面向小型HTP-HDPE混合火箭发动机的喷注器直径效应：经点火试验验证的CFD内弹道与燃料退移率评估

《Aerospace》：Numerical Validation and Assessment of Injection Pattern Effects on Regression Rate in a Small-Scale HTP-HDPE Hybrid Rocket Engine

　　

小型HTP（高浓度过氧化氢，High Test Peroxide）-HDPE（高密度聚乙烯，High Density Polyethylene）混合火箭发动机中喷注模式对退移率影响的数值验证与评估。喷注器几何通过改变射流发展、回流、混合与传热，强烈影响小型混合火箭发动机的内弹道。该工作通过经实验验证的计算流体动力学（CFD）模型研究小型HTP/HDPE混合火箭推力器，重点关注喷注器直径对燃烧室流动与燃料消耗的影响。研究人员首先以点火试验测量验证数值框架；以平均药柱通道退移率和平均燃烧室压力为参考参数，获得低于8%的偏差。该一致性表明模型能够令人满意地预测实验观测到的径向退移，该退移由试验后燃料药柱三维扫描独立重建。随后，验证后的模型在相同运行条件和初始药柱几何下应用于四种喷注器构型。减小喷注器直径显著改变射流发展、回流结构、推进剂混合、温度分布和局部退移率剖面。较小直径通常增强近壁输运并提高平均退移率；然而最小喷注器产生强富燃条件及显著非均匀轴向退移剖面。结果表明喷注器尺寸选择同时支配全局性能和局部燃料消耗。该经验证数值方法通过揭示观测行为的物理机制补充实验测量，并支持小型混合火箭推力器改进喷注系统设计。

研究背景与问题：混合火箭发动机（hybrid rocket engine）兼具固体与液体火箭的部分优势，氧化剂与固体燃料物理分离带来操作安全性，结构较简单、运动部件少，并具备节流和多重点火能力，还可采用H₂O₂、N₂O等较安全氧化剂。但其可缩放性有限，针对某一尺度建立的设计与经验关联不能直接迁移；内弹道（internal ballistics）受氧化剂射流与药柱表面释放气相燃料的相互作用控制，喷注器通过射流发展、湍流混合、边界层、回流区及传热影响燃料退移率（regression rate）的大小和空间分布，进而影响氧燃比（O/F）、燃烧效率、特征速度（c^*）、燃烧室压力（p_c）和推力。Carmicino等发现轴向锥形与径向喷注方案会显著改变退移率和c^*，不考虑喷注效应的Korting等关联式在喷注构型差异大时偏差可超100%。小尺度推力器对喷注几何的响应仍表征不足。所研究50 N级HTP-HDPE推力器实验中出现平均径向退移率低、强氧化剂富燃、石墨喷管反复侵蚀，以及药柱入口预燃室显著轴向消耗；该消耗会改变喷注与回流区几何，难以仅由全局实验测量表征和预测。因此研究人员先验证已有CFD模型，再用四种喷注器直径在相同运行与初始药柱几何下比较，隔离喷注直径对内弹道、传热和局部退移的影响，并判断改径能否改善燃料消耗分布及避免过富氧。

关键技术方法：实验样本来自北海道大学空间系统实验室50 N级HTP/HDPE混合火箭试验，选用B22_32，HTP为85%wt，药柱后经三维扫描重建。数值采用经验证的计算流体动力学（CFD）框架，求解雷诺平均Navier–Stokes（RANS），采用剪切应力输运（SST）k–ω湍流模型、非预混平衡燃烧与混合物分数概率密度函数（PDF）、Arrhenius热解表面能量平衡，建立结构化二维轴对称网格并进行近壁细化和Richardson网格收敛分析；对以24.3 mm为基准连续减半的四种喷注器，在10.5 g/s氧化剂质量流量和22 mm初始通道直径下进行稳态模拟。

研究结果：4.1 点火试验结果：B22_32压力与氧化剂流量稳定、喷管喉部侵蚀可忽略；三维扫描显示预燃室严重轴向侵蚀和圆柱段径向退移，故以圆柱段径向退移作验证量。4.2 计算网格设置与边界条件：按试验后几何建立二维轴对称网格（54,462 cells），近壁首层0.001 mm、无量纲壁面距离y⁺平均0.04且最大约0.11，入口给定HTP分解产物与10.5 g/s，药柱用用户定义函数（UDF）热解边界；该设置可解析壁面热流。4.3 网格收敛分析：粗/参考/细网格经Richardson外推，退移率与后燃室压力观测阶为2.32和1.30，参考网格相对误差0.27%和2.45%，细化变化0.22%和1.46%，故选参考网格。4.4 CFD模拟与实验结果比较：恒平均直径几何与初始-终态平均轮廓几何的退移率偏差6.02%和1.43%，压力偏差1.98%和7.92%，均低于8%；径向退移预测对预燃室剖面不过度敏感，模型可用于后续比较。5.1 全局性能参数评估：喷注直径减半使平均退移率近翻倍，p_c由A至C升高而D略降，O/F下降且C接近NASA CEA计算最优、D富燃，c^*由A至C升高而D下降。5.2 流场分析：温度、混合物分数和速度场随直径显著变化。5.2.1 温度分布：A以低温为主且高温区薄，B高温区沿药柱发展，C高温反应区更大，D高温区主要限于药柱通道。5.2.2 流动结构与回流区评估：A入口回流几乎缺失，B回流影响约前1/3药柱，C超过2/3，D轴向略减而径向增厚，后燃室回流随直径减小而减弱；回流增强近壁传热并解释退移提高。5.2.3 平均混合物分数分布：A强氧化剂富，B入口回流形成富燃薄层并接近化学计量，C在药柱后段至喷管大范围接近化学计量且最有利，D整体富燃、化学计量区多限于药柱通道。5.2.4 喷注速度与射流发展：A轴向速度较均匀且低，B核心速度高并出现近壁反向流，C喷射速度升高且射流径向扩展、回流区更长，D喷射速度最高、径向扩展和近壁速度梯度最强。5.3 退移率分布评估：A较均匀仅入口轻微升高，B最均匀但平均值低，C入口低后迅速升高并在大部分长度较均匀，D轴向变化最大且中心区退移率超过两端两倍；故需兼顾平均退移率与均匀性。

讨论与结论：低平均径向退移率与药柱通道内缺乏显著回流、近壁动量与对流传热弱以及通道内温度较低相一致；预燃室轴向消耗则与预燃室内回流及大喷注器直径形成的流场拓扑有关。稳态轴对称初始几何模拟不解析通道随时间演化、预燃室轴向消耗、点火瞬态及下游部件三维效应，故配置C只是所研究设计空间内的较优折中，而非最终优化。第6节结论翻译：本研究考察了氧化剂喷注器直径对50 N级HTP-HDPE混合火箭发动机内弹道和燃料退移行为的影响。研究人员先以实验测量评估既有CFD框架，再在相同运行和几何条件下比较四种喷注器构型，结合积分性能参数与温度、混合物分数、速度、回流及局部退移率分布。验证试验采用85%wt HTP、平均氧化剂质量流量10.5 g/s；两种数值几何的退移率偏差为6.02%和1.43%，压力偏差为1.98%和7.92%，均低于8%，且圆柱段径向退移对预燃室剖面不过度敏感。喷注器研究在10.5 g/s、22 mm初始通道直径和以24.3 mm为基准连续减半的喷注直径下进行；减小直径提高喷注速度并改变射流扩展、回流、近壁输运与混合，使平均退移率由A向B、C、D增加。A呈弱通道回流、有限近壁输运和强氧化剂富，退移率低；B上游回流较大且轴向退移最均匀，但O/F仍较高、c^*有限；C射流更强、回流区更长、混合更有效，平均退移率约为A的三倍，O/F接近该推进剂组合最优值，p_c与c^*达最大，且局部退移率在入口升高后大部分长度较均匀；D平均退移率约为A的六倍，但转为富燃，c^*和p_c降低，局部退移率由两端较低值增至中心两倍以上，非均匀消耗不利。结果表明喷注器直径不能仅按最大化平均退移率选择，还须考虑混合比、燃烧性能、退移均匀性、p_c和喷管工作环境；在本设计空间内C是最有前景的折中，但属比较性结果而非最终优化。由于采用初始几何的稳态轴对称模拟，未解析通道演化、预燃室轴向消耗、点火瞬态和下游三维效应，未来需开展所选喷注构型点火试验及含通道直径演化的瞬态模拟，以确认预测的退移分布是否持续并为最终喷注设计提供依据。