150 N氣氧/煤油發(fā)動機(jī)渦流冷卻技術(shù)試驗(yàn)

王 勇，巨 樂，楊偉東，洪 流

(1.西安航天動力研究所 液體火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710100；2.西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

液氧/煤油發(fā)動機(jī)作為新一代運(yùn)載火箭的主動力，為實(shí)現(xiàn)全箭推進(jìn)劑一體化，我國開展了氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)的研制工作，攻克了多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，但發(fā)動機(jī)的可靠點(diǎn)火和冷卻問題尚未較好地解決[1]。由于小推力氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸小，如采用煤油組織冷卻會帶來壁面及噴嘴出口積碳嚴(yán)重現(xiàn)象，而采用氣膜冷卻方法雖然達(dá)到了消除積碳的目的[2]，但燃燒效率不高，一般在0.85左右。

渦流冷卻是一種新型的推力室熱防護(hù)技術(shù)。渦流冷卻推力室內(nèi)部采用雙漩渦流動結(jié)構(gòu)組織燃燒，把雙組元推進(jìn)劑的摻混與燃燒限制在中心區(qū)，外渦流阻擋高溫燃?xì)馀c推力室內(nèi)壁面?zhèn)鳠?，使?nèi)壁面的熱載荷減小、溫度降低[3]。這種渦流冷卻技術(shù)有別于傳統(tǒng)的液體火箭發(fā)動機(jī)液(氣)膜冷卻技術(shù)，較冷的氧化劑在壁面附近形成旋渦，在到達(dá)頭部后才開始與燃料混合燃燒，理論上所有的氧化劑和燃料都會參與燃燒，不會降低比沖，并且可以有效地消除積碳的問題。因此，渦流冷卻推力室是氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)可選的方案之一。

目前，Orbital Technologies公司在渦流冷卻推力室的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、數(shù)值仿真[4-5]和熱態(tài)試驗(yàn)[6-7]方面作了較多研究工作。J. Arthur Sauer等以液氧和煤油為推進(jìn)劑研究了全尺寸渦流冷卻推力室的氧噴射、燃料噴射和點(diǎn)火技術(shù)[6]。Chiaverini M J等研究了氣氧/氣氫渦流冷卻推力室收縮比、不同燃料噴射方法對比沖效率影響[7]和氣氧/甲烷渦流冷卻推力室長徑比、氣氧噴注角度對燃燒效率影響[8]。Mark Anderson等采用PIV技術(shù)和數(shù)值模擬手段開展了凝膠渦流冷卻推力室冷態(tài)流場研究[9-10]。在DDT&E計(jì)劃下，ORBITEC公司已經(jīng)完成了GOX和GH2、GCH4、GCO以及LOX和GH2、RP-1、LC3H8多種無毒推進(jìn)劑組合的渦流冷卻推力室研究，推力量級覆含44.5 N～33.3 kN[11]。2011年，ORBITEC公司利用混合制造技術(shù)研制了渦流冷卻推力室Maelstrom G-25，用于空間姿軌控系統(tǒng)，并進(jìn)行了高空模擬試驗(yàn)[11]。Maicke B A等針對渦流冷卻推力室的雙旋流結(jié)構(gòu)開展了粒子軌跡理論分析[12]，并針對氣氧/氣氫渦流冷卻燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬研究[13]。

國內(nèi)在渦流冷卻推力室方面的研究工作開展時間不長，李家文等在數(shù)值計(jì)算[14]和結(jié)構(gòu)優(yōu)化[15]的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了氣氫/氣氧渦流冷卻推力室，并進(jìn)行了多次點(diǎn)火試驗(yàn)[16-17]和燃燒效率分析[18]。李恭楠等采用三維全尺寸計(jì)算模型，對渦流冷卻推力室開展了仿真研究，驗(yàn)證了推力室雙向渦旋流結(jié)構(gòu)[19-20]。孫得川等針對氣氧/甲烷渦流冷卻推力室的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，耦合?jì)算了其中的燃燒、流動和傳熱過程[21]。國內(nèi)主要開展了氣/氣渦流冷卻推力室研究工作，而氣/液渦流冷卻推力室因?yàn)橐后w燃料噴注、霧化、摻混和燃燒過程較為復(fù)雜，相關(guān)研究工作還未見報道。

本文針對150 N氣氧/煤油渦流冷卻推力室，結(jié)合理論分析和燃燒場數(shù)值仿真，開展了渦流冷卻技術(shù)可行性的試驗(yàn)驗(yàn)證工作，著重研究了可靠點(diǎn)火和冷卻技術(shù)。

1 渦流冷卻推力室設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)參數(shù)

參考俄羅斯“暴風(fēng)雪”號航天飛機(jī)和飛行號空射火箭上面級使用的氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)推力量級(單臺推力為200 N和100 N)，氣氧/煤油渦流冷卻推力室的設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。煤油選用火箭煤油RP-1。

表1 推力室設(shè)計(jì)參數(shù)

1.2 設(shè)計(jì)方案

氣氧/煤油渦流冷卻推力室總體方案如圖1所示，主要包括頭部、身部、氣噴嘴和噴管4部分。工作時，氣氧從燃燒室底部通過切向孔噴嘴進(jìn)入推力室，形成雙漩渦流動氣流；煤油通過噴注面板中心噴嘴進(jìn)入推力室，與內(nèi)渦流氣體在燃燒室中間的核心區(qū)進(jìn)行摻混、燃燒。

圖1 推力室結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure of thrust chamber

推力室頭部噴注面板采用半球形的平面結(jié)構(gòu)，減小了氧化劑旋流在頭部轉(zhuǎn)折點(diǎn)的總壓損失。為提高煤油的霧化摻混效果，燃料噴嘴采用一個敞口離心式噴嘴，置于噴注面板中央，噴注位置可通過旋轉(zhuǎn)套筒長度進(jìn)行調(diào)節(jié)。點(diǎn)火選用火花塞點(diǎn)火器，通過燃料噴嘴和點(diǎn)火器一體化設(shè)計(jì)，一方面簡化了頭部結(jié)構(gòu)，另一方面解決了燃燒室點(diǎn)火和點(diǎn)火器熱防護(hù)的問題。

借鑒氣/氣渦流冷卻燃燒室設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，氧化劑噴嘴采用8個周向均布的切向孔。噴嘴向上傾斜15°，增加了內(nèi)部渦流軸向速度，有助于提高推進(jìn)劑摻混效果，同時削減了切向旋流強(qiáng)度，縮短了燃料液滴完全蒸發(fā)前的徑向位移，保證燃料始終處于核心燃燒區(qū)。

1.3 推力室數(shù)值模擬

針對前述推力室設(shè)計(jì)方案，建立周期性對稱三維仿真模型。采用歐拉-拉格朗日坐標(biāo)系進(jìn)行噴霧燃燒數(shù)值模擬，即在Eulerian坐標(biāo)系下描述氣相控制方程，在Lagrangian坐標(biāo)系下描述液相控制方程。采用可壓縮理想氣體、平衡非絕熱PDF(概率密度模型)非預(yù)混燃燒模型、RNGk-ε湍流模型進(jìn)行仿真計(jì)算驗(yàn)證。煤油噴注采用離散型霧化模型，即直接采用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算噴霧尺寸分布。邊界條件采用氣氧質(zhì)量流量入口，壓力出口，無滑移的絕熱壁面以及周期性對稱界面。

渦流冷卻推力室內(nèi)的軸向速度和流線分布分別如圖2和圖3所示。從圖2中可以明顯看出，推力室圓柱段內(nèi)的軸向速度存在+-反向界面，說明在推力室內(nèi)形成了內(nèi)外雙漩渦結(jié)構(gòu)，內(nèi)旋流區(qū)域約占推力室直徑Dc的87.8%。從圖3可以看出，在燃燒室噴注面板兩側(cè)形成了穩(wěn)定的低速回流區(qū)，這有利于推進(jìn)劑摻混、可靠點(diǎn)火、火焰穩(wěn)定和提高燃燒效率。

圖2 推力室周向速度分布Fig.2 Axial velocity distribution in thrust chamber

圖3 推力室流線分布Fig.3 Streamline distribution in thrust chamber

推力室內(nèi)溫度和氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布云圖分別如圖4和圖5所示。從圖4可以看出，推力室高溫區(qū)域主要集中在燃燒室環(huán)形區(qū)域內(nèi)，兩側(cè)壁面附近的溫度較低，噴注面板附近溫度相對較高，而軸向中心存在低溫區(qū)，由推力室中部一直延伸至出口。

從圖5可以看出，在推力室側(cè)壁面和頭部附近的氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)較高，形成了一層保護(hù)膜，隔離了環(huán)形區(qū)域的高溫燃?xì)?，達(dá)到了冷卻目的。但是噴注面板附近的低速回流區(qū)不僅促進(jìn)了推進(jìn)劑摻混，而且增加了燃?xì)庠谠搮^(qū)域的停留時間，所以頭部溫度相對較高。綜合前述分析，燃燒化學(xué)反應(yīng)主要發(fā)生在內(nèi)外渦流的交界面附近，在燃燒室環(huán)形區(qū)域39%～81%Rc范圍內(nèi)。

圖4 推力室溫度分布Fig.4 Temperature distribution in thrust chamber

圖5 推力室氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.5 O2 mass fraction distribution in thrust chamber

通過仿真計(jì)算，驗(yàn)證了氣氧/煤油渦流冷卻推力室方案設(shè)計(jì)的合理性，頭部及噴嘴設(shè)計(jì)能實(shí)現(xiàn)推力室可靠點(diǎn)火和有效冷卻。分析表明，液態(tài)燃料的噴注位置、速度和方向直接影響雙漩渦結(jié)構(gòu)的形成，選擇不當(dāng)將導(dǎo)致燃燒室的燒蝕。

2 推力室試驗(yàn)件及熱試系統(tǒng)

2.1 推力室試驗(yàn)件

推力室試驗(yàn)件如圖6所示，水平固定于試驗(yàn)臺架，推力室頭部、圓柱段及氣噴嘴均采用不銹鋼1Cr18Ni9Ti，在800～900 ℃以下的空氣及燃燒產(chǎn)物的氣氛中具有穩(wěn)定的抗氧化性，連續(xù)工作時，鋼在900 ℃以下是穩(wěn)定的，能滿足推力室噴管以上部件的工作要求。噴管采用銅熱沉結(jié)構(gòu)，具有良好的導(dǎo)熱性，噴嘴延長段采用高溫合金GH5188，在1 100 ℃以下具有穩(wěn)定的抗氧化性，均能滿足發(fā)動機(jī)工作要求。沿燃燒室軸線方向布置室壓測點(diǎn)和壁溫測點(diǎn)。

圖6 渦流冷卻推力室實(shí)物圖Fig.6 Picture of vortex-cooled thrust chamber

2.2 試驗(yàn)系統(tǒng)

試驗(yàn)系統(tǒng)原理示意圖如圖7所示。煤油經(jīng)高壓氮?dú)鈹D壓后供給燃燒室，氧氣瓶組中的氧氣經(jīng)自動減壓閥減壓后供給燃燒室，并在煤油路和氧氣路的噴前各設(shè)一路氮?dú)獯党?。煤油流量通過改變儲箱增壓氮?dú)獾膲毫碚{(diào)節(jié)，氧氣流量通過改變孔板前氧氣壓力來調(diào)節(jié)。

圖7 試驗(yàn)系統(tǒng)原理圖Fig.7 Schematic diagram of experimental system

煤油路中的壓力測點(diǎn)包括pf1，pf2和pf3，分別測量煤油路儲箱壓力、流量計(jì)后壓力和噴前壓力，煤油流量Qf通過科氏力流量計(jì)直接測量。氧氣路壓力測點(diǎn)包括po1，po2，po3和po4，分別測量氧氣路氣源壓力、減壓閥后壓力、孔板前壓力和噴前壓力，氧氣流量是利用標(biāo)定孔板計(jì)算得到。燃燒室室壓測點(diǎn)為pc，試驗(yàn)采用火花塞點(diǎn)火，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)頻率為1 kHz。

2.3 點(diǎn)火時序

針對氧氣和煤油供應(yīng)系統(tǒng)進(jìn)行填充冷調(diào)，排定點(diǎn)火時序，確保在氧氣噴前建壓90%時，煤油噴前開始建壓。經(jīng)多次冷態(tài)調(diào)試確定試驗(yàn)點(diǎn)火時序如圖8所示，先采用氮?dú)鈱?yīng)系統(tǒng)管路、燃燒室進(jìn)行吹除，吹除氣關(guān)閉后同時打開點(diǎn)火器和氧化劑閥，隨后打開燃料閥，點(diǎn)火器工作1 s后結(jié)束；燃料閥保持開啟一定時間后，同時關(guān)閉燃料閥和氧化劑閥，燃燒室工作結(jié)束，通過氮?dú)膺M(jìn)行吹除。綜合冷調(diào)測試時，按設(shè)置的點(diǎn)火時序進(jìn)行，但點(diǎn)火器不工作。

圖8 試驗(yàn)點(diǎn)火時序Fig.8 Ignition sequence in experiment

3 熱試結(jié)果及分析

3.1 熱試結(jié)果

圖9是燃燒室冷態(tài)調(diào)試的壓力、流量測量曲線，煤油充填時，存在水擊壓力振蕩，其他數(shù)據(jù)較為平穩(wěn)。

圖9 冷態(tài)調(diào)試試驗(yàn)測量曲線Fig.9 Measured data of cold-flow experiment

圖10和圖11分別是冷態(tài)調(diào)試、燃燒室工作時間4.5 s時的壓力、流量測量曲線和熱試錄像截圖。從圖10中曲線可以看出，在燃料進(jìn)入燃燒室瞬間，燃燒室開始建壓，證實(shí)點(diǎn)火可靠，在燃燒初始階段，出現(xiàn)了點(diǎn)火壓力峰，隨后室壓在一定范圍內(nèi)保持穩(wěn)定，直至關(guān)機(jī)吹除。通過熱試錄像可以觀測到，燃燒室在起動過程中出口火焰不穩(wěn)定，而后穩(wěn)定工作時，火焰穩(wěn)定性較好。

表2是燃燒室穩(wěn)定工作后試驗(yàn)結(jié)果，混合比為2.98，接近當(dāng)量燃燒，如氣氧和煤油完全燃燒，則理論燃?xì)鉁囟仁? 353.5 K，遠(yuǎn)大于不銹鋼的極限溫度。而在燃燒室工作4.5 s時，穩(wěn)定后的壁面測量溫度較低，約335 K。

圖10 熱態(tài)試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)曲線Fig.10 Measured data of ignition experiment

圖11 熱態(tài)試驗(yàn)圖像Fig.11 Picture of ignition experiment

3.2 熱試結(jié)果分析

3.2.1 點(diǎn)火及冷卻效果

在多次點(diǎn)火試驗(yàn)中，推力室均正常點(diǎn)火，結(jié)合仿真可知，噴注面板半球形的平面結(jié)構(gòu)、噴嘴與點(diǎn)火器一體化設(shè)計(jì)，并處于噴注面板中間，使點(diǎn)火器附近形成的低速回流區(qū)和富燃區(qū)均利于氣氧/煤油推進(jìn)劑的點(diǎn)火。

分解后的燃燒室身部與頭部如圖12所示，圓柱段內(nèi)壁表面和噴注面板均無過多積碳和燒蝕。而在噴嘴側(cè)壁面出現(xiàn)少量積碳，分析是冷態(tài)調(diào)試造成了煤油在燃燒室內(nèi)積聚，未吹除干凈，從而在點(diǎn)火瞬間在壁面附近的低速回流區(qū)形成積碳。煤油噴嘴延伸段由于過熱變成了暗紅色，主要是因?yàn)槿紵覂?nèi)燃?xì)庠谘由於胃浇纬煞€(wěn)定渦流，火焰穩(wěn)定在此處，溫度較高，與仿真溫度場分布結(jié)果一致。

熱試結(jié)果證實(shí)，在推力室內(nèi)形成了雙漩渦結(jié)構(gòu)，氣氧外渦流阻擋高溫燃?xì)馀c推力室內(nèi)壁面和頭部面板傳熱，使溫度較低，氣氧形成的氣膜冷卻效果較好。

3.2.2 熱試燃燒室壓力

通過對比圖9和圖10冷熱態(tài)測量數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)燃燒室起動過程中，煤油噴前壓力變化過程均出現(xiàn)峰值，這是由燃料閥打開后在煤油頭腔產(chǎn)生的水擊效應(yīng)造成的。因此，可以判斷出：燃燒室在開始建壓的初始階段壓力峰是由煤油噴前的水擊效應(yīng)引起的。

通過對圖10中的煤油噴前壓力和室壓測量穩(wěn)定段曲線進(jìn)行局部放大，如圖13所示，可以看出，自燃燒室開始建壓，室壓曲線均在一定范圍內(nèi)振蕩，壓力振蕩峰-峰值為0.089 MPa，約為平均室壓的16%；煤油噴前壓力曲線在燃燒室進(jìn)入穩(wěn)定工作時同樣出現(xiàn)壓力振蕩，峰-峰值為0.022 MPa，約為平均噴前壓力的3.8%；而氧氣噴前壓力曲線未出現(xiàn)振蕩，此時壓力為0.96 MPa，氧噴嘴處于亞臨界流動狀態(tài)。因此，煤油噴前壓力振蕩是由室壓振蕩引起的，而氧噴前壓力并沒有受到影響。室壓測量位置處于燃燒室外渦流壁面區(qū)域，并不能準(zhǔn)確反映出內(nèi)渦流核心燃燒區(qū)的實(shí)際壓力變化情況。

燃燒室室壓的振蕩與煤油重復(fù)性的噴注、堆積、蒸發(fā)、混合和爆燃過程的復(fù)雜機(jī)制相關(guān)，與文獻(xiàn)[4]中測量數(shù)據(jù)變化規(guī)律接近。但本文中的室壓振蕩頻率較高，這與室壓測量方法、位置和數(shù)據(jù)采集頻率均相關(guān)，這種現(xiàn)象還需要采用新的壓力測量手段，并結(jié)合高速相機(jī)拍攝進(jìn)行全面的分析。

圖13 圖10試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線的局部放大Fig.13 Enlarge of partial pressure curves in figure 10

渦流冷卻推力室中氣液的摻混燃燒過程復(fù)雜，目前的試驗(yàn)數(shù)據(jù)尚不能揭示室壓振蕩機(jī)理，渦流結(jié)構(gòu)優(yōu)化、燃燒效率的計(jì)算及提升和燃燒室壁面的耦合傳熱分析均還需要開展更為詳細(xì)的仿真和試驗(yàn)研究。

4 結(jié)論

本文針對150 N小推力氣氧/煤油發(fā)動機(jī)開展了渦流冷卻技術(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證工作，經(jīng)數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，主要得到以下結(jié)論：

1)數(shù)值模擬和試驗(yàn)均驗(yàn)證了小推力氣氧/煤油推力室內(nèi)外雙漩渦結(jié)構(gòu)的存在與渦流冷卻技術(shù)的可行性。

2)內(nèi)旋流區(qū)域約占燃燒室直徑Dc的87.8%，燃燒化學(xué)反應(yīng)發(fā)生在39%～81%Rc的環(huán)形區(qū)域。

3)氣氧形成的渦流結(jié)構(gòu)能夠有效地保護(hù)推力室壁面和頭部，并能有效地減少積碳。

4)噴注面板半球形的平面結(jié)構(gòu)和點(diǎn)火器噴嘴一體化設(shè)計(jì)保證了煤油的霧化、摻混、可靠點(diǎn)火以及對點(diǎn)火器的保護(hù)，實(shí)現(xiàn)了氣液的良好摻混，燃燒相對穩(wěn)定，燃燒效率得到提高。