黃仕啟,李錦江,孫慧娟

(北京航天動力研究所，北京 100076)

某型膨脹循環(huán)發(fā)動機高空模擬試驗方案研究

黃仕啟,李錦江,孫慧娟

(北京航天動力研究所，北京 100076)

某型膨脹循環(huán)發(fā)動機在研制初期基于環(huán)境壓力可能對膨脹循環(huán)發(fā)動機起動加速性有較大影響的考慮，采用了全程主動引射高空模擬試驗方案，試驗結(jié)果顯示環(huán)境壓力對發(fā)動機起動加速性的影響較小。發(fā)動機室壓和噴管面積比是影響引射方式的主要參數(shù)，該型膨脹循環(huán)發(fā)動機與采用被動引射的某型燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機參數(shù)相當，這為該型膨脹循環(huán)發(fā)動機采用被動引射提供了可能，并對膨脹循環(huán)發(fā)動機采用被動引射高空模擬試驗方案的可行性進行仿真研究。

膨脹循環(huán)發(fā)動機；高空模擬；主動引射；被動引射

0 引言

上面級發(fā)動機為了提高發(fā)動機的比沖通常采用面積比較大的噴管，而受環(huán)境壓力的影響，大面積比噴管在地面試驗時會處于不滿流的工作狀態(tài)，無法獲得發(fā)動機的高空性能，所以上面級發(fā)動機需要進行高空模擬試驗，使發(fā)動機在模擬高度的壓力環(huán)境下處于滿流狀態(tài)，獲得發(fā)動機在高空工作時的推力、比沖等性能參數(shù)。

發(fā)動機的高空模擬試驗方式有兩種(如圖1所示)：一是被動引射，由發(fā)動機和超音速擴壓器組成，是應用較為簡單的高空模擬試驗方式，屬于自身引射裝置，可靠性高，但只能用于發(fā)動機的低高空環(huán)境模擬中，我國某型燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機(噴管面積比ε=80)采用該種形式的引射系統(tǒng)；二是主動引射，由超音速擴壓器接蒸汽引射系統(tǒng)組成，能夠模擬較低的高空環(huán)境壓力，一般用于具有大面積比噴管的發(fā)動機高空模擬試驗中，歐洲VINCI發(fā)動機(噴管面積比ε=243)采用該種形式的引射系統(tǒng)。

某型膨脹循環(huán)發(fā)動機在研制初期基于環(huán)境壓力可能對膨脹循環(huán)發(fā)動機起動加速性有較大影響的考慮采用了全程主動引射高空模擬試驗方案，試驗結(jié)果顯示環(huán)境壓力對發(fā)動機起動加速性的影響較小。而對于影響引射方案的發(fā)動機室壓和噴管面積比等參數(shù)，該膨脹循環(huán)發(fā)動機與采用被動引射方案的某型燃發(fā)器循環(huán)發(fā)動機基本相當，這為該膨脹循環(huán)發(fā)動機采用被動引射試驗方案提供了可能。因此基于簡化試驗系統(tǒng)的考慮，本文以某型膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射高空模擬試驗方案為研究對象，對其采用被動引射方案的可行性進行仿真研究。

1 被動引射系統(tǒng)的工作原理

發(fā)動機點火后，燃氣從噴管排出，隨著燃燒室壓力的升高，燃氣在噴管喉部達到音速，燃燒室壓力進一步升高，噴管內(nèi)的正激波會從喉部向出口移動，當正激波離開噴管出口，在引射器收縮段起始位置發(fā)出斜激波，此斜激波在二次喉道起始段附近相交并反射，形成反射斜激波，該反射斜激波打在管道壁面上，由于激波附面層干擾，引起附面層分離，形成反射激波，而后又形成一系列復雜的激波系，這些波系對超音速氣流起減速增壓的作用，并最終從超音速流動變?yōu)閬喴羲倭鲃?，而壓力?jīng)擴張段作用后進一步升高，在出口接近環(huán)境壓力，直至在遠場達到環(huán)境壓力。引射器內(nèi)激波系分布示意圖如圖2所示。激波系在引射器內(nèi)的傳播會產(chǎn)生低壓區(qū)，噴管周圍的空氣便與超音速氣流一起被驅(qū)開，即受到超音速氣流的引射而被排到大氣中。因此，利用發(fā)動機和引射器的組合工作，就能在噴管周圍產(chǎn)生并保持低壓環(huán)境，使噴管處于滿流工作狀態(tài)。

2 膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射試驗方案

2.1 某型燃發(fā)器循環(huán)發(fā)動機被動引射試驗仿真

某型燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機被動引射試驗系統(tǒng)如圖1(a)所示，對該試驗系統(tǒng)進行仿真分析。圖3為發(fā)動機起動過程中真空艙壓力隨發(fā)動機室壓的變化曲線，真空艙壓力可表征引射系統(tǒng)的抽吸速度，計算獲得的引射系統(tǒng)的抽吸速度稍高于發(fā)動機實測值，但變化趨勢基本一致，即真空艙壓力隨著發(fā)動機的起動會出現(xiàn)先上升再下降的變化過程。

仿真計算的引射器抽吸速度高于試驗測試值，主要原因是計算模型與發(fā)動機試驗狀態(tài)存在以下幾個方面的差異：

1)噴管出口與擴壓器內(nèi)壁間隙δ的影響

該間隙的大小影響擴壓器的極限真空度和起動速度，間隙越小，真空度越高，但起動速度會變慢。計算模型中該間隙取設計值41.5 mm，而試車中的實測值為32 mm，并且存在一定的偏心度，該差異會引起起動速度變慢。

2)噴管冷卻

額定工況下，有約200 g/s的氣氫冷卻大噴管后排入機艙，在擴壓器的起動過程中，部分噴管冷卻氣氫可能會成為擴壓器的負載，從而引起擴壓器的起動速度變慢。

3)燃氣物性

起動過程中燃氣的物性對擴壓器的起動特性具有一定影響，尤其是燃氣比熱和絕熱指數(shù)，為簡化計算在仿真過程中燃氣比熱和絕熱指數(shù)均設置為固定值。

4)機艙泄漏

工作過程中機艙可能存在泄漏，外界空氣進入機艙，引起引射負載增加，引起起動速度變慢。

5)減壓閥耗氣、吹除氣體

發(fā)動機起動前期會進行機艙吹氮氣、推力室和發(fā)生器氧頭腔高壓吹氦氣，并且發(fā)動機工作過程中減壓閥全程耗氣，該部分引射負載在計算中未考慮，也會引起起動速度變慢。

被動引射系統(tǒng)起動過程中溫度和馬赫數(shù)分布如圖4所示。被動引射系統(tǒng)隨發(fā)動機室壓的快速爬升而起動，起動初期0.13 s時刻溫度云圖顯示存在燃氣瞬時返入機艙的現(xiàn)象，在實際試車中通過機艙溫度測點可監(jiān)測到該現(xiàn)象，但燃氣返艙時間短，隨著發(fā)動機工況的爬升該部分燃氣很快被引射，不會對發(fā)動機正常起動產(chǎn)生影響。

計算模型與實際試驗系統(tǒng)存在差異的因素會引起仿真獲得的起動速度稍快于試驗測試值，但不會影響擴壓器的最終起動，并且計算模型很好的捕捉到了起動過程中燃氣返艙的過程，所以該計算模型具有較高的準確度，可用于定性研究被動引射系統(tǒng)的起動特性。

2.2 某型膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射試驗仿真

利用某型燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機被動引射系統(tǒng)建立的計算模型進行膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射系統(tǒng)的工作過程仿真。

圖5為膨脹循環(huán)發(fā)動機起動初級階段0～0.9 s內(nèi)的溫度和馬赫數(shù)分布，該階段發(fā)動機室壓低于0.2 MPa，流動狀態(tài)的特點：

1)該階段發(fā)動機內(nèi)燃氣基本為流動能量較弱的亞音速狀態(tài)，在噴管和擴壓器內(nèi)處于自由擴散狀態(tài)，燃氣引射能力較弱；

2)高溫燃氣通過噴管與擴壓器的間隙回流至機艙內(nèi)，使機艙處于高溫燃氣環(huán)境中，對發(fā)動機的正常工作帶來不利影響。

膨脹循環(huán)發(fā)動機起動過程中1.0～1.9 s溫度和馬赫數(shù)分布(圖6)，發(fā)動機起動0.9 s后室壓快速爬升，燃氣主流很快達到超音速后具有一定引射能力，機艙壓力降低，擴壓器進入快速起動階段。在此過程中由于燃氣流量快速增加會有燃氣瞬時返入機艙，隨著工況提高，燃氣引射能力增強，返入機艙的燃氣會被迅速引射至擴壓器，該現(xiàn)象與燃發(fā)器循環(huán)發(fā)動機的起動過程類似，不會對發(fā)動機的正常工作產(chǎn)生影響。

膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射計算表明，依靠發(fā)動機后期工況的快速爬升擴壓器可完成起動，但在發(fā)動機整個起動初期0～0.9 s內(nèi)(圖5)高溫燃氣會回流至機艙，使發(fā)動機處于較長時間的高溫燃氣環(huán)境中，可能會對發(fā)動機的正常工作產(chǎn)生不利影響，對發(fā)動機的熱防護帶來挑戰(zhàn)。

2.3 膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射試驗

針對膨脹循環(huán)發(fā)動機起動初期機艙會處于高溫燃氣狀態(tài)的問題，擬采取在起動初期機艙吹氮的方式在機艙內(nèi)部建立正壓環(huán)境，防止處于自由擴散狀態(tài)的高溫燃氣進入機艙對發(fā)動機造成影響。

計算表明，機艙吹氮氣后在機艙內(nèi)形成一定的正壓，高溫燃氣無法進入機艙，為發(fā)動機提供了很好的工作環(huán)境。在發(fā)動機起動0.9 s后關(guān)閉機艙吹氮，被動引射系統(tǒng)依靠發(fā)動機工況的快速爬升而起動。

圖7為被動引射系統(tǒng)主級工作段馬赫數(shù)分布，可以看到引射系統(tǒng)主級段激波系的第一波陣面位于二次喉道擴壓器的中后部，表明擴壓器工作正常，并且具有較高的工作穩(wěn)定裕度。

3 結(jié)論

本文借助經(jīng)過試驗驗證的高空模擬試驗系統(tǒng)數(shù)值仿真模型對膨脹循環(huán)發(fā)動機被動引射高空模擬試驗方案進行仿真研究。

1)膨脹循環(huán)發(fā)動機由于其自身起動方式的特殊性，起動過程中存在較長時間的低工況工作階段，該工況下燃氣基本不具備引射能力，并且高溫燃氣回流至機艙對發(fā)動機高空模擬試驗的正常工作產(chǎn)生不利影響，所以在被動引射系統(tǒng)中采用機艙吹氮措施，可避免發(fā)動機受回流高溫燃氣的影響。

2)膨脹循環(huán)發(fā)動機歷經(jīng)起動初級工況后進入快速起動階段，依靠發(fā)動機起動后期的快速起動能力，膨脹循環(huán)發(fā)動機可以實現(xiàn)被動引射高空模擬試驗。

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Research on altitude simulation test scheme for expand cycle engine

HUANG Shiqi，LI Jinjiang，SUN Huijuan

(Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China)

Based on the principal that the starting acceleration performance of an expand cycle engine was possibly affected by the ambient pressure in its developing beginning phase，a test scheme of the positive ejection altitude simulation was selected.The test results show that the ambient pressure affects the starting acceleration performance slightly，the chamber pressure and nozzle area ratio of the expand cycle engine are the main parameters affecting the ejection form，and the parameters of a certain gas generator cycle engine with passive ejection are quite same as that of the expand cycle engine，which provide a possible selection for the expand cycle engine to adopt the passive ejection form.Therefore，the feasibility research on the passive ejection altitude simulation test scheme for the expand cycle engine is carried out in this paper.

expand cycle engine; altitude simulation; positive ejection; passive ejection

V433.9-34

A

1672-9374(2017)05-0039-06

2017-03-17；

2017-06-20

黃仕啟(1981—)，男，高級工程師，研究領(lǐng)域為液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)設計

(編輯：馬杰)