孫恒超，劉 敏，呂紅劍，王莉娜

(1.中國(guó)空間技術(shù)研究院 通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094； 2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相流動(dòng)分布無量綱表達(dá)方法

孫恒超1，劉 敏1，呂紅劍1，王莉娜2

(1.中國(guó)空間技術(shù)研究院 通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094； 2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

為探究空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相流動(dòng)分布簡(jiǎn)便表達(dá)機(jī)制，開展推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析.構(gòu)建空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值模型，并計(jì)算典型結(jié)構(gòu)和工況條件下氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力；根據(jù)量綱分析方法推導(dǎo)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則，借助相似準(zhǔn)則提出推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力的無量綱表達(dá)方法；以正交試驗(yàn)方案組織多種結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)下的推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值計(jì)算，并以數(shù)值計(jì)算結(jié)果為輸入確定了氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力的無量綱表達(dá)式.

空間發(fā)動(dòng)機(jī)；燃燒室；氣相；數(shù)值模型；相似準(zhǔn)則

0 引 言

空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室內(nèi)發(fā)生著復(fù)雜的氣液兩相流動(dòng)過程，這一過程很大程度上決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、比沖和燃燒效率等重要性能，也成為衡量航天器性能的重要因素.近年來先進(jìn)航天器大推力、長(zhǎng)壽命、高可靠性的發(fā)展特點(diǎn)對(duì)空間發(fā)動(dòng)機(jī)的性能也提出了更高的要求.這也使得空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣液兩相流動(dòng)研究得到了廣泛關(guān)注.

在空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣液兩相流動(dòng)過程研究方面，以往主要集中在推進(jìn)劑霧化、兩相流動(dòng)特性、燃燒穩(wěn)定性等方向.楊立軍等[1]系統(tǒng)地梳理了發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴動(dòng)態(tài)特性理論和試驗(yàn)研究.豐松江等[2]通過引入氣液同軸噴嘴霧化模型和高壓蒸發(fā)模型，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)單噴嘴工況條件下噴霧燃燒過程進(jìn)行了一體化三維數(shù)值仿真，分析了工況參數(shù)對(duì)噴霧過程的影響.何博等[3]求解了氣相及液相流動(dòng)控制方程，得到了發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)動(dòng)液滴內(nèi)部穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)及其溫度演化過程.聶萬勝等[4-6]用數(shù)值方法研究了一甲基肼/四氧化二氮推進(jìn)劑噴霧液滴直徑、推進(jìn)劑初始溫度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性的影響.尹婷等設(shè)計(jì)了液滴燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)，開展了偏二甲肼液滴在四氧化二氮環(huán)境中的著火燃燒試驗(yàn)，研究了液滴著火燃燒特性規(guī)律[7]；并進(jìn)一步分析了壓力振蕩環(huán)境下液滴燃燒火焰結(jié)構(gòu)形態(tài)特點(diǎn)，建立了壓力振蕩環(huán)境下液滴燃燒模型[8].然而，現(xiàn)有關(guān)于空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣液兩相流動(dòng)研究還是存在一定的不足.針對(duì)空間發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和工況的多樣性尚未關(guān)注空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣液兩相流動(dòng)的相似特性，造成理論和試驗(yàn)研究工作量過重，也未能形成通用性的推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)描述方法.為此本文開展了空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析.

首先確定了空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)學(xué)描述，構(gòu)建了推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值分析模型；進(jìn)而開展了推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析，通過量綱分析方法推導(dǎo)了推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則；通過相關(guān)數(shù)值計(jì)算獲得了推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力，以數(shù)值結(jié)果為輸入條件，最后確定了無量綱形式的氣相介質(zhì)速度和壓力計(jì)算通式.本文提出的空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值計(jì)算及相似性分析方法，對(duì)空間發(fā)動(dòng)機(jī)理論試驗(yàn)研究以及工程設(shè)計(jì)具有一定參考價(jià)值.

1 空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值分析

1.1 空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)控制方程

空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室可細(xì)分為4個(gè)無明顯邊界的流動(dòng)區(qū)域，即噴霧混合區(qū)、混氣回流區(qū)、燃燒區(qū)和燃燒產(chǎn)物區(qū)[6].液相推進(jìn)劑的蒸發(fā)和混合主要集中在靠近噴注器的較小范圍的噴霧混合區(qū)，其他區(qū)域多為氣相介質(zhì).因此本文忽略液相介質(zhì)后僅分析了氣相介質(zhì)的流動(dòng)特點(diǎn).

將空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室中氣相介質(zhì)流動(dòng)視為粘性可壓縮流體流動(dòng)，忽略推進(jìn)劑液體對(duì)氣相介質(zhì)作用及推進(jìn)劑蒸發(fā)燃燒的動(dòng)量源項(xiàng)，僅計(jì)及推進(jìn)劑蒸發(fā)燃燒的質(zhì)量源項(xiàng)，氣相介質(zhì)流動(dòng)的連續(xù)性方程和動(dòng)量方程分別如式(1)～(2)所示

(1)

(2)

空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室中氣相介質(zhì)流動(dòng)為湍流狀態(tài)，故描述氣相介質(zhì)流動(dòng)的控制方程還包含湍流方程.標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型是一種適用性較好的湍流模型，應(yīng)用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室數(shù)值模擬時(shí)可在保證精度的情況下減少三維全尺寸仿真的計(jì)算量[6].k-ε模型描述湍流狀態(tài)如式(3)～(4)所示：

(3)

(4)

式中：kg是湍動(dòng)能，εg是湍動(dòng)耗散率；湍動(dòng)粘度μt=Cμρgkg2/εg；經(jīng)驗(yàn)常數(shù)Cμ、Cε1、Cε2以及普朗特?cái)?shù)σk、σε的數(shù)值可參考文獻(xiàn)[6]；Pk是由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能kg的產(chǎn)生項(xiàng)，其表達(dá)式為

(5)

1.2 空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值模型

空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值分析中的推力室結(jié)構(gòu)如圖1所示，與分析相關(guān)的推力室結(jié)構(gòu)參數(shù)包括燃燒室直徑dc、燃燒室長(zhǎng)度lc、喉部直徑dt、噴管出口直徑de、噴管長(zhǎng)度le，工況參數(shù)為發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑供給質(zhì)量流率mp.分析工作在圓柱坐標(biāo)系r-θ-z下進(jìn)行，該坐標(biāo)系如圖1所示.

根據(jù)空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室結(jié)構(gòu)，經(jīng)過適當(dāng)簡(jiǎn)化，可確定推力室氣相介質(zhì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，采用CFD分析前處理Gambit軟件構(gòu)造推力室氣相介質(zhì)流場(chǎng)幾何模型，并且劃分網(wǎng)格.圖2是空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流場(chǎng)網(wǎng)格模型示意圖.為了較為方便地劃分出規(guī)則網(wǎng)格，在劃分網(wǎng)格前采用“錢幣法”[9]對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分割，將不規(guī)則的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分割為若干塊近似為長(zhǎng)方體的結(jié)構(gòu)，每塊結(jié)構(gòu)可以使用六面體網(wǎng)格劃分.分割后中心區(qū)域小長(zhǎng)方體短邊的網(wǎng)格份數(shù)與周邊大分割體長(zhǎng)邊網(wǎng)格份數(shù)一致，徑向劃分時(shí)考慮了噴管邊界層流動(dòng)的影響，并且疏密按序增減，使相鄰網(wǎng)格尺度差異較小.

設(shè)置相應(yīng)的邊界條件：數(shù)值分析中壓力邊界條件為噴管出口壓力為零，在壁面上施加無滑移靜止壁面條件.

2 空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析

2.1 氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則

采用CFD方法可確定具體一種結(jié)構(gòu)和工況條件下推力室氣相介質(zhì)的速度和壓力分布.但推力室的結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)是復(fù)雜多變的，對(duì)多組工況和結(jié)構(gòu)條件都進(jìn)行相應(yīng)數(shù)值計(jì)算的分析思路，工作量龐大且通用性差.故亟需探究空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)分布的統(tǒng)一表達(dá)機(jī)制，即提出一種適用性好的氣相介質(zhì)流動(dòng)速度、壓力分布表達(dá)式.

推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析的第一步為推導(dǎo)氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則.影響推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)的自變量有10個(gè)，分別為燃燒室直徑、噴管長(zhǎng)度、喉部直徑、噴管出口直徑、燃燒室長(zhǎng)度、推進(jìn)劑質(zhì)量流率、流場(chǎng)的徑向坐標(biāo)和軸向坐標(biāo)(由于流場(chǎng)的軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，這里不再考慮切向坐標(biāo))、氣相介質(zhì)的密度和粘度.因變量有2個(gè)，分別是氣相速度和壓力.表1是上述變量的量綱.

推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)的簡(jiǎn)單相似準(zhǔn)則和組合相似準(zhǔn)則的數(shù)目可以根據(jù)量綱分析中的π定理[10]計(jì)算.如表2所示，推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性涉及6個(gè)簡(jiǎn)單相似準(zhǔn)則和3個(gè)組合相似準(zhǔn)則.

推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則具體表達(dá)式可以通過量綱分析相關(guān)方法進(jìn)行推導(dǎo).推導(dǎo)過程是借助構(gòu)造相應(yīng)量綱矩陣，對(duì)量綱矩陣進(jìn)行相應(yīng)轉(zhuǎn)換.

由表1可以給出推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)分析涉及的所有變量的量綱矩陣A.

ugpgrzlcdtdelemp|μgρgdc

ugpgrzlcdtdelemp|μgρgdc

(6)

推導(dǎo)相似準(zhǔn)則的解矩陣為B.

ugpgrzlcdtdelemp|μgρgdc

ugpgrzlcdtdelempμgρgdc

(7)

根據(jù)解矩陣B可以寫出相似準(zhǔn)則的表達(dá)式，9個(gè)相似準(zhǔn)則的最終形式如表3所示.

表3 推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則Tab.3 Similarity criteria of gas flow in thrust chamber

2.2 氣相介質(zhì)速度和壓力無量綱表達(dá)式

推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)的相似準(zhǔn)則中，Π3至Π8可描述氣相介質(zhì)流動(dòng)的幾何條件相似，Π9是運(yùn)動(dòng)邊界條件相似.兩種不同結(jié)構(gòu)和工況條件下的推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)只有同時(shí)滿足上述相似條件，即對(duì)應(yīng)的相似準(zhǔn)則數(shù)值相等，描述氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力相似性的Π1和Π2相似準(zhǔn)則才對(duì)應(yīng)等值，也就是對(duì)應(yīng)的速度和壓力分布才彼此相似.因此在構(gòu)建氣相介質(zhì)流動(dòng)分布表達(dá)式時(shí)需要同時(shí)包含上述相似準(zhǔn)則.

推力室中氣相介質(zhì)主要沿軸向流動(dòng)，因此氣相介質(zhì)的徑向速度和切向速度相比于軸向速度要小得多，故本文重點(diǎn)建立氣相介質(zhì)軸向速度及壓力與r、z坐標(biāo)的關(guān)系.氣相介質(zhì)無量綱速度Π1、無量綱壓力Π2分布表達(dá)式的形式如下：

(8)

(9)

式中，ug和pg是通過數(shù)值分析獲得的氣相介質(zhì)速度和壓力.推力室結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)對(duì)氣相介質(zhì)速度和壓力的影響是通過在表達(dá)式中嵌入無量綱相似準(zhǔn)則體現(xiàn)的.在多種結(jié)構(gòu)及工況參數(shù)下進(jìn)行推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值分析，以不同軸向位置處氣相介質(zhì)速度和壓力結(jié)果為樣本擬合獲得氣相介質(zhì)速度和壓力分布表達(dá)式，即確定au、bui、ap、bpi等16個(gè)參數(shù)的數(shù)值.

3 結(jié)果與分析驗(yàn)證

結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)如表4所示.根據(jù)雙組元空間發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)物組成及每種氣體的摩爾分?jǐn)?shù)[11]，并結(jié)合每種氣體的物性參數(shù)[12]可確定推力室氣相介質(zhì)密度為0.508 366 kg/m3和動(dòng)力粘度為2.598×10-5Pa·s.

表4 推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值分析結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)Tab.4 Geometry and operating conditions of gas flow numerical analysis in thrust chamber

3.1 氣相介質(zhì)流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果

首先進(jìn)行了表4數(shù)值列中間值結(jié)構(gòu)和工況條件下的氣相介質(zhì)流動(dòng)數(shù)值計(jì)算，圖3～4是氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力云圖.從圖3中可以看出，由于喉部是整個(gè)推力室直徑最小的位置，所以推力室喉部氣相速度很高；而噴管中氣相速度顯著低于燃燒室和喉部，并且噴管中氣相速度隨軸向位置不同變化不大.從圖4中可以看出，燃燒室中噴注器附近氣相介質(zhì)壓力較高，隨著遠(yuǎn)離噴注器氣相介質(zhì)壓力逐漸降低，尤其是噴管中氣相介質(zhì)壓力隨軸向位置變化很小.

3.2 氣相介質(zhì)速度和壓力無量綱表達(dá)式

表5 推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似性分析正交試驗(yàn)表Tab.5 Orthogonal design of gas flow similarity analysis in thrust chamber

根據(jù)1.2節(jié)的方法，對(duì)表5所列結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)下的推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值分析，以若干徑向和軸向位置處氣相介質(zhì)速度和壓力結(jié)果為輸入條件擬合氣相介質(zhì)速度和壓力分布表達(dá)式，即確定式(8)和(9)的具體形式

(10)

(11)

由于滿足相似性分析相關(guān)規(guī)則，根據(jù)式(10)～(11)可以便捷計(jì)算一定范圍內(nèi)任意結(jié)構(gòu)工況參數(shù)下的空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相流動(dòng)速度和壓力.具體地，將有量綱的結(jié)構(gòu)工況參數(shù)代入表3，確定Π3至Π9的數(shù)值，然后根據(jù)式(10)～(11) 確定Π1至Π2的數(shù)值，再次根據(jù)表3中Π1至Π2的表達(dá)式確定有量綱的氣相速度和壓力.值得說明的是，式(10)～(11)是有一定適用范圍的，使用時(shí)每個(gè)有量綱結(jié)構(gòu)和工況參數(shù)界限可見表5中各參數(shù)極值，而各無量綱參數(shù)的范圍如表6所示.

表6 無量綱相似準(zhǔn)則適用范圍Tab.6 Application range of the dimensionless similarity criteria

3.3 對(duì)無量綱表達(dá)式的驗(yàn)證

為了驗(yàn)證氣相介質(zhì)速度和壓力分布無量綱表達(dá)式的預(yù)測(cè)效果，以表4數(shù)值列中間值結(jié)構(gòu)和工況條件(非擬合確定無量綱表達(dá)式的結(jié)構(gòu)和工況)為算例，使用第1節(jié)提供的數(shù)值方法計(jì)算3處不同位置點(diǎn)氣相介質(zhì)速度和壓力，同時(shí)使用式(10)～(11) 計(jì)算出該條件下有量綱氣相速度和壓力.表7是兩種結(jié)果的對(duì)比，從表中數(shù)據(jù)整體來看，使用無量綱表達(dá)式計(jì)算的結(jié)果與數(shù)值結(jié)果相對(duì)誤差在10%之內(nèi)，這說明論文提出的無量綱表達(dá)方法可以較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相流動(dòng)情況.

4 結(jié) 論

(1)推導(dǎo)了空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相介質(zhì)流動(dòng)相似準(zhǔn)則，共有9個(gè)相似準(zhǔn)則數(shù)，包括了幾何條件相似和運(yùn)動(dòng)邊界條件相似等.

表7 無量綱表達(dá)式計(jì)算結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對(duì)比Tab.7 Comparison of the results between numerical method and dimensionless expression

(2)借助相似準(zhǔn)則和數(shù)值結(jié)果提出了空間發(fā)動(dòng)機(jī)氣相介質(zhì)流動(dòng)速度和壓力無量綱形式的計(jì)算通式.

(3)使用相關(guān)數(shù)值計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證了論文提出的空間發(fā)動(dòng)機(jī)推力室氣相流動(dòng)無量綱表達(dá)方法的準(zhǔn)確性，其預(yù)測(cè)誤差不超過10%.

[1] 楊立軍, 富慶飛, 王永濤. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴動(dòng)力學(xué)研究進(jìn)展[J]. 火箭推進(jìn), 2006, 32(6): 35-42.

YANG L J, FU Q F, WANG Y T. Review of evolvement on dynamics of injector of liquid rocket engine[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2006, 32(6): 35-42.

[2] 豐松江, 聶萬勝, 何浩波, 等. 氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴霧演化過程作用機(jī)理[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2010, 31(4): 1105-1109.

FENG S J, NIE W S, HE H B, et al. Study on mechanism controlling spray evolvement in a hydrogen/oxygen rocket engine[J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(4): 1105-1109.

[3] 何博, 聶萬勝, 豐松江, 等. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴霧液滴內(nèi)部流動(dòng)及傳熱數(shù)值模擬[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2011, 57(2):38-41.

HE B, NIE W S, FENG S J, et al. Internal flow and heat transfer numerical simulation of liquid rocket engine spray droplet[J]. Missiles and Space Vehicles, 2011, 57(2): 38-41.

[4] 聶萬勝, 莊逢辰. 噴霧特性對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性的影響[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2000, 21(3): 56-59.

NIE W S, ZHUANG F C. Effect of spray characteristic on the liquid rocket combustion stability[J]. Journal of Propulsion Technology, 2000, 21(3): 56-59.

[5] 聶萬勝, 莊逢辰. 推進(jìn)劑初始溫度影響液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性的數(shù)值模型[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2000(4): 32-37.

NIE W S, ZHUANG F C. A comprehensive numerical model for initial propellant temperature effecting liquid rocket engine combustion stability[J].Missiles and Space Vehicles, 2000(4): 32-37.

[6] 聶萬勝, 豐松江. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒動(dòng)力學(xué)模型與數(shù)值計(jì)算[M]. 北京：國(guó)防工業(yè)出版社,2011.

[7] 尹婷, 聶萬勝, 何浩波. 偏二甲肼液滴燃燒特性及影響因素實(shí)驗(yàn)研究[J]. 火箭推進(jìn). 2014, 40(5): 29-36.

YIN T, NIE W S, HE H B. Experimental study on combustion characteristics of UDMH droplet and influence factors on combustion[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2014, 40(5): 29-36.

[8] 尹婷, 聶萬勝, 吳高楊. 壓力振蕩環(huán)境下偏二甲肼液滴的燃燒特性[J]. 燃燒科學(xué)與技術(shù). 2016, 22(1): 56-63.

YIN T, NIE W S, WU G Y. Combustion characteristics of UDMH droplet under acoustic oscillation[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2016, 22(1): 56-63.

[9] 袁錦鳳.密相氣固兩相流流動(dòng)數(shù)值模擬及基于多物理場(chǎng)的傳感器建模方法研究[D].沈陽：東北大學(xué)，2013.

YUAN J F. Research on numerical simulation of dense phase gas-solid flow and sensor modeling based on multi-physics field[D]. Shenyang: Northeastern University, 2013.

[10] KUNE J. Similarity and modeling in science and engineering[M]. Springer Science & Business Media, 2012.

[11] 王黎珍, 史紀(jì)鑫, 鄭世貴. 推力器真空羽流熱效應(yīng)計(jì)算模型修正及誤差分析[J]. 航天器環(huán)境工程. 2014, 31(5): 483-488.

WANG L Z, SHI J X, ZHENG S G. The error analysis and the improvement of heating effect model of the thruster vacuum plume[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2014, 31(5): 483-488.

[12] YAWS C M. 氣體數(shù)據(jù)手冊(cè)[M]. 陶鵬萬，譯. 北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2003.

[13] 李云雁, 胡傳榮. 試驗(yàn)設(shè)計(jì)與數(shù)據(jù)處理[M]. 北京：化學(xué)工業(yè)出版社,2008.

DimensionlessExpressionofGasFlowintheThrustChamberofSpaceRocketEngine

SUN Hengchao1, LIU Min1, LV Hongjian1, WANG Lina2

(1.InstituteofTelecommunicationSatellite,ChinaAcademyofSpaceTechnology，Beijing100094，China；2.BeijingInstituteofSpacecraftEnvironmentEngineering,Beijing100094,China)

To explore a convenient expression of gas flow in the thrust chamber of space rocket engine, the similarity analysis of gas flow in the thrust chamber is carried out. Firstly, a numerical model is built to describe the gas flow in the thrust chamber, and the gas flow velocity and pressure are calculated under typical structure and operating conditions. Secondly, the similarity criteria of gas flow are derived based on dimensional analysis. The dimensionless expression method of gas flow velocity and pressure in thrust chamber is promoted with the similarity criteria. Then the numerical calculation under various structure and operating parameters is organized with an orthogonal design plan. Lastly, the dimensionless expression of gas flow velocity and pressure is obtained with the numerical results as input.

space rocket engine； combustion chamber； gas flow； numerical model； similarity criteria

2017-04-20

V434

A

1674-1579(2017)06-0072-07

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.06.012

孫恒超(1987—)，男，工程師，研究方向?yàn)榭臻g推進(jìn)技術(shù)研究；劉敏(1984—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)與衛(wèi)星姿態(tài)控制；呂紅劍(1981—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)技術(shù)；王莉娜(1985—)，女，工程師，研究方向?yàn)楹教炱髡婵张c檢漏技術(shù).