郭 敬，孔凡超，張家仙，羅天培

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，北京 100074)

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)富燃?xì)怏w安全處理技術(shù)發(fā)展綜述

郭 敬，孔凡超，張家仙，羅天培

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，北京 100074)

首先介紹了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程富燃?xì)怏w的排出方式以及安全處理的必要性。文中總結(jié)了國(guó)內(nèi)外最具代表性的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)冷氫排放處理所采用的高空排放、 火炬煙囪和燃燒池三種不同方式的特點(diǎn)、工作原理和典型試驗(yàn)臺(tái)的應(yīng)用情況。重點(diǎn)介紹了惰性氣體吹除、被動(dòng)燃燒和主動(dòng)燃燒三種富燃燃?xì)獍踩幚矸绞郊安煌蝗既細(xì)馓幚矸绞皆诓煌囼?yàn)臺(tái)的應(yīng)用情況。所總結(jié)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程富燃?xì)怏w安全處理相關(guān)技術(shù)可為大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)燃?xì)獍踩幚硌芯刻峁┙梃b。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)；安全處理；惰性氣體吹除；主動(dòng)燃燒；被動(dòng)燃燒

0 引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中有大量的富燃?xì)怏w排出，按照排放階段不同分為三個(gè)部分。一部分來自于地面試驗(yàn)或高空模擬試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷加注、緊急停車以及發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷過程中所產(chǎn)生的冷氫排放。這部分如果處理不當(dāng)，氫氣會(huì)聚集在發(fā)動(dòng)機(jī)和試驗(yàn)設(shè)備周圍，重則容易產(chǎn)生爆炸，輕則參與燃燒，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過程和下游試驗(yàn)設(shè)施構(gòu)成潛在安全風(fēng)險(xiǎn)；另一部分來自于發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過程所產(chǎn)生的富燃?xì)怏w，這些高溫富燃?xì)怏w會(huì)集中在擴(kuò)壓器、消聲系統(tǒng)等設(shè)備中，試驗(yàn)后難以迅速擴(kuò)散，并和空氣摻混形成爆炸條件。如果不及時(shí)進(jìn)行處理也存在很大風(fēng)險(xiǎn)。因此，如何對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程中產(chǎn)生的富燃?xì)怏w進(jìn)行安全處理，保證試驗(yàn)的順利進(jìn)行是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)必須考慮的問題。本文主要對(duì)當(dāng)前國(guó)內(nèi)外液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)與富燃?xì)怏w處理相關(guān)技術(shù)進(jìn)行介紹。

1 冷氫排放技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、地面貯箱和管路通常采用排放式預(yù)冷，在點(diǎn)火之前需要采用液氫對(duì)液氫流路進(jìn)行預(yù)冷，以使發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到點(diǎn)火所需要的溫度條件。對(duì)這部分冷氫，國(guó)內(nèi)外的處理方式類似，都是接入排放匯總管，通過高空排放管直接排入大氣，或者通過火炬煙囪和燃燒池點(diǎn)燃燃燒。

法國(guó)發(fā)射阿里安系列火箭的庫(kù)魯茲發(fā)射場(chǎng)和各試驗(yàn)站以0.6 m3/min大流量加注和試驗(yàn)預(yù)冷時(shí)采用高空排放。美國(guó)宇航局的一些試驗(yàn)站及發(fā)射“人馬座”火箭的肯尼迪航天中心36號(hào)發(fā)射場(chǎng)也部分采用了高空排放[1]。目前，國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)試驗(yàn)時(shí)排出的冷氫都采用高空排放方式。國(guó)內(nèi)50噸級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)以最大流量1～1.5 m3/min的速度加注液氫時(shí)，也采用該排放方式，多年試驗(yàn)未出現(xiàn)氫排放事故。高空排放方式簡(jiǎn)單安全，但不適用進(jìn)行大流量冷氫排放處理。美國(guó)道格拉斯-艾爾拉夫特公司認(rèn)為少量氣態(tài)氫經(jīng)通風(fēng)管排放足夠安全，只要通風(fēng)管距試驗(yàn)地點(diǎn)足夠遠(yuǎn)，無需進(jìn)行補(bǔ)燃。在俄羅斯試驗(yàn)臺(tái)上，當(dāng)氫排放超過0.5 kg/s時(shí)，無論試驗(yàn)準(zhǔn)備還是試驗(yàn)過程，均要進(jìn)行補(bǔ)燃。少量氫可以不補(bǔ)燃，利用試驗(yàn)臺(tái)工藝系統(tǒng)直排大氣并用氮?dú)獯碉L(fēng)[2]。這個(gè)流速可以看作高空排放冷氫的安全極限值。

與高空排放相比，火炬煙囪與試驗(yàn)系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)基本一樣，在末端增加了燃燒處理裝置(即火炬頭)和防止空氣擴(kuò)散進(jìn)入排放管的分子密封器[2]。火炬煙囪排放的最大優(yōu)點(diǎn)是人為點(diǎn)燃低溫氫氣，使其在空氣中燃燒成水蒸氣，消除了低溫氫氣與空氣形成的可燃混合氣潛在危害。美國(guó)普惠公司堅(jiān)持焚燒所有氫排放物確保試驗(yàn)安全，因此，在所有氫氣排放管上方均安裝了丙烷氣體火炬[3]。這種方法可以用來燃燒大流量的冷氫排放。國(guó)內(nèi)尚無在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中采用火炬煙囪的例子。究其原因，一是國(guó)內(nèi)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)與國(guó)外相比要小得多，試驗(yàn)過程排出的冷氫流量相應(yīng)的也較小，采用高空排放的方式可以安全解決；二是火炬燃燒存在的最大缺陷是回火，如果從火炬頭排放的氫氣速度和流量小，低于燃燒速度時(shí)，則火焰會(huì)倒飄入煙囪內(nèi)引發(fā)回火。這種方法在國(guó)外大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)已經(jīng)得到成熟應(yīng)用，說明國(guó)外已經(jīng)掌握了處理火炬煙囪回火等缺陷的方法。美國(guó)斯坦尼斯宇航中心A-2 試驗(yàn)臺(tái)一直采用火炬煙囪方式處理運(yùn)輸貯存過程蒸發(fā)的液氫和試驗(yàn)過程中排放的冷氫，如圖2 所示[4]。

美國(guó)空軍試驗(yàn)室1-A試驗(yàn)臺(tái)是338.2噸大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)RS68的產(chǎn)品研制試驗(yàn)所用的試驗(yàn)臺(tái)。該試驗(yàn)臺(tái)配有兩個(gè)火炬煙囪。其中一個(gè)煙囪用于從液氫容器安全閥處排放的氫氣，另一個(gè)用于試驗(yàn)時(shí)液氫貯箱預(yù)冷和置換、管路預(yù)冷時(shí)排出冷氫。每個(gè)火炬煙囪均采用丙烷火炬點(diǎn)燃排出的氫氣，并利用氮?dú)獯党姆绞奖ＷC火炬煙囪管路內(nèi)的氧氣?；鹁鏌焽璧目刂瓶梢宰詣?dòng)點(diǎn)火，調(diào)節(jié)火焰溫度。目前，火炬煙囪采用遠(yuǎn)程控制方式，可在控制間觀察火焰的燃燒過程[5]。圖3為該試驗(yàn)臺(tái)的火炬煙囪。

燃燒池是另一種采用燃燒處理氫氣的方式[6]，它克服了火炬煙囪排放存在的回火問題，同時(shí)處理氫氣的能力大大增加，是目前公認(rèn)為最安全可靠、處理能力最大的方式。氫氣在水面上與空氣混合燃燒，池水既能防止回火，又能有效阻止外界空氣進(jìn)入排放管，起到水封作用。燃燒池還具有適應(yīng)氫流量大幅度波動(dòng)的優(yōu)點(diǎn)，非常適合在試驗(yàn)的不同階段排放氫氣流量跨度較大的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)和大流量加注的火箭發(fā)射場(chǎng)。美國(guó)肯尼迪角的37B、39A發(fā)射場(chǎng)以及薩科拉曼多的道格拉斯試驗(yàn)站都采用了燃燒池方式，37B燃燒池在最小背壓條件下設(shè)計(jì)處理能力為0.454 kg/s，在處理管入口壓力達(dá)到8.4 MPa時(shí)該系統(tǒng)能處理113.4 kg/s的氫。由此可見，燃燒池的處理能力是高空排放所不可比的[1]。西昌衛(wèi)星發(fā)射中心的2#、3#發(fā)射工位的燃燒池見圖4，占地約為25×15 m，從發(fā)射工位至燃燒池的氫氣輸送管線長(zhǎng)約400 m，采用Ф350×5 mm規(guī)格的防銹硬鋁管[7]。

對(duì)于推力較大的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，點(diǎn)火啟動(dòng)之前需要預(yù)冷推力室以減少啟動(dòng)時(shí)的壓力梯度，從發(fā)動(dòng)機(jī)排出大量的冷氫，這部分氫氣會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火及下游試驗(yàn)設(shè)施構(gòu)成潛在安全風(fēng)險(xiǎn)，必須在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前將其處理。對(duì)于這部分冷氫排放，目前國(guó)內(nèi)外都是采用直接點(diǎn)燃并引流的方式。美國(guó)空軍試驗(yàn)室1-A試驗(yàn)臺(tái)在發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室出口將發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷排出的冷氫采用氫氧火炬點(diǎn)燃。斯坦尼斯宇航中心為進(jìn)行338.2噸大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)RS-68試驗(yàn)而對(duì)B-1推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行的改建。為了消除從主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和渦輪泵排泄噴管噴出的氫，設(shè)計(jì)了許多放置在可移動(dòng)的支撐臂上的氫點(diǎn)火裝置。在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)之前發(fā)到指定位置，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)后收回。支撐臂上面放置氫氣和壓縮空氣的管線以用來點(diǎn)燃點(diǎn)火器。同時(shí)設(shè)計(jì)了規(guī)模龐大的氮?dú)獯党到y(tǒng)，用于減少發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)和泄露情況下發(fā)動(dòng)機(jī)頭部的氫聚集現(xiàn)象。周圍還布置了大量的氣體和火焰檢測(cè)系統(tǒng)[8]。

國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的大流量發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)也是通過這種方式處理海平面試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)排出的冷氫。50噸級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)采用常溫氫氣作為點(diǎn)火能量源，可處理排放流量約0.75～1.3 kg/s的低溫氫氣。向發(fā)動(dòng)機(jī)出口處引入常溫氫氣，通過遠(yuǎn)程電控?fù)舭l(fā)點(diǎn)火形成火炬后，引燃發(fā)動(dòng)機(jī)排出的低溫氫氣。通過氮?dú)庖飨蛳屡欧?，避免火焰、高溫燃?xì)馍巷h影響發(fā)動(dòng)機(jī)噴管附近設(shè)備。

2 富燃燃?xì)馀欧偶夹g(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)最大比沖是在富燃狀態(tài)下達(dá)到的，所以當(dāng)前主流發(fā)動(dòng)機(jī)多采用富燃設(shè)計(jì)，因此發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)舛酁楦蝗既細(xì)?。由于發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)后端會(huì)有擴(kuò)壓器、引射器或消音系統(tǒng)，形成一個(gè)封閉或者半封閉的空間。試驗(yàn)后大量的富燃燃?xì)鈺?huì)殘留在設(shè)備內(nèi)部，難以迅速擴(kuò)散，并和倒吸入的空氣摻混形成爆炸條件，如果不進(jìn)行處理會(huì)存在很大風(fēng)險(xiǎn)。世界各個(gè)航天強(qiáng)國(guó)采用各種手段解決這個(gè)問題。隨著氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大和工作方式的不同，主要采用惰性氣體吹除、被動(dòng)燃燒和主動(dòng)燃燒等方式。

1)惰性氣體吹除方式。該方法是將試驗(yàn)后殘留到試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)的富燃燃?xì)庥枚栊詺怏w稀釋并吹除出去。如美國(guó)1957年NASA格林研究中心建立的9噸推力發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)IDEAS，是美國(guó)第一座氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)。在實(shí)際火箭系統(tǒng)點(diǎn)火過程中，火箭噴管的燃?xì)馀湃朐谙曄到y(tǒng)中，存在爆炸的風(fēng)險(xiǎn)。在試驗(yàn)前和試驗(yàn)過程中，消聲系統(tǒng)內(nèi)灌入12噸CO2，CO2在試驗(yàn)結(jié)束后會(huì)被吹出排放系統(tǒng)。這種處理方式抬高了試驗(yàn)費(fèi)用，并且在試驗(yàn)前，需要1小時(shí)的時(shí)間將CO2壓入排放系統(tǒng)，經(jīng)濟(jì)性不好[3]。

國(guó)內(nèi)在進(jìn)行9噸級(jí)上面級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)高模試驗(yàn)時(shí)，通過試驗(yàn)前和試驗(yàn)后吹入大量氮?dú)?，結(jié)合現(xiàn)場(chǎng)氫濃度監(jiān)測(cè)傳感器監(jiān)測(cè)的方法處理發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過程中所產(chǎn)生的氫氣。最大可處理處理能力分別為含氫量為1.0 kg/s的燃?xì)?，可滿足當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)需要。國(guó)內(nèi)尚無燃燒處理方式。但是隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大，試驗(yàn)時(shí)排出的富燃燃?xì)饬繒?huì)大大增加，繼續(xù)采用氮?dú)獯党姆绞劫M(fèi)時(shí)費(fèi)力，而且有排不盡的風(fēng)險(xiǎn)。

2)主動(dòng)燃燒處理方式。這種方法是在試驗(yàn)過程中通過補(bǔ)充氧化劑，采用外能源點(diǎn)燃的方式將多余富燃?xì)怏w燒掉，安全排出。美國(guó)NASA格林研究中心IDEAS試驗(yàn)臺(tái)后來對(duì)惰性氣體吹除的方式進(jìn)行改進(jìn)，在消聲系統(tǒng)中安裝了7個(gè)小的F2火炬來提供持續(xù)的點(diǎn)火源將多余的燃料燒掉。運(yùn)行后，發(fā)動(dòng)機(jī)附近的傳感器顯示在40%～60%的爆炸極限范圍，隨著H2被火炬燃燒掉，幾分鐘后迅速地降低到0。因?yàn)闅錃饣鹁婺軌虮浑S意的開和關(guān)，只需要少量的氫氣，費(fèi)用大幅降低[3]。其內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖5所示。

俄羅斯動(dòng)力機(jī)械生產(chǎn)聯(lián)合體1948年在莫斯科郊區(qū)的800噸級(jí)РД-170大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)臺(tái)也采用主動(dòng)燃燒的方式處理全封閉式導(dǎo)流系統(tǒng)中的富燃?xì)怏w。其補(bǔ)燃裝置為帶有夾套冷卻的圓筒，60個(gè)噴嘴，噴入800 kg/s液氧，補(bǔ)燃裝置長(zhǎng)25 m，內(nèi)徑5.2 m，不但使燃燒物得到處理，發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)噪聲也得到有效抑制[3]。圖6為試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)部補(bǔ)燃裝置圖。

俄羅斯科洛廖夫城試驗(yàn)站的C1.5400A臺(tái)將推力為8.5噸的上面級(jí)РД58М發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)的富燃?xì)怏w通過擴(kuò)壓器出口的火炬點(diǎn)燃處理。圖7中給出了試驗(yàn)臺(tái)上的發(fā)動(dòng)機(jī)及試驗(yàn)臺(tái)燃?xì)馀欧殴艿朗疽鈭D。排氣管道包括擴(kuò)壓器，燃?xì)夤艿腊彌_導(dǎo)流槽及排氣導(dǎo)流通道。排氣出口截面為矩形，尺寸為8×12 m[3]。

俄羅斯普利摩爾斯克的立式試驗(yàn)臺(tái)主要用于暴風(fēng)雪號(hào)在軌機(jī)動(dòng)模塊的相關(guān)試驗(yàn)。該機(jī)動(dòng)模塊主要包括兩臺(tái)推力為9噸的軌道機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)、控制發(fā)動(dòng)機(jī)、小推力姿控發(fā)動(dòng)機(jī)和用于緊急分離的固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)等。試驗(yàn)臺(tái)布局及發(fā)動(dòng)機(jī)安裝、排氣管道等見圖8。圖8中展示的排氣裝置由四個(gè)部件組成：擴(kuò)壓器，補(bǔ)燃器，燃?xì)馔ǖ篮拖羝?。擴(kuò)壓器、補(bǔ)燃器、排氣管道與模塊幾乎是同軸的，補(bǔ)燃器內(nèi)氣流偏轉(zhuǎn)105度。其中補(bǔ)燃器位于擴(kuò)壓器出口，用于吸入外界空氣將發(fā)動(dòng)機(jī)排出的富燃?xì)怏w燒掉，擴(kuò)壓器縫隙吸入的空氣流量計(jì)算值為36 kg/s[3]。

РД58М發(fā)動(dòng)機(jī)在普利摩爾斯克水平試驗(yàn)臺(tái)試驗(yàn)時(shí)的補(bǔ)燃方法與此類似，其排氣導(dǎo)流裝置情況見圖9。排氣導(dǎo)流系統(tǒng)為專用設(shè)施，包括擴(kuò)壓器和補(bǔ)燃燃燒器。引射的空氣量按引射效應(yīng)計(jì)算，約42 kg/s[3]。

3)被動(dòng)燃燒處理方式。這種方法不需要采用外能源點(diǎn)燃，在達(dá)到一定溫度和摻混條件時(shí)被動(dòng)燃燒。美國(guó)斯坦尼斯試驗(yàn)臺(tái)在E3C1工位進(jìn)行推力為130噸級(jí)的上面級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)J-2X縮尺海平面試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)與后面的擴(kuò)壓器不連接，發(fā)動(dòng)機(jī)氣流在膨脹到發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)壓器時(shí)會(huì)從外界吸入大量的空氣。吸入的空氣和發(fā)動(dòng)機(jī)排出的副氫燃?xì)庠跀U(kuò)壓器中混合。在縮比擴(kuò)壓器排出系統(tǒng)會(huì)產(chǎn)生二次燃燒現(xiàn)象。圖10給出在擴(kuò)壓器系統(tǒng)的出口排出的大量二次燃燒氣流[9]。

在J-2X發(fā)動(dòng)機(jī)縮尺高模試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)和后面的擴(kuò)壓器等引射設(shè)備構(gòu)成封閉空間，從蒸汽引射器噴出的過量未燃燒氧氣和發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的富氫燃?xì)鈺?huì)在擴(kuò)壓器內(nèi)產(chǎn)生二次燃燒。發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的富氫燃?xì)夂鸵淦鲊娙氲母谎跛魵鈺?huì)在彎管段混合，在激波的作用下，在彎管段的外壁和靠近二級(jí)引射器的部位產(chǎn)生燃燒。燃燒過程釋放大量的熱，導(dǎo)致彎管段壓力和溫度上升。圖11所示為在轉(zhuǎn)彎段和二級(jí)引射器附近產(chǎn)生的火焰面的仿真結(jié)果。

圖中火焰面用OH聚合物的等值面表示。二次燃燒過程釋放大量的熱，可能會(huì)引起引射器不啟動(dòng)[10]。

3 結(jié)論

論述了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過程中富燃燃?xì)獬Ｓ玫陌踩幚矸绞?。隨著富燃?xì)怏w的排放流量的增大，富燃?xì)怏w的處理方式經(jīng)歷了排空(吹除)到主動(dòng)或被動(dòng)燃燒的過程。當(dāng)前，我國(guó)由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)相比航天強(qiáng)國(guó)來說要小的多，試驗(yàn)時(shí)產(chǎn)生的富燃?xì)怏w排放流量也遠(yuǎn)小于它們，因此富燃?xì)怏w處理的能力和手段也相對(duì)簡(jiǎn)單。隨著百噸級(jí)以上氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)研制需求的提出，有必要借鑒國(guó)外先進(jìn)的富燃燃?xì)馓幚矸绞綖榇笸屏溲醢l(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)提供技術(shù)積累。

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Development of fuel-rich gas safety treatment technology for engine test

GUO Jing，KONG Fanchao，ZHANG Jiaxian，LUO Tianpei

(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology，Beijing 100074，China)

The necessity of fuel-rich gas exhausting mode and safety treatment during liquid rocket engine test is introduced. The key characteristics, operating principle and typical test bed application of high-altitude exhaust, flare stack and burning pool used for the most representative chilled hydrogen exhaust treatment at home and abroad in the process of liquid rocket engine test are summarized. Three fuel-rich gas safety treatment ways of inert gas blowdown, active combustion and passive combustion implied to different test beds are introduced emphatically. The fuel-rich gas safety treatment technologies used in the process of liquid rocket engine test are helpful to the safety treatment research of large thrust LOX/LH2rocket engine test bed.

rocket engine test； safety treatment； inert gas blowdown； active combustion； passive combustion

2016-10-31；

2017-02-11

郭敬(1979—)，女，博士，高級(jí)工程師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)

V433.9-34

A

1672-9374(2017)06-0001-06

(編輯：陳紅霞)