劉曉偉，姚明明，李佳明，曹 晶，曲海軍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

為延長空間飛行器壽命和增加有效載荷，對姿軌控發(fā)動機真空比沖和結(jié)構(gòu)質(zhì)量提出了越來越高的要求。隨著新材料、新工藝和噴注器技術(shù)的不斷發(fā)展和應用，國內(nèi)外液體雙組元軌控發(fā)動機技術(shù)性能均在不斷提高。歐美等西方發(fā)達國家研制的高性能空間發(fā)動機逐漸用錸/銥合金、鉑合金代替了鈮合金，從而為達到更高的比沖提供了保障[1-3]。最為典型的是美國Marquardt公司（現(xiàn)屬Aerojet公司）研制的R-4D系列445 N軌控發(fā)動機[4-8]。20世紀 60年代為載人登月研制的R-4D-7發(fā)動機真空比沖僅2 813 m/s，新研制的R-4D-16真空比沖已達到3 205 m/s，比沖提高了14%。由于采用新型錸-銥材料燃燒室和噴注器的精細化設計，R-4D-15 445 N軌控發(fā)動機燃燒效率高達99%。國內(nèi)高性能發(fā)動機技術(shù)也取得了較大進展，國內(nèi)研制的第1代490 N遠地點發(fā)動機1994年首飛，真空比沖為2 989 m/s；第2代490 N遠地點發(fā)動機2012年首飛，真空比沖提高至3 087 m/s；正在研制的第3代490 N發(fā)動機設計真空比沖為3 165 m/s[9-10]。

1 000 N軌控發(fā)動機采用陶瓷基復合材料（Cf/SiC）身部。頭部為鈦合金材料，與陶瓷基復合材料身部采用獨特的陶瓷-金屬連接結(jié)構(gòu)。熱試車結(jié)果表明，1 000 N發(fā)動機燃燒效率不低于96%，真空比沖約3 169 m/s，長程試車后發(fā)動機結(jié)構(gòu)完好。

1 發(fā)動機技術(shù)方案

1 000 N發(fā)動機采用NTO/MMH推進劑，發(fā)動機由電動氣閥和推力室組成。推力室質(zhì)量≤2.5 kg，主要技術(shù)參數(shù)見表1。

1.1 噴注器

噴注器是發(fā)動機的核心部件，決定了發(fā)動機的燃燒效率、熱防護效果和燃燒穩(wěn)定性。常見的噴注器類型包括直流互擊式噴注器、層板式噴注器、針栓式噴注器和離心式噴注器，如美國R-4D系列445 N直流互擊式噴注器發(fā)動機[4-8]、航天飛機軌道機動27 kN層板噴注器發(fā)動機，歐洲400 N離心式噴注器發(fā)動機。1 000 N發(fā)動機采用設計和工藝均較為成熟的直流互擊式噴注器結(jié)構(gòu)。

表1 1 000 N發(fā)動機主要技術(shù)參數(shù)Tab.1 Primary parameters of 1 000 N engine

為提高燃燒效率，主要采取了2項措施：①選取較多的噴注對數(shù)，使霧化顆粒更小，混合更加均勻（美國R-4D系列445 N直流互擊式噴注器發(fā)動機提高燃燒效率的措施之一就是將噴注對數(shù)由8對增加到16對，增加后每個噴注單元對應的推力為27.8 N。1 000 N發(fā)動機選取較多的噴注對數(shù)，噴注單元的推力比445 N發(fā)動機略小，有助于實現(xiàn)更高的燃燒效率）；②對噴注對設計參數(shù)進行優(yōu)化設計，使魯泊數(shù)、孔徑比等設計參數(shù)合理匹配。

噴注面邊緣布置傾斜于燃燒室內(nèi)壁面的燃料冷卻孔，從而形成液膜冷卻。大量研究表明，在冷卻液流量相同的情況下，不同冷卻孔角度對冷卻效果有重大影響[11]。1 000 N發(fā)動機選擇了2種角度的冷卻孔，2種角度冷卻孔交替配置，以便兼顧燃燒室入口端和喉部附近的冷卻。

噴注器周向邊緣布置了聲腔，以避免發(fā)動機出現(xiàn)高頻不穩(wěn)定燃燒，抑制目標頻率為一次切向振型。聲腔采用帶過盈的1/4圓弧進口，為軸向聲槽結(jié)構(gòu)。這種聲腔的優(yōu)點是聲腔開口面積相對較大，燃燒穩(wěn)定性裕度高；缺點是身部進口結(jié)構(gòu)相對復雜，頭身對接部位溫度較高。

噴注器生產(chǎn)過程中進行了氦質(zhì)譜儀檢漏試驗和氣密試驗，檢查合格后進行了撞擊霧化試驗，見圖1。撞擊霧化試驗表明，噴注器實際參數(shù)與設計值基本吻合，霧化顆粒度小，流場分布均勻。

圖1 噴注器撞擊霧化照片F(xiàn)ig.1 Atomization effect of injector

1.2 發(fā)動機身部

高溫抗氧化材料一直是制約火箭發(fā)動機性能提高的瓶頸。國外先后研發(fā)了鈮合金材料、錸/銥材料、陶瓷材料（包括Si3N4陶瓷材料、Cf/SiC陶瓷基復合材料和超高溫陶瓷基復合材料）和鉑銠合金材料等。美國Aerojet公司研發(fā)的490 N發(fā)動機和TRW公司研發(fā)的454 N發(fā)動機均采用錸/銥材料，歐洲EADS Astrium公司研發(fā)的400 N發(fā)動機采用鉑銠合金材料，雖然不具備錸/銥材料那樣高的抗高溫性能，但比鈮合金使用溫度高出200℃左右，最大優(yōu)點是不需要任何涂層，具有較好的抗高溫性能。EADS Astrium公司研發(fā)的500 N發(fā)動機采用Cf/SiC復合材料身部，該發(fā)動機以NTO/MMH為推進劑，設計室壓為1 MPa，額定真空比沖325 s[9-10]?？紤]到錸/銥合金和鉑合金密度高且價格昂貴，1 000 N軌控發(fā)動機身部采用Cf/SiC陶瓷基復合材料。

陶瓷-金屬連接關(guān)鍵技術(shù)是陶瓷基復合材料工程化應用的核心。主要難點在于：SiC基體原子間為共價鍵結(jié)構(gòu)，而金屬材料原子間為離子鍵結(jié)構(gòu)，這增加了兩者進行化學結(jié)合的難度；Cf/SiC復合材料與金屬材料熱膨脹系數(shù)差異較大且浸潤性差，難以形成可靠的物理連接，而且高溫工作時容易產(chǎn)生較大的熱應力。美國Ultramet公司研制的復合材料身部與金屬頭部連接采用了化學氣相沉積（CVD）鈮技術(shù)。歐洲EADS Astrium公司研發(fā)的500 N也采用了該技術(shù)實現(xiàn)了Cf/SiC復合材料身部與金屬頭部的連接。俄羅斯Kompozit研究所在Cf/SiC復合材料與金屬連接技術(shù)上獨辟蹊徑，其研制了與Cf/SiC復合材料等熱膨脹率的鈦合金，然后通過CVI工藝在連接環(huán)與Cf/SiC復合材料制品之間的縫隙內(nèi)沉積SiC，從而實現(xiàn)Cf/SiC復合材料與金屬的緊密結(jié)合。1 000 N發(fā)動機采用獨特的陶瓷和金屬的釬焊連接，并經(jīng)過了熱試車考核。

2 工作過程仿真及優(yōu)化設計

為提高發(fā)動機比沖性能，利用數(shù)值仿真方法對噴注對設計參數(shù)、冷卻液膜量、特征長度等影響燃燒效率的主要參數(shù)進行了分析，獲得了優(yōu)化的設計方案，并預估了燃燒效率和溫度特性，以便在比沖性能提高的同時仍然具有足夠的工作壽命和可靠性。仿真優(yōu)化設計主要包括：噴注器單孔流量均勻性仿真、冷卻設計參數(shù)仿真、特征長度對燃燒效率和溫度的影響分析等。

2.1 噴注器單孔流量均勻性仿真

對燃料路和氧化劑路均采取等靜壓設計，對其進行仿真和腔道結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計。優(yōu)化后燃料路主孔最大相對偏差為-1.9%～+1.6%，冷卻孔單孔流量最大相對偏差為-3.0%～+3.0%；氧化劑路單孔流量最大相對偏差為-1.8%～+1.7%。2種推進劑的單孔流量均勻性均較好。

2.2 冷卻液百分比初步選取

對不同冷卻液百分比下的氣壁溫和燃燒效率進行數(shù)值法估算，為冷卻液百分比選取提供初步的參考。估算結(jié)果見表2。

表2 估算的燃燒效率和氣壁溫隨冷卻液百分比的變化情況Tab.2 Variation of estimated combustion efficiency and gas wall temperature with percentage of cooling liquid

考慮到Cf/SiC陶瓷噴管的SiC涂層在高溫作用下會形成SiO2保護膜，若氣壁溫過高則會影響涂層工作可靠性。兼顧溫度和燃燒效率，初步選取冷卻液百分比為26%。

2.3 特征長度選取

根據(jù)選取的冷卻液百分比，開展不同特征長度下的燃燒仿真計算。圖2和圖3為特征長度為600 mm時燃氣團壓力分布和燃氣團表面溫度分布情況。考慮到結(jié)構(gòu)尺寸相同、流量相同的條件下，燃燒效率與室壓成線性比例關(guān)系，本文采用仿真計算的燃燒室壓力與設計壓力的比值，表征仿真計算的燃燒效率。經(jīng)過計算，特征長度為550 mm時，燃燒效率仿真值約為95.2%，對應真空比沖約為3 123 m/s；特征長度為600 mm時，燃燒效率仿真值約為96.2%，對應真空比沖約為3 157 m/s。

圖2 特征長度為600 mm時燃氣團溫度分布（最高溫度3 257～3 491 K，均值為3 374 K）Fig.2 Distribution of hot gas temperature when characteristic length of chamber is 600 mm（the highest temperature is 3 257～3 491 K,and the average temperature is 3374 K）

圖3 特征長度為600 mm時燃氣團壓力分布（燃燒室壓力0.765～0.77 MPa，均值為0.767 5 MPa）Fig.3 Distribution of hot gas pressure when characteristic length of chamber is 600 mm（chamber pressture is 0.765～0.77 MPa,and average pressure is 0.767 5 MPa）

2.4 傳熱計算

根據(jù)前文選取的冷卻液參數(shù)和特征長度，對噴管進行傳熱計算，以確認參數(shù)選取是否合理。

噴管內(nèi)壁的傳熱邊界條件按照如下方法給定。噴管內(nèi)壁從高溫燃氣得到的熱流為：

式中：qr為高溫燃氣對噴管的輻射熱流，qc為對流熱流，h為對流傳熱系數(shù)，Tad為絕熱壁溫，Twg為噴管內(nèi)壁溫度。采用ANSYS計算時，令

故而

于是在噴管內(nèi)壁只需要設置一個對流邊界即可描述對流與輻射的總熱流及其與壁溫之間的耦合關(guān)系。

2.4.1 穩(wěn)態(tài)計算結(jié)果

穩(wěn)態(tài)計算結(jié)果見圖4和圖5。

圖4 1 000 N發(fā)動機噴管內(nèi)壁面溫度分布曲線Fig.4 Distribution of interior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

圖5 1 000 N發(fā)動機噴管外壁面溫度分布曲線Fig.5 Distribution of exterior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

由圖4和圖5中可以看出，1 000 N發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時噴管內(nèi)外壁最高溫度均位于喉部附近，內(nèi)壁溫最高約為1 570℃，外壁溫最高約為1 305℃，內(nèi)外壁溫均在Cf/SiC陶瓷材料的許用溫度范圍內(nèi)。

2.4.2 熱返浸計算結(jié)果

熱返浸計算結(jié)果見圖6。

圖6 1 000 N發(fā)動機法蘭盤溫度分布曲線Fig.6 Temperature distribution of flange on 1 000 N engine

由計算結(jié)果可以看出，熱返浸過程中法蘭盤溫度先升高再降低，最高溫度為78.2℃，能夠滿足電動氣閥可靠工作的溫度要求。

2.5 小結(jié)

通過仿真計算，對主孔流量均勻性、冷卻液參數(shù)和特征長度選取是否合理進行了確認。結(jié)果表明：優(yōu)化后的集液腔結(jié)構(gòu)設計合理，燃料路和氧化劑路單孔流量偏差均較小；選取的冷卻液參數(shù)和特征長度合理，對應的燃燒效率仿真值約為96.2%，真空比沖約為3 157 m/s，陶瓷噴管內(nèi)壁溫最高約為1 570℃，外壁溫最高約為1 305℃，能夠滿足發(fā)動機可靠性工作和比沖性能要求。

3 熱試驗證

依據(jù)仿真優(yōu)化后的設計參數(shù)，進行產(chǎn)品加工和試驗。發(fā)動機累計點火時間1 354 s，單次最長工作時間1 000 s，工作過程中，室壓流量曲線平穩(wěn)，長程試車后發(fā)動機結(jié)構(gòu)完好。

試車數(shù)據(jù)表明：

1）1 000 N發(fā)動機燃燒效率約為96.6%，在預計噴管效率97%的條件下（根據(jù)以往同類發(fā)動機實際試驗結(jié)果統(tǒng)計得出），計算真空比沖約為3 169 m/s，滿足任務指標要求。

2）1 000 N/1.64工況點火時，喉部外壁面溫度為1 328℃，經(jīng)過了1 000 s長程考核。實測喉部外壁溫度與仿真值差異不大。

圖7為1 000 N發(fā)動機工作參數(shù)曲線，圖8為發(fā)動機試車照片。

圖7 1 000 N發(fā)動機工作參數(shù)曲線Fig.7 Operation parameters of 1 000 N engine

圖8 1 000 N發(fā)動機試車照片F(xiàn)ig.8 Picture of 1 000 N engine in testing

4 結(jié)束語

發(fā)動機研制過程中，工作過程仿真對于優(yōu)化選取各個設計參數(shù)至關(guān)重要。工作過程仿真包括噴注器流量均勻性、燃燒過程及傳熱等模塊。1 000 N發(fā)動機通過對上述模塊的仿真，對頭部結(jié)構(gòu)設計、冷卻液參數(shù)、特征長度等參數(shù)進行了優(yōu)化選取并經(jīng)過了熱試車考核。發(fā)動機燃燒室外壁溫、燃燒效率的仿真值均與測量值基本相當，燃燒效率實測值96.6%，真空比沖約3 169 m/s。

后續(xù)還需進一步開展以下工作：

1）開展發(fā)動機高可靠、長壽命考核，以滿足長工作壽命航天器的需求。

2）國外典型液體遠地點發(fā)動機主要特點為燃燒效率高，其不同形式的噴注器均能接近100%的燃燒效率。為滿足未來空間飛行器對推進系統(tǒng)的性能要求，還需從高性能噴注器、抗高溫氧化材料等方面繼續(xù)開展研究。

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