投稿刊物：推進(jìn)技術(shù)辦刊宗旨是反映我國(guó)航空航天動(dòng)力裝置領(lǐng)域的科學(xué)技術(shù)進(jìn)展，促進(jìn)學(xué)術(shù)交流和科技成果向生產(chǎn)力的轉(zhuǎn)化，推動(dòng)科技進(jìn)步和人才成長(zhǎng)。

　　4 總結(jié)與展望

　　針?biāo)▏娮⑵鳛榇罅髁恳后w噴射問(wèn)題提供了一 個(gè)獨(dú)特的解決方案。由于針?biāo)▏娮⑵骶哂薪Y(jié)構(gòu)簡(jiǎn) 單、可靠性高、燃燒穩(wěn)定、可深度節(jié)流等優(yōu)點(diǎn)，這類(lèi) 噴注器現(xiàn)已在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域獲得了廣泛應(yīng) 用，并表現(xiàn)出良好的應(yīng)用潛力。然而，公開(kāi)文獻(xiàn)中 有關(guān)針?biāo)▏娮⑵鞯幕�礎(chǔ)研究( 如噴注器霧化機(jī)理、 燃燒穩(wěn)定性機(jī)理等) 較少，其設(shè)計(jì)工作很大程度上 依賴(lài)于工程經(jīng)驗(yàn)( 如將過(guò)熱部分材料替換為耐熱材 料，依靠試驗(yàn)確定使得霧化性能良好的噴注器關(guān)鍵 參數(shù)等) ，因此需要對(duì)針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行深入研究，以 提高其工作性能。

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　　作者：石 璞1 ，朱國(guó)強(qiáng)1 ，李進(jìn)賢1 ，侯 曉2