变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

2021-01-10张波涛杨宝娥

宇航学报 2020年12期

张波涛，李平，王凯，杨宝娥

(1.西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室，西安 710100；.航天推进技术研究院，西安 710100)

0 引言

在空间基础设施建设、深空探测和载人航天等太空探索计划的驱动下，高性能、低成本、无毒、大变比及可重复使用的变推力发动机已成为当今火箭发动机技术的重要发展方向。美国太空探索公司(SpaceX)采用Merlin发动机实现了“猎鹰”火箭海上回收，并成功重复使用。SpaceX在改进液氧煤油Merlin发动机的同时，还在研制推力为170吨的全流量Raptor发动机，推力变比为5∶1[1]。美国宇航局的推进和低温先进发展项目为了支持未来着陆器的要求，正在研制采用低温推进剂且具有大变比能力的膨胀循环TR202发动机[2]。我国研制的7500 N变推力发动机于2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆于月球背面。此外，随着高能锂电池、高效精确步进电机等技术的迅猛发展，电动泵发动机有更加广阔的应用前景。新西兰火箭实验室研制出低成本、高可靠、深度变推力电动泵“Electric”火箭，我国也开展了电动泵压式发动机研制工作[3]。喷注器是变推力液体火箭发动机控制推力的重要部件之一，以上发动机均采用针栓喷注器。

尽管针栓喷注器经过了六十多年的发展且广泛应用，但大部分研究工作都未公开，且相关的基础研究工作较少。本文针对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面进行综述，以加深对针栓喷注器的认识。

1 针栓喷注器设计原理

1.1 结构

针栓喷注器结构如图1所示，外圈推进剂由喷注器壳体和套筒构成的环形喷嘴，以轴向液膜的形式沿着套筒外壁流动。中心路推进剂从套筒与针栓之间的中心通道进入喷注器，在针栓端头内型面的作用下流动方向变为径向，以环形液膜或射流束的形式喷入燃烧室后与外圈推进剂发生撞击雾化，随后燃烧。针栓喷注器的设计方式有多种多样，但基本构型类似。

图1 针栓喷注器示意图

传统的液体火箭发动机推力室具有多个喷注器，而绝大多数针栓发动机只有一个喷注器，喷注器位于喷注面板中心，从喷注器喷出的推进剂会在燃烧室内产生两个回流区，分别为燃烧室头部的上回流区和针栓头部的中心回流区，如图2所示。上回流区主要是两股推进剂撞击后向燃烧室头部回流，富含外圈推进剂，依靠推进剂液滴蒸发冷却喷注面板。下回流区是由于推进剂在针栓头部回流，富含中心路推进剂，可促进推进剂液滴的二次雾化。

图2 流场结构

1.2 物理量定义

1)动量比

动量比是径向推进剂动量与轴向推进剂动量之比，表达式为

(1)

2)阻塞率

阻塞率是针栓头端全部径向喷注孔的孔径之和与针栓周长之比，表达式为

(2)

式中：CBF为阻塞率，n为射流孔数目，Ds为射流孔直径，Dp为针栓直径。

3)直径比

直径比是燃烧室直径和针栓直径之比，表达式为

(3)

式中：CDR为直径比，Dc为燃烧室直径。

2 工程研制

只要提到针栓喷注器，TRW公司(现属于诺斯罗普·格鲁门公司)都是要首先提到的名字之一。TRW公司从60年代开始研究针栓喷注器且获得专利，研制了多种不同的针栓发动机，目前已有超过上百台采用针栓喷注器的双组元发动机成功地进行了飞行[4]。表1给出了已工程应用的典型针栓发动机，表2给出了已研制的典型针栓发动机。

TRW从1963年开始研制阿波罗登月舱下降发动机(LMDE)[5-7]，在LDME计划执行的同时，TRW研制了110 N、440 N、890 N一系列小推力的栓式发动机。随后由LDME衍生而来的TR201发动机用于德尔它运载器的二级。从20世纪80年代起，通过一系列设计改进使针栓发动机具有可重复脉冲工作、面关机等能力，研制出一种变推力和快响应的弗莱威特发动机(PAPE)用于“哨兵”导弹[8]。对于传统固定面积的喷嘴采用凝胶推进剂在发动机关机后容易堵塞，TRW研制出使用凝胶推进剂的面关机喷注器成功飞行[9]。推进剂特性是决定发动机性能的关键因素之一[10]，20世纪90年代开始研制采用液氧/煤油[11]、液氧/液氢[2]、液氧/酒精[13-14]等绿色无毒化推进剂的针栓发动机。美国宇航局提出的推进和低温先进发展计划中明确要求发展高性能低温变推力火箭发动机[2]，正在研制TR-202发动机。在导弹防御局液体助推器开发计划的资助下，格鲁曼公司研制了150 kN的TR-108发动机[15]。TR-108发动机是目前唯一采用多针栓喷注器的发动机，针栓喷注器排列布局为中间1个、四周均布6个。为进一步降低成本，TRW研制了2900 kN液氢液氧TR-106针栓发动机[16-18]。目前最具代表性的针栓发动机为Merilin1D发动机，燃烧效率在0.98以上，推质比约180，是世界上性能最高的燃气发生器循环液氧煤油发动机。

表1 工程应用的典型针栓喷注器发动机Table 1 Typical pintle injector rocket engines applied for engineering

表2 研制的典型针栓喷注器发动机Table 2 Typical pintle injector rocket engines which have been studied

国内在变推力火箭发动机领域的研究起步较晚，20 世纪70 年代开始进行针栓发动机的研究[19]。1983年国内第一台变推力发动机试车成功[20],北京航空航天大学[21]设计了基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机，推力为57.30～864.70 N。国内目前已飞行的变推力火箭发动机为嫦娥三号和嫦娥四号使用的7500 N下降级发动机[22-23]，于2013年12 月首次完成嫦娥三号探测器地月转移飞行的任务，2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆月球背面。

3 雾化特性

雾化是喷注器最重要的工作过程，雾化质量及雾场分布直接决定了蒸发、混合和燃烧特性，从而对燃烧装置的燃烧性能、稳定性和可靠性产生重要影响。目前公开文献中研究内容主要集中在破碎过程、雾场形态、雾化角和混合特性等方面。

3.1 喷注方式

根据外圈推进剂和中心路推进剂喷注方式不同，可分为四种形式：径向缝型和轴向缝型相结合、径向缝型和轴向孔型相结合、径向孔型和轴向缝型相结合、径向孔型和轴向孔型相结合。针栓喷注器轴向推进剂和径向推进剂的喷注方式直接决定了雾化过程及雾场形态，然而目前对于针栓喷注器设计还没有统一的设计流程。Rezende等[24]对不同喷注方式的单路流动进行了液流试验，指出匹配轴向和径向的喷注方式要考虑到推进剂性质、质量流量、混合比、燃烧室壁面冷却需要的流量和加工制造等因素。一般情况下的优选方案为轴向缝和径向孔型相组合。对于推力小于1 kN的小发动机，当径向孔尺寸小到不易精密加工时，选择径向缝型流动。

3.2 雾化过程

从喷注器喷出的射流或液膜破碎为液滴的过程称为推进剂组元的雾化过程，分析喷嘴雾化过程是研究雾化机理的前提。对于径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器，Ninish等[25]认为径向射流和轴向液膜相撞会在撞击点产生扰动，扰动在锥形液膜中增长并导致液膜不稳定，振幅增长最大的波长占主导地位。动量比大的扰动频率更高，雾化角更大。文献[26-28]采用锥形液膜破碎模型对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器液膜破碎过程进行线性不稳定性分析，指出喷注压降越大或喷注通道狭缝越窄，液膜破碎长度和破碎时间越小。为了保证良好的雾化效果，喷注角度尽量取大些。

3.3 雾场形态

针栓喷注器结构参数和工作参数直接影响雾场形态，因此分析结构参数和工作参数对雾场形态的影响对设计针栓喷注器有重要意义。Cheng等[29]把径向孔/轴向缝型液液针栓喷注单元的雾场形态分为封闭的弧形喷雾、斗篷状液膜以及完全发展的扇形喷雾。方昕昕等[30]对轴向缝/径向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾场形态进行试验研究，指出气液流量比较小时，雾场形态为锥形液膜。当气液流量比大于0.206后，雾化边界可分为收缩段和等直径段。

3.4 雾化角

针栓喷注器不论采用气相推进剂还是液相推进剂，其特有的结构决定了轴向推进剂与径向推进剂相撞后形成一个锥形雾场。雾化角直接影响了雾场结构和液滴空间分布，因此很多学者通过理论分析或对实验结果拟合给出雾化角预测公式，以便更直接的为工程设计提供参考。Cheng等[31]通过理论分析建立径向缝/轴向缝型液液针栓喷注器雾化角理论模型，推导出雾化角预测公式为

(4)

成鹏[32]在径向缝/轴向缝型雾化角基础上，通过引入阻塞率得到的径向孔/轴向缝型雾化角公式为

(5)

式中：CLMR为局部动量比，CLMR=CTMR/CBF。

Boettcher等[33]推导出的径向缝/轴向缝型气气针栓喷注器雾化角公式为

(6)

Son等[34]对径向缝/轴向缝型液体中心配置的气液针栓喷注器雾化角进行试验研究，指出随着径向液体速度的增加，雾化角增大，离散角减小。通过对试验结果拟合给出雾化角与动量比和韦伯数的关系式为

θ=38.86(We/CTMR)0.096

(7)

方昕昕等[27]分析了狭缝宽度、气液流量比对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾化角的影响规律，指出随着气液流量比的增大雾化角持续降低，并且在由正角度变为负角度的地方降低趋势最快。Blakely等[35]对径向圆形射流和矩形射流在液膜下的破碎过程进行试验研究，认为射流形状对雾化角影响很小。

3.5 液滴粒径空间分布

喷注器雾化后的液滴粒径小且空间分布均匀是推进剂有效混合和气化的必要条件。成鹏[32]对径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器喷雾液滴尺寸分布进行分析，指出SMD沿径向先减小后增大，接着又减小，类似于向左侧卧的字母“S”。方昕昕等[30]指出径向缝/轴向缝型气液针栓喷注器液滴SMD沿喷注轴向均匀不变，沿径向增加。随着气液流量比的增大液滴SMD减小，而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升。粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35。Ninish等[25]给出随着径向射流速度增大，液膜变薄，液膜雾化的液滴更细。

3.6 混合特性

喷注器雾化后的混合特性对燃烧效率起决定性作用，但目前对针栓喷注器混合特性的研究很少。Radhakrishnan等[36]研究了气液针栓喷注器的混合特性，指出液体速度小时散射角大，射流在轴向气流作用下很好地加速并且在大范围内导致良好的混合，当液体速度增加时混合质量降低。

4 燃烧特性

燃烧特性是研究喷嘴的重要内容，包括火焰结构、点火过程、燃烧效率、燃烧稳定性等。

4.1 结构设计

由于针栓头下方具有回流区，针栓头容易烧蚀。为避免针栓钉帽烧蚀，Vasques等[37]对液氧/液甲烷针栓喷注器的几何形状进行改进，通过减小跳跃距离、头部钻孔、设计斜坡改变燃料流动方向和组合上述方法来改进模型。Vasques认为通过适当的设计偏转板，性能和可靠性可以得到改善。通过二次径向孔和修改偏转角可以组织混合比和相关的壁面传热特性。

4.2 流场结构

由于针栓喷注器燃烧室流场有独特的特征，不少学者对针栓发动机开展了数值模拟和试验研究工作。李进贤等[38]、张连博等[39]和周康等[40]通过对针栓发动机进行数值模拟均指出中心回流区起了挡板和混合器的作用，加剧推进剂液滴的二次破碎和掺混燃烧效果。方昕昕[41]对液氧/甲烷氧化剂中心配置的气液针栓喷注器燃烧过程进行数值仿真研究，随着喷注器伸进燃烧室长度增加，外围回流区尺寸变大，但中心回流区变化不大。随着径向液氧孔尺寸增加或液氧喷注角度增加，外围回流区变化不大，而中心回流区减小，因为径向液氧孔尺寸增加，液氧液滴会向燃烧室中心靠拢，压缩中心回流区使得回流区变小。针栓喷注器形成的这些燃烧室流场特征有助于提高燃烧性能和稳定性。

4.3 点火过程

点火过程是液体火箭发动机工作的重要组成部分，点火过程直接影响了可靠性和工作效率。若点火瞬态过程发生点火压强峰较高、点火延迟和熄火等异常就会造成任务失败或更严重的后果。Sakaki等[42]对轴向缝/径向缝型液氧酒精针栓喷注器进行燃烧试验。在点火过程中测到一个强的燃烧压力峰，在0.25 s时开始震荡，压力震荡是由于燃料路压降振荡引起的。试验进行了硬起动和平稳起动两种起动方式。硬启动压力峰值高且随着O/F增大而减小，在氧燃比为1.4时是平均压力的3倍，认为在液态燃料和气态氧充满火炬点火器附近，点火后火焰向上游传播。在平稳启动方式中没有压力峰。

4.4 火焰结构

分析火焰结构是研究火焰稳定机理的重要方法。Sakaki等[43]通过试验得到在两个推进剂撞击点附近有强发光， CH发射强度在上壁附近和针栓头下游较弱。周康等[40]认为氧气和甲烷燃烧反应稳定时会产生较大的火焰锥角，温度场呈现带状分布。跳跃距离减小，火焰锥角不变。环缝宽度增加，动量比增加，火焰锥角增加。韩泉东等[44]通过数值模拟也得到了燃烧室内存在较为明显的反应火焰峰，且火焰峰高温区沿轴向呈“带状”分布，认为液滴的蒸发和燃烧大致上沿着燃烧室轴向。Son等[45]通过数值模拟也得到动量比小，火焰角小。因此，最影响火焰角的参数是动量比。

4.5 燃烧场中雾场形态

为更好地分析雾化与燃烧之间的关系，学者们通过燃烧室开窗同步观测雾化和燃烧过程。Sakaki等[43]得到燃烧时的雾场如图3所示，指出在撞击点A附近有浓密的雾场，接着形成弧形结构B，试验清楚地观察到了弧形结构B气化过程C，但有一部分没有汽化，运动到了燃烧室上壁D。推进剂的一部分运动到了E。在燃烧条件下雾化角主要受动量比的影响，喷雾穿透深度主要受到喷注速度的影响。成鹏[32]指出燃料射流在氧气气膜撞击下形成扇形喷雾，可以观察到燃料射流与氧气气膜撞击后形成的撞击波结构，撞击波向下游发展，最终导致喷雾呈块状脱落破碎。在燃烧环境下，喷雾不断蒸发，因此越往下游喷雾变得越稀薄。

图3 雾场结构[43]

4.6 温度场

针栓喷注器在工程应用中出现最多的问题就是针栓头部烧蚀，因此分析温度场对针栓喷注器设计有重要意义。张连博等[39]对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行数值仿真，认为针栓头部最高温度为898.2 K，低于正常工作温度，因而能确保发动机针栓正常工作的安全性。李进贤等[38]给出在文章工况下针栓头部也未超过1400 K,在材料的许可范围内。俞南嘉等[46]根据动量比 1工况下的温度分布认为燃烧室壁面上游区域存在由氧化剂形成的液膜低温区，该液膜对发动机壁面起到冷却的作用。周康等[40]认为跳跃距离减小，反应释热区域变宽，燃烧室内平均温度增加。缝宽度增加，动量比增加，燃烧室内平均温度减小。Sakaki等[47]通过热电偶测试结果得到在撞击点下游和台阶上方温度较高。

4.7 燃烧效率

研究者们最关注的发动机性能就是燃烧效率。李进贤等[38]认为随着针栓深入长度的增加，蒸发效率降低，但燃烧效率增加。俞南嘉等[46]给出动量比接近1时，雾化混合效果最好，燃烧效率最高。周康等[40]认为跳跃距离减小，反应释热区域变宽，燃烧室内平均温度增加。Fang等[48]认为燃烧室特征长度越大，发动机燃烧效率也越大，但是发动机质量越大，并且燃烧室特征尺寸大于1以上时，发动机燃烧效率提高幅度很小，建议燃烧室特征长度选在1附近。成鹏[32]认为在富燃条件下燃烧效率主要受混合比的影响，燃烧效率随着混合比增加而增大。Sakaki等[47]在平面矩形燃烧室和平面轴对称燃烧室热试中均得到燃烧效率随着动量比增加而降低，因为动量比大时很多推进剂撞到了上壁面，同时燃烧室上壁面温度也增加，但轴对称燃烧室效率高于矩形燃烧室。因为轴对称燃烧室中液滴可径向移动，液滴间距增加，增强了液滴蒸发。

4.8 燃烧不稳定

燃烧不稳定性问题几乎在每个火箭发动机研制过程中都经历过，其中高频燃烧不稳定是制约发动机发展的瓶颈[49]。由于针栓喷注器独特的结构，在实际工程研制过程中还未出现过实质性的高频不稳定燃烧现象。Sakaki团队对针栓喷注器燃烧不稳定性开展了一系列试验研究，Sakaki等[43]通过试验发现燃烧室压力在300～320 Hz附近振荡，认为振荡与雾化过程、化学反应之间的耦合有关。随后在轴对称燃烧室试验中发现一些工况下燃烧室压力存在400 Hz的振荡主频，最大压力振幅超过了燃烧室平均压力的50%。于是进一步进行观测试验[50]，发现有1000 Hz左右的高频不稳定，通过结合高频压力数据和CH*自发辐射图像动态分解结果，最后确定1000 Hz左右的高频不稳定燃烧现象是热释放与一阶纵向声学振荡的耦合所致，400 Hz左右的低频不稳定可能与熵波的传播过程有关。

5 设计方法

通过一系列研究总结出标准的设计方法是学者们的共同目标。安鹏等[51]参考国内外研究成果对针栓喷注器设计参数的计算方法进行总结，给出了参数选取原则。Son等[52]认为气液快速混合和较大的喷雾面是推进剂快速燃烧的前提，因此将雾化角和液滴粒径作为主要设计参数，针对径向缝/轴向缝型针栓喷注器建立了设计流程。

6 综合评价与发展趋势

针栓喷注器已在多个型号的变推力发动机中成功使用，并验证了针栓喷注器具有高性能、低成本和推力可调等优势。虽然对针栓发动机进行了很多工程研制且取得了一定的成绩，但基础理论研究工作还较少。为深入认识针栓喷注器在变推力液体火箭发动机中的工作特性，需要对基础理论进一步进行深入研究。

在工程研制方面，国内外成功飞行的变推力针栓发动机均采用液液针栓喷注器。所以应在研究液液针栓喷注器的基础上，对气液针栓喷注器和气气针栓喷注器开展研究，探究适用于液氧煤油补燃循环发动机、液氧甲烷和液氧液氢膨胀循环发动机采用的气液针栓喷注器及液氧甲烷全流量发动机采用的气液针栓喷注器和气气针栓喷注器的工作特性。

在针栓喷注器雾化特性方面，开展最多的研究工作是分析雾化过程、雾化角、雾场形态和液滴粒径分布等。由于混合特性直接决定了燃烧性能，下漏率对针栓头部烧蚀有影响，建议进一步深入分析针栓喷注器的混合特性和下漏率。其次从已有的试验结果来看绝大多数针栓喷注器雾化试验都在大气压下进行，为了研究结果更接近真实工作状态，应对针栓喷注器在反压下的雾化特性开展研究。此外气液针栓喷注器雾化特性主要集中在径向缝/轴向缝型，文献[48]表明径向孔型比径向缝型的燃烧效率高，因此接下来可对径向孔型的气液针栓喷注器开展研究。

在针栓喷注器燃烧特性方面，随着光学观测技术的发展，越来越多的学者采取燃烧室开窗方法同步观察喷雾燃烧过程，初步掌握了火焰结构特征及流场结构。下一步还需要研究连续变工况下的火焰特征及燃烧特性，同时重点关注针栓头部、喷注器面板和燃烧室壁面的温度分布。此外，虽然目前在工程研制中还没有遇到针栓发动机存在高频燃烧不稳定，但有学者在试验中发现了1000 Hz的压力震荡，接下来应对针栓喷注器的燃烧稳定性进行深入研究。