劉義珩

摘要：在探索太空的過程中，航天運載器液扮演重要角色。為了提高其可靠性與運載能力，對其動力裝置展開了研究，即液體火箭發(fā)動機。文章探討了液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒設(shè)計，分析了計算機數(shù)值模擬與仿真的運用，旨在為其應(yīng)用提供可靠的理論依據(jù)。

關(guān)鍵詞：計算機；數(shù)值模擬；仿真；液體火箭發(fā)動機；噴霧燃燒 文獻標(biāo)識碼：A

中圖分類號：V434 文章編號：1009-2374（2016）31-0011-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.31.006

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，液體火箭發(fā)動機的重要性日漸顯著，其優(yōu)點眾多，如高效率、無污染、重復(fù)使用、隨時啟動或關(guān)節(jié)以及良好的操控與調(diào)節(jié)性能等，逐漸成為了制約航天發(fā)展的關(guān)鍵因素。當(dāng)前，國內(nèi)外學(xué)者均十分關(guān)注其噴霧燃燒設(shè)計，特別是在先進計算機技術(shù)支持下，對計算機數(shù)值模擬與仿真進行了廣泛的應(yīng)用。

1 液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒設(shè)計概況

1.1 液體火箭發(fā)動機

液體火箭發(fā)動機是指火箭發(fā)動機使用了液體推進劑，其經(jīng)發(fā)動機泵加壓后，由發(fā)動機燃燒室進行霧化、混合、蒸發(fā)與燃燒，將化學(xué)能轉(zhuǎn)至熱能，從而獲得高溫高壓燃氣，再經(jīng)推力室噴管膨脹轉(zhuǎn)變?yōu)閯幽?，通過噴管口噴出后，借助反作用推力，以此滿足了火箭、航天器等動力需求。液體火箭發(fā)動機的優(yōu)勢如下：一是高性能，其性能、推力比等指標(biāo)均相對可靠，將其用于運載火箭，大幅度提高了其運載力；二是隨意性，具體表現(xiàn)在其工作時間方面，可隨時啟動、關(guān)機及反復(fù)使用；三是便捷性，對其推力大小、方向均可有效調(diào)節(jié)，保證了火箭飛行方向的便捷控制；四是結(jié)構(gòu)質(zhì)量小、耗能量大。隨著液體火箭推進系統(tǒng)的發(fā)展，其品種日漸豐富，適應(yīng)性、技術(shù)性與可靠性等均明顯提高，因此其在航天器、運載火箭等方面的應(yīng)用均具有了廣泛性與普遍性。

1.2 噴霧燃燒設(shè)計研究

液體火箭發(fā)動機具有比沖高、推力范圍大、反復(fù)使用、工作時間長等優(yōu)點，自其應(yīng)用后，人們便十分關(guān)注其燃燒設(shè)計的分析模型，以此有效預(yù)測發(fā)動機的性能。經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)，火箭發(fā)動機的燃燒流動現(xiàn)象具有復(fù)雜性，各過程間保持著耦合關(guān)系，燃燒速率難以被單一過程控制。燃燒室內(nèi)的濃度、壓力、溫度等瞬態(tài)變化強烈，流場較為復(fù)雜，如果利用一維模型或二維模型，則難以準確描述各過程間的關(guān)系，需要采用N-S方程，從而全面掌握燃燒過程。在實際求解時，要求計算機應(yīng)具備較大的容量，同時算法應(yīng)具備較高的穩(wěn)定性與有效性。自1980年起，計算機技術(shù)快速發(fā)展，計算機能力明顯提高，并且出現(xiàn)了流體力學(xué)與燃燒學(xué)計算方法，其為N-S方程求解提供了可靠的保障，有效解決了多維湍流兩相流場問題。隨著相關(guān)研究的日漸深入以及先進技術(shù)的不斷發(fā)展，燃燒模擬研究推動了燃燒科學(xué)發(fā)展。

液體火箭發(fā)動機燃燒過程設(shè)計方法主要是依賴試驗完成的，但傳統(tǒng)方法需要邊試驗邊改進，此時延長了研制周期、增加了研發(fā)費用，同時受燃燒室內(nèi)各因素的影響，如高溫、高壓及高速等，所需測量的數(shù)據(jù)量較大，加大了研制難度，在試驗中難以獲得可靠、準確的測量數(shù)據(jù)，制約了性能改進工作開展，增加了失敗率。因此，在液體火箭發(fā)動機研制過程中，燃燒室及其噴注器研制往往需要花費較長的時間、花費與精力。以F-1發(fā)動機為例，其研制試驗開展了2000多次，噴注器共14種，而阿波羅飛船的噴注器改進試驗高達100次，耗時

5年。

為了逆轉(zhuǎn)傳統(tǒng)純試驗研制局面，各國對液體火箭發(fā)動機性能都進行了評估，明確了其除燃燒過程的所有性能損失，但最初難以準確描述能量釋放過程，此時液體火箭發(fā)動機燃燒過程性能計算仍存在較大難度，以此以試驗為主的研制方法仍占據(jù)著主導(dǎo)地位。

2 計算機數(shù)值模擬與仿真在液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒設(shè)計中的應(yīng)用

2.1 分析模型

隨著液體火箭發(fā)動機應(yīng)用的日漸廣泛與普遍，對其燃燒過程研究日漸深入，特別是在分析模型方面吸引了國內(nèi)外學(xué)者的高度關(guān)注。最早的模型為一維/液流場不耦合模型，其為日后研究指引了明確的方向。在液體燃料燃燒理論支持下，相關(guān)學(xué)者構(gòu)建了液體火箭發(fā)動機燃燒過程計算模型，如蒸發(fā)速率控制燃燒過程計算模型，其中R.J.Priem模型作為一維模型，最具代表性與典型性，它涵蓋了噴霧尺寸分布、噴霧動力學(xué)等內(nèi)容，同時編程計算時應(yīng)用了電子計算機。此后，在各工程領(lǐng)域均開始應(yīng)用現(xiàn)代廣義設(shè)計科學(xué)方法，借助模型實現(xiàn)了對復(fù)雜過程的研究，國外學(xué)者改進了一維模型，使其更加完整，如氣/液流場耦合模型，但此時的模型未能準確描述噴射霧化區(qū)噴霧空間分布狀況，其提供的燃燒過程信息仍十分匱乏，因此制約著其在工程設(shè)計方面的應(yīng)用。

自計算機技術(shù)快速發(fā)展及廣泛應(yīng)用后，關(guān)于發(fā)動機燃燒過程研究更加深入與全面、完善的液體火箭發(fā)動機燃燒過程模型，滿足了實際應(yīng)用的需求。以液體火箭發(fā)動機能量分布釋放計算模型為例，其體現(xiàn)了多流耦合定義，展開了準二維流動計算，分析了推進劑的橫向截面變化。隨著此模型的推廣，逐漸形成了標(biāo)準化能量分布釋放計算模型，但其也存在不足，僅關(guān)注了推進劑蒸發(fā)，將其視為燃燒的速率控制過程，而未能考慮其他次要因素。該模型具有一定的簡單性，因其使用了準二維計算，因此滿足了工程應(yīng)用需求，雖然日后其日漸精準，但仍屬于基本模型，為液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒模型發(fā)展奠定了堅實的基礎(chǔ)。

經(jīng)各國學(xué)者研究顯示，火箭發(fā)動機燃燒流動現(xiàn)象具有明顯的復(fù)雜性，如果利用上述模型描述，則難以明確各過程間的關(guān)系，因此經(jīng)研究提出了N-S方程。此后，關(guān)于燃燒研究的報道日漸增多，計算機技術(shù)、計算流體動力學(xué)等推動了燃燒科學(xué)的發(fā)展，燃燒模擬逐漸成為了研究熱點。

2.2 應(yīng)用情況

為了充分發(fā)揮數(shù)值模擬方法的作用，國外學(xué)者對其展開了研究，如美國學(xué)者提出了KIVA程序，英國學(xué)者提出了PHOENICS通用程序，上述研究為多維模型的應(yīng)用提供了可靠的保障。

2.2.1 美國。在液體火箭推進方面，1980年起，美國學(xué)者利用PHOENICS求解N-S方程，模擬了SSME燃燒過程，此后提出了液體火箭發(fā)動機噴注器異常工作分析模型，同時相關(guān)學(xué)者以液氫液氧發(fā)動機為研究對象，利用ARRIC程序，分析了用于SSME的噴嘴設(shè)計與流場內(nèi)容。1990年，國外學(xué)者利用KIVA-Ⅱ程序探討了雙組元可貯存推進劑小發(fā)動機的燃燒性能。在學(xué)者研究過程中均對模型、算法等進行了改進，從而推動了其發(fā)展。隨著天空研究的快速發(fā)展及運載火箭應(yīng)用需求量的增多，對液體火箭發(fā)動機提出了更高的要求，需要借助新的研究方法，以此提高其性能、推重比、可靠性與經(jīng)濟性等。在此情況下，液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒的計算機數(shù)值模擬及仿真作為基本設(shè)計方法得到了快速發(fā)展，如噴霧燃燒軟件——NCC、液體火箭發(fā)動機流場分析軟件——FDNS，其中通用性最強的為REFLEQS，它提供的多種差分格式、湍流模型、計算方法，同時對輻射傳熱給予了考慮，實現(xiàn)了對穩(wěn)態(tài)及瞬變流場的模擬。

2.2.2 歐洲。20世紀80年代，歐洲學(xué)者在多維模型方面取得了最為顯著的成績便是PHEDRE-2D軟件，其對不同發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性進行了計算與改進，經(jīng)試驗證實此模型成功；20世紀90年代，相關(guān)學(xué)者提出了液體火箭發(fā)動機工作過程數(shù)值模擬軟件Aeroshape-3D，它實現(xiàn)了對燃燒室多過程的模擬，如三維流動、塞式噴管及噴注器中的流動；其他學(xué)者經(jīng)研究獲得了ROCFLAM程序，其模擬了氫氧發(fā)動機燃燒與傳熱過程，效果顯著。

2.2.3 中國。我國學(xué)者于20世紀60年代便開始關(guān)注液體火箭發(fā)動機燃燒問題，經(jīng)研究提出了不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象的相關(guān)理論，但此時缺少理論計算方法；20世紀80年代相關(guān)學(xué)者深入研究了液體推進理論，通過經(jīng)驗總結(jié)與借鑒，保證了液體火箭發(fā)動機設(shè)計的規(guī)范化與系統(tǒng)化，同時發(fā)展了一維與多維模型及數(shù)值模擬方法。近些年，我國對液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒研究給予了高度關(guān)注，在理論、程序等方面均取得了較大的進步，如ACLRECI及HPRECSA程序，二者分析了火箭發(fā)動機的燃燒穩(wěn)定性，同時有關(guān)學(xué)者也研究了不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象及其解決方法。在穩(wěn)態(tài)燃燒數(shù)值模擬方法，展開了液體火箭發(fā)動機二次燃燒數(shù)值模擬及試驗研究、其推力室三維仿真計算、燃燒室與噴管流場數(shù)值模擬等研究。我國出版了相關(guān)的專著，系統(tǒng)介紹了液體火箭發(fā)動機噴霧燃燒理論、燃燒模型、性能計算等內(nèi)容。

3 結(jié)語

綜上所述，液體火箭發(fā)動機作為重要的動力裝置，其噴霧燃燒設(shè)計吸引了各國學(xué)者，本文重點探討了計算機數(shù)值模擬及仿真在其中的應(yīng)用，相信日后研究成效將更加顯著。

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