复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究

乔 野，聂万胜，丰松江，吴高杨



复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究

乔 野，聂万胜，丰松江，吴高杨

（中国人民解放军装备学院航天装备系，北京，101416）

为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响，以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件，采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程，考虑尾焰复燃反应影响，利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上，通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算，对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明，复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大，使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加，从而导致尾焰的辐射特性增强，因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中，考虑复燃反应是极为必要的。

氢氧火箭发动机；尾焰；复燃反应；红外辐射；数值仿真

0 引 言

火箭发动机的燃气属于富燃燃气，不能完全燃烧的燃气喷入大气后，会和空气中的氧气掺混燃烧发生复燃反应，从而影响尾焰的温度场和燃气组分分布[1]。火箭发动机尾焰具有高温、高速、大流量的特点，其在飞行阶段高温尾焰会产生强烈的辐射特性，这对实现红外追踪与预警具有重要意义。但是，火箭发动机尾焰流动是耦合强烈化学反应的复杂流动，在计算中定量分析复燃对尾焰的影响极为必要。

Leone等[2]研究了燃烧尾焰的化学成分在高空发生复燃反应对同温层产生的影响；王雁鸣等[3]对多喷管发动机在低空的红外辐射特性进行研究，得到多喷管发动机尾焰流场在2~5 μm波段光谱的红外特性；聂万胜等[4、5]对液体火箭尾部喷焰红外辐射特性进行数值仿真计算，并分析燃烧室内一步反应和两步反应、无燃烧室3种情形下尾焰流场与辐射特点；王伟臣等[6]研究了固体火箭发动机尾焰复燃的辐射效应，在复燃尾焰中耦合红外辐射传输模型；刘尊洋等[7～9]针对复燃对固体火箭及液体火箭尾焰红外辐射特性影响分别进行研究，分析了不同飞行参数对火箭尾焰辐射特性的影响。上述文献从不同角度对火箭发动机尾焰流场及辐射特性进行了研究，为火箭发动机尾焰研究奠定了重要基础。

以液氢液氧作为推进剂的液体火箭发动机，反应能量远远大于液氧煤油发动机和常规的偏二甲肼/四氧化二氮发动机。同时，由于氢的分子量极低，氢氧发动机比推力比其他任何推进剂发动机的比推力都高，并具有无毒、无污染等特点，因而也是国外争相研究的对象，如美国的J-2发动机、日本的LE-7/A发动机及苏联的RD-0120发动机[10]等。目前，针对复燃反应对氢氧发动机尾焰流场及辐射特性的影响还不完善，需要进一步研究。

本文以氢氧发动机为研究对象，对发动机内流场以及尾焰外流场进行计算，并以内流场喉部截面参数作为尾焰外流场计算的入口条件，从而达到简化计算的目的。尾焰辐射特性以尾焰流场参数为基础，并利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算。通过以上方法，可以得到氢氧发动机内流场、尾焰外流场以及辐射特性参数，从而定量分析复燃反应对尾焰流场和辐射特性的影响。

1 物理模型与计算方法

1.1 几何模型

氢氧发动机结构具有对称性，可以取圆周面的三分之一进行对称处理，从而简化计算。发动机几何模型如图1所示。发动机主要由短喷管推力室和喷管延伸段组成，如图1a。由于在发动机内流动处于超声速流动状态，流动扰动无法逆向传播，因而可通过只计算短喷管推力室的内流场，获取喉部截面参数，提高计算效率。

a）整体

b）喷注面板

图1 氢氧发动机几何模型

1.2 网格划分与边界条件

经对称简化后，喷注面板共有120个喷注单元，每个喷注单元都为气液同轴直流式喷嘴。由于液氢是作为发动机管壁再生冷却的冷却剂，经过冷却套后，液氢被加热转化为气态，因而将H2作为气相，O2作为液相进行计算。由于喷注面板喷嘴数量过多，增加了网格划分的复杂程度，因此选用非结构网格对几何模型进行贴合，提高计算精度，降低网格划分难度。

氢氧发动机短喷管推力室计算网格如图2所示。从图2可知，由发动机入口可给定内流场计算边界条件（见表1）；发动机壁面采用标准壁面函数，无滑移边界条件；对称面上径向速度为零，所有变量径向梯度为零。

表1 氢氧发动机内流场计算边界条件

氢氧发动机尾焰外流场仿真采用三维180°对称计算网格，如图3所示。

a）全流场

b）局部放大图

图3 氢氧发动机尾焰流场计算网格

仿真模型由喷管扩张段内流场及尾焰外流场组成。喷管扩张段面积比为49∶1，模型以喷管喉部为入口，入口条件通过氢氧发动机内流场计算结果给定。喷管壁面采用标准壁面函数求解，无滑移边界条件。环境远场边界及出口边界给定环境压力0.1 MPa、温度300 K以及空气组分质量分数，其中来流速度忽略不计。对称面上径向速度为零，所有变量径向梯度为零。

1.3 物理模型

氢氧发动机内气相流动过程采用带化学反应的三维N-S方程[11]描述，采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组，液相流动过程采用离散相模型进行描述，采用Rosin-Rammler分布[12]确定喷射液滴初始尺寸分布，采用Wave模型[13]和O’Rourke模型[14]对液滴破碎及碰撞过程进行计算，以获得更为精确的计算结果。燃烧过程化学反应速率CH采用湍流脉动机制EBU和Arrhenius机制Arr控制[15]，氢氧发动机化学反应采用氢氧单步化学反应，即2H2+O2=2H2O。流动方程对流项采用QUICK格式进行离散，采用PISO算法进行压力-速度耦合求解。辐射模型采用气体辐射传输方程[16]和大气透过率计算模型SLG[17]进行计算。

2 计算结果分析

2.1 氢氧发动机内流场计算

发动机内流场计算结果的各项参数分布如图4所示。

a）压力

b）温度

c）H2O质量分数

d）H2质量分数

从图4中可以看到，发动机内每个截面的压力、温度和各个燃气组分质量分数的分布数据。在压力云图中，发动机在燃烧室中达到最大压力为8.78 MPa，并在喷管内压力逐步降低，其中燃烧室最大压力与该工况下试车测得的燃烧室压力8.87 MPa极为接近，证明了算法的有效性；发动机的温度分布呈现出相同的变化趋势，只是温度的变化较小。由图4还可以看出，在发动机燃烧室中，H2与O2占主要成分，并会发生剧烈的燃烧反应；在发动机喷管中，H2O和H2占主要成分，O2因反应而消耗殆尽，说明喷管喷出的燃气为富燃燃气。

2.2 复燃对尾焰流场特性影响

为方便对比，将复燃反应流与冻结流流场参数进行对比分析。图5给出复燃反应对温度场的影响。

a）全流场

b）轴线上温度分布

c）发动机出口不同位置处纵向温度分布

从图5a中可见，在=0~14 m区间，反应流高温区主要存在于尾焰边界区域；在=14~26 m区间，反应流高温区则存在于尾焰中心区域。主要是由于在=0~14 m范围内，尾焰流速较快，燃气与周围空气的掺混主要发生在尾焰边界，随即发生复燃反应，导致该区域温度升高；随着流动的进行，尾焰流速逐渐减慢，燃气与周围空气的掺混加剧，复燃反应随之加强，造成中心区域温度升高。图5b、5c中，轴线上温度场的最大相对增幅达40.48%，发动机出口=5 m、10 m和20 m位置处纵向温度最大增幅均达30%以上。由此可知，复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响很大。

图6给出了计算结果同文献[18]提供的实验试车与仿真数据的对比。从图6中可以看出，计算结果同文献中的结果符合较好，证明了算法的有效性和正确性。图7给出了复燃对尾焰流场轴线上各组分质量分数分布影响。

a）文献实验结果

b）文献仿真结果

c）本文仿真结果

图6 氢氧发动机尾焰流场计算结果同文献[18]结果对比

a）H2O

b）H2

从图7中可以看出，在尾焰流场中，气态H2O是尾焰的主要成分。氢氧发动机尾焰红外辐射计算应围绕H2O的辐射进行。从复燃的影响来看，复燃反应会使尾焰中H2O的质量分数明显增加，而H2和O2相应减少，轴线上H2O质量分数最大相对增幅达43.75%。

2.3 复燃对尾焰辐射特性影响

将氢氧发动机尾焰流场计算得到的压力、温度以及燃气组分的质量分数带入尾焰辐射计算模型中进行计算，计算结果如图8所示。对于氢氧发动机其燃烧产物主要是H2O，也是主要辐射体，其辐射主要体现在2.7 μm波段上。从图8中可以看出，复燃反应会使整个波段内的光谱辐射照度大幅增加，在=2.67 μm处增幅最大。这主要是由于复燃反应会对尾焰温度场和燃气质量分数分布产生影响，从而影响尾焰的辐射特性。由此可知，复燃反应对氢氧发动机尾焰辐射计算的影响同样不容忽视（光谱辐射照度表示波长为λ时，单位波长间隔内的入射物体单位面积上接收到的辐射功率[19]）。

3 结 论

本文通过求解氢氧发动机尾焰流场与辐射计算模型，定量分析了复燃反应对发动机尾焰流场和辐射特性的影响，所得结论如下：

a）复燃反应会改变尾焰温度场和燃气组分分布。对于温度场，复燃反应会使尾焰温度大幅升高，最大增幅可达40.48%。对于燃气组分分布，复燃反应会使H2O的含量增加，相应反应物的含量减少，H2O质量分数的最大增幅达43.75%。

b）氢氧发动机尾焰主要辐射波段在2.7 μm波段，复燃反应会使整个波段内的光谱辐射照度大幅增加，在=2.67μm处增幅最大。

c）复燃反应会对氢氧发动机尾焰流场和辐射特性计算产生较大影响，因而在相应计算中应考虑复燃反应以获得较为精确的结果。

[1] 苗瑞生. 发射气体动力学[M]. 北京：国防工业出版社, 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] 王雁鸣, 谈和平, 董士奎, 等. 低空多喷管发动机喷焰红外辐射特性研究[J]. 固体火箭技术, 2009, 32(6): 634-637.

[4] 聂万胜, 杨军辉, 何浩波, 等. 液体火箭发动机尾喷焰红外辐射特性[J]. 国防科技大学学报, 2005, 27(5):91-94.

[5] 丰松江, 聂万胜, 解庆纷, 等. 燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及其辐射的影响[J]. 火箭推进, 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] 刘尊洋, 邵立, 汪亚夫, 等. 复燃对固体火箭尾焰红外辐射特性的影响[J]. 光学学报, 2013, 33(6): 1-8.

[8] 刘尊洋, 邵立, 汪亚夫, 等. 复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响[J]. 光子学报, 2013, 42(4): 480-485.

[9] 刘尊洋, 邵立, 汪亚夫, 等. 飞行参数对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响[J]. 光学学报, 2013, 33(4): 1-7.

[10] 丁兆波, 孙继国, 路晓红. 国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述[J]. 导弹与航天运载技术, 2012(4): 28-30.

[11] 陶文铨. 数值传热学[M]. 西安: 西安交通大学出版社, 1988.

[12] 庄逢辰. 液体火箭发动机喷雾燃烧的理论、模型及应用[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 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] 杨军辉. 液体火箭燃烧过程及其尾部喷焰辐射特性研究[D]. 北京: 装备指挥技术学院，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. 氢氧火箭发动机射流仿真与试验台热防护[J]. 载人航天, 2014, 20(5):421-426.

[19] 徐南荣, 卞南华. 红外辐射与制导[M]. 北京: 国防工业出版社, 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

国家自然科学基金（51206185，91441123）

乔野（1991-），男，硕士研究生，研究领域为液体火箭发动机