气体燃料增推喷管内流场的数值模拟

气体燃料增推喷管内流场的数值模拟
1 前言
传统第一级或助推级液体火箭发动机设计过程中，设计人员面临的关键问题
之一是喷管出口面积比的选择，原因在于发动机外部工作环境变化范围大、发动
机比冲与起飞推力之间相互矛盾。

首先，第一级或助推级液体火箭发动机的外部
工作环境范围宽广，涵盖了地面起飞阶段的近海平面状态和任务结束阶段的近真
空状态（级间转换或入轨）。

在起飞阶段，运载器重量最大，所需推力最大，起
飞推力约为任务末期推力的2～3倍；在任务末期，运载器质量约为起飞时的10％，为避免过度加速载荷需要大范围节流来控制推力，但由此会带来性能和可
靠性方面的问题。

其次，为最小化推进剂使用量，运载器需要达到尽可能高的任
务平均比冲，但高比冲和大起飞推力经常是冲突的，因为高比冲需要大面积比喷管，而大面积比喷管在海平面状态的推力效率低下，燃气流过膨胀将造成喷管内
气流分离，部分型面产生负推力及破坏力。

为克服发动机外部工作环境变化范围
大的影响、调和发动机比冲与起飞推力的矛盾，从而尽可能的采用大面积比喷管，实现大起飞推力与高比冲，当前采用的主要办法是提高发动机推力室工作压力或
安装可变截面喷管、塞式喷管等具有高度补偿功能的机械装置。

采用机械装置将
增加喷管结构复杂性，且海平面推力始终低于真空推力，提高推力室室压则将大
幅降低发动机可靠性，且即使上述方法联合应用亦无法同时解决增加起飞推力、
满足高度补偿、提高发动机比冲、实现推力矢量控制（TVC）等综合性问题，补
燃增推喷管（TAN）技术则可以同时实现大幅增加起飞推力、具备高度补偿功能、提高真空比冲（任务平均比冲）以及矢量推力等功能，可用于研制新一代运载火
箭和改进现有运载火箭动力性能，且具有许多附加的优点。

2 增推喷管概念与原理
在液体火箭发动机拉瓦尔喷管扩张段壁面上，在特定位置将指定流量的推进
剂按当量比、喷射方式、控制规律喷射入超音速燃气流内，并使之快速混合、燃
烧，从而形成超音速补燃，实现喷管出口压力与环境压力匹配，避免喷管气流分离，并增加喷管总推力。

3 数学模型
3.1 物理模型与计算网格
物理模型为锥形轴对称拉瓦尔喷管，扩张段面积比为100:1，扩张半角8，喉道直径94.2mm，收敛段面积比为17.7，收敛半角为30，喷管总长约6.3m。

气态燃料喷注点位于喉部下游11.57D
处，壁面法向喷注，喷注宽度8~10mm。

t
计算网格划分采用四边形网格，在壁面、气态燃料喷注点、拉瓦尔喷管喉部
附近进行了加密处理，网格总数约10万。

3.2 燃烧模型与湍流模型
为计算简便，假定来流介质为空气，喷注的气体燃料为甲烷，空气和甲烷物
理性质均按理想气体处理。

空气和甲烷化学反应设定为体积扩散反应，湍流和反
应相互作用模型选用涡耗散模型。

湍流模型选用标准k-双方程模型。

3.3 边界条件
空气入口为亚音速入口，总压10.0MPa，总温3500K，马赫数为0.05，湍流
度为1%，流量约170kg/s。

甲烷入口为亚音速入口，总压0.4~0.8MPa，总温
300K，流量4~18kg/s。

拉瓦尔出口为超音速出口，出口背压100kPa，背温300K。

4 计算结果与分析
4.1 有无喷注情况下流场参数分布的变化
气体燃料音速喷注将显著影响喷管扩张段内喷注点下游超音速流场参数分布，而且点火燃烧与否的影响效果亦十分明显。

在无气体燃料喷注情况下，扩张段内
静压、静温、马赫数分布呈现典型的一维喷管流特征，参数等值线为几乎垂直于
轴线的简单曲线（甚至直线）；在气体燃料音速喷注但不点火燃烧情况下，喷注
点上游附近产生半弓形激波，近壁面处为近似正激波，远壁面处为斜激波，且斜
激波随流动向轴向及出口方向传播，在轴线处相交，形成为斜激波锥，锥顶位置
约喉部下游20D。

与无燃料喷射相比，由于斜激波的减速增压，斜激波锥面下游
t
的马赫数减小，喷管出口上游高马赫数区域面积减小，喷管出口气流比动量
减小，表明喷管推力及比冲降低；在气体燃料音速喷注且点火燃烧情况下，喷注
点上游的弓形激波强度增加，波后低速高压区面积增加，喷管出口附近的高马赫
数区域进一步减小（较无喷注及喷注不燃烧），但喷管出口静压、静温大幅提高，表明气流具备较大的继续膨胀做功潜力，而且，在喷注点下游，沿壁面内侧分布
着一条高温高压纵向带（与喷注但不燃烧情况相比），纵向带由燃烧生成，纵向
带径向宽度沿轴向增加，起到了约束核心流膨胀的作用，使得在不增加推力室室
压情况下增加喷管扩张面积比、在地面状态不产生壁面气流分离成为可能，这也
是增推喷管增推的基本原理之一。

可以看出，在气体燃料喷注并点火燃烧情况下，燃烧区域（高静温区）的马赫数在2.5~3.5范围内，依然为超音速，表明燃烧总
体上是超音速燃烧。

喷注点附近速度矢量分布表明，在喷管扩张段内法向喷注气体燃料，气体燃
料射流的穿透距离十分有限，在1~2h（h为喷注口宽度）范围内，气流矢量方向
与壁面基本平行，下游气流速度矢量的变化主要由斜激波所引起，这种现象与超
音速燃烧冲压发动机内法向喷注气体燃料流场现象相似，也表明在考虑燃料喷注
情况下，所需喷注点及下游喷管壁面径向大小较常规喷管增加量不大，喷管体积、重量、结构复杂程度增加亦应不大。

4.2气体燃料流量对流场的影响
由不同气体燃料流量条件下流场参数分布可以看出，随着气体燃料逐渐增加，斜激波影响区域面积逐渐扩大，燃料燃烧造成近壁区纵向带径向高度逐渐增加，
喷管出口上游区域静温静压大幅提升，但该区域马赫数有所降低。

造成这种现象
的原因在于，气体燃料喷嘴面积不变，则流量增加将造成燃料射流密度增加，使
得燃料射流比动量增加，燃料射流穿透深度增加，燃料与空气混合增强，燃烧更
加充分，燃烧释热量更多，对斜激波下游流场的影响更大，燃烧形成的近壁区纵
向带宽度的增加造成其对核心主流的约束作用更加明显，喷管出口静压更高。

由喷管出口静压分布可以看出，随着燃料流量的增加（0.63 1.12 1.58），虽然总余气系数由1.47降低到0.5，由富氧燃烧转变为富燃燃烧，燃烧情况应当
变差，燃烧对喷注点下游的流场影响应降低，喷管出口静压应当降低，但是计算
结果正好相反，原因在于：首先，燃料流量增加，使得喷管出口流量增加，静压
应有所增加，但由于燃料流量与空气流量之比小于10%，这种影响有限；其次，
超音速流动情况下，燃料与空气混合较差，燃料流量较大可以造成较强的斜激波，燃料与空气掺混增强，且波后速度降低幅度增加使得燃料喷管内停留时间增加，
燃烧得更加充分，从而对增加流场静压的效果更加明显，使得喷管出口静压大幅
提高，后续继续膨胀做功能力增强。

在实际应用中，由于需要同时喷射氧化剂和
燃料，这种效应不明显，但超音速燃气流内氧化剂和燃料之间如何充分混合问题
依然存在。

5 结论
在喷管扩张段壁面，以音速喷射气体燃料的数值仿真结果可以得出以下结论：
（1）有无气体燃料喷射及点火燃烧与否对喷管流场影响很大，喷注但不点
火燃烧无益于推力和比冲，喷注且点火燃烧使得气流继续膨胀能力增强，使得应
用更大面积比喷管成为可能。

（2）随着气体燃料流量的增加，气体燃料与来流空气之间的混合更加充分，燃烧放热更多，从而使得喷注点下游流场参数变化更加明显。

（3）法向喷射情况下的喷管出口静压高于其他喷射方式，且所形成的用于
约束中心气流膨胀的近壁区纵向带径向高度大于其他喷射方式，是气体燃料喷射
的理想方式。

参考文献
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