魏祥庚, 秦飛, 石磊, 張保慶, 何國強

(西北工業(yè)大學 燃燒、熱結構與內(nèi)流場重點試驗室, 陜西 西安　710072)

火箭沖壓組合動力(RBCC:rocket based combined cycle)有機地融合了火箭發(fā)動機高推重比和吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機高比沖的優(yōu)勢,在很寬的飛行包線內(nèi)都具有良好的性能,是實現(xiàn)未來高效和經(jīng)濟航天運輸?shù)闹匾獎恿ΑＲ浠鸺夹g是火箭沖壓組合動力的關鍵技術之一,伴隨著發(fā)動機技術的發(fā)展,已經(jīng)開展了大量研究工作。Hueter等人[1]在ASTP的RBCC項目研究中就指出RBCC發(fā)動機須要采用變工況工作的火箭發(fā)動機作為引射火箭,其采用的引射火箭的主要特征為:液氫/液氧推進劑,氧燃比4～8,燃燒室壓強1.38～3.45 MPa。Trefny[2]在單級入軌的吸氣式飛行器論證中使用液氫/液氧火箭發(fā)動機作為引射火箭,采用定氧燃比、變?nèi)紵覊簭姽ぷ鳌akeshi等人[3-5]在進行單級入軌用RBCC發(fā)動機論證中采用了變工況液氫/液氧引射火箭進行方案分析,并給出了在4個模態(tài)中引射火箭的混合比和工作壓強。Lehman等人[6]采用氣氫/氣氧引射火箭開展了RBCC發(fā)動機引射模態(tài)性能的試驗研究。引射火箭采用了相同壓強不同混合比的工作狀態(tài),通過壓強、熱流密度和推力分析了引射火箭混合比對RBCC發(fā)動機性能的影響。西北工業(yè)大學何國強團隊[7-11]針對引射火箭工作狀態(tài)對引射模態(tài)性能影響開展了試驗及數(shù)值計算研究,指出了變工況工作的引射火箭對提升引射模態(tài)性能具有重要影響。由研究可以看出,引射火箭對RBCC發(fā)動機的性能有很大影響,并且要實現(xiàn)飛行任務需要采用變工況工作的引射火箭系統(tǒng)。Escher等[12-13]早期開展了RBCC發(fā)動機用引射火箭技術研究,基于增強火箭射流和空氣射流摻混的目標,設計了多推力室環(huán)形的變工作壓強的引射火箭系統(tǒng)。Miller等人[14]研制了使用90%過氧化氫和JP-8為推進劑的引射火箭,并進行了試驗研究,獲得了較好的效果。Masao等人[15-17]研制了使用氣氫/氣氧為推進劑的引射火箭。該火箭可以實現(xiàn)0.5～7.5的混合比變化,并且可以實現(xiàn)不同的燃燒室工作壓強,經(jīng)過試驗測試火箭的特征速度效率在0.84以上,可以滿足RBCC發(fā)動機性能試驗要求。朱韶華等人[18-19]設計了RBCC發(fā)動機試驗用的氣氧/煤油引射火箭,進行了數(shù)值和試驗研究。該火箭采用定混合比1.6工作,可以實現(xiàn)流量95～285 g/s的調(diào)節(jié)。劉永興等人[20]設計了用于RBCC發(fā)動機地面試驗的氣氧/煤油引射火箭,并進行了試驗驗證。推力室噴注器采用氣液雙組元內(nèi)混式噴嘴和邊區(qū)直流噴嘴結合結構,進行了室壓分別為3 MPa和5 MPa的點火試驗,驗證了推力室方案的可行性。Cheng等人[21]開展了氣氧/RP-1推進劑的液體火箭發(fā)動機旋流同軸噴嘴的工作特性研究。設計的同軸噴嘴中心為氣氧直流噴嘴,外面為RP-1旋流噴嘴。Soller等人[22]開展了2種氣氧/煤油噴注器的試驗研究。試驗結果表明同軸式噴注器可以在較大壓強范圍內(nèi)工作,燃燒效率也較高。

由目前研究可以看出,RBCC發(fā)動機地面試驗用引射火箭系統(tǒng)多采用變工況工作的氣氧/煤油系統(tǒng)。本文針對RBCC發(fā)動機試驗用引射火箭技術需求,開展了采用互擊式噴注器的變工況工作氣氧/煤油引射火箭系統(tǒng)設計和試驗研究工作。

1　引射火箭供應系統(tǒng)及推力室設計

1.1　設計要求

該引射火箭系統(tǒng)主要是為了滿足RBCC發(fā)動機的亞燃模態(tài)地面試驗的變工況工作、RBCC發(fā)動機由引射模態(tài)向亞燃模態(tài)過渡地面試驗等需求?？紤]到降低系統(tǒng)復雜度,引射火箭系統(tǒng)采用成熟技術及簡單系統(tǒng),采用與RBCC發(fā)動機燃油一致的煤油作為燃料,氧化劑采用氣氧。RBCC發(fā)動機亞燃工作時,對引射火箭的流量要求不大,主要起到穩(wěn)焰作用;在模態(tài)過渡過程中要求引射火箭實現(xiàn)快速轉換工況,穩(wěn)定工作;暫且先考慮2級工況變化。系統(tǒng)為地面試驗用,可以不考慮重量和尺寸要求,且可以采用被動冷卻的方式。因此,主要設計技術要求如下:

1) 推進劑:氧氣/煤油(JP-10);

2) 氧氣/燃料混合比范圍:0.9～1.2;發(fā)動機流量范圍80～120g/s;

3) 燃燒室溫度為1 800～2 200 K,燃燒室壓強為1～2MPa;

4) 發(fā)動機工作過程中發(fā)動機流量和燃燒室壓強可調(diào),快速穩(wěn)定。

結合設計要求,根據(jù)液體火箭發(fā)動機的設計方法開展了引射火箭推進劑供應系統(tǒng)設計和推力室設計工作。

為了滿足上述要求,采用NASA CEA熱力計算軟件[23]對不同室壓、不同工況的火箭推力室工作參當選進行了計算分析,獲得了滿足要求的發(fā)動機工況如表1所示。

表1　引射火箭工況設計參數(shù)

表1給出了引射火箭工作的燃燒室壓強、推力室混合比、燃氣溫度及流量等參數(shù),可以根據(jù)這些參數(shù)進行火箭系統(tǒng)和推力室設計。

1.2　系統(tǒng)方案

根據(jù)總體技術要求,結合目前液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)特征,該引射火箭推進劑供應系統(tǒng)采用擠壓式供應系統(tǒng)。目前發(fā)動機為2級工況工作,考慮技術風險,供應系統(tǒng)采用并行管路方式實現(xiàn)工況調(diào)節(jié)。

氧氣供應系統(tǒng)采用減壓器加孔板的方式實現(xiàn)氧化劑供應調(diào)節(jié),考慮到氣體的響應較快,采用調(diào)節(jié)孔板前壓強的方式實現(xiàn)不同工況氧氣流量的供應。氧氣供應系統(tǒng)工作原理圖如圖1所示。此方案可實現(xiàn)兩工況調(diào)節(jié)及單一工況下連續(xù)工作。

圖1　氧氣供應系統(tǒng)簡圖

為了滿足系統(tǒng)工作要求,經(jīng)系統(tǒng)參數(shù)計算可以求得氧氣貯箱出口壓力最低為6.3 MPa,要求工作過程中貯箱壓強不能低于該值?？紤]發(fā)動機工作時間不小于15 s,并考慮到一定余量,氧氣貯箱設計初始壓力為15 MPa,氧化劑貯箱容積12.3升。結合發(fā)動機氧氣流量需求和推力室工作參數(shù),利用質量流量公式初步估算孔板的直徑為3 mm,則氧氣供應系統(tǒng)工作參數(shù)如表2所示。

表2　氧氣供應系統(tǒng)工況設計參數(shù)

煤油供應系統(tǒng)方案采用氮氣恒壓擠壓方案實現(xiàn)燃料的供應,采用不同的汽蝕管實現(xiàn)煤油流量調(diào)節(jié)。為了實現(xiàn)引射火箭的工況調(diào)節(jié),考慮到煤油系統(tǒng)的響應較慢,采用輔助旁路管路調(diào)節(jié)方案,在工作過程中通過開關輔助旁路管路系統(tǒng)閥門實現(xiàn)2級工況的改變。采用輔助旁路系統(tǒng)有利于系統(tǒng)穩(wěn)定工作,易于切換,對切換速度要求較低,且不會導致熄火等問題。煤油系統(tǒng)設計時采用基準工況為低工況,通過打開輔助旁路系統(tǒng)實現(xiàn)高工況的調(diào)節(jié)。燃料供應系統(tǒng)工作原理示意圖如圖2所示。

圖2　燃料供應系統(tǒng)簡圖

為了滿足系統(tǒng)工作要求,經(jīng)系統(tǒng)參數(shù)計算可得,煤油貯箱出口最低壓力為3.8 MPa,設計貯箱最低工作壓力4 MPa,燃料貯箱容積3.1升,煤油汽蝕孔板直徑分別為1 mm和0.8 mm。增壓氣瓶初始壓力12 MPa,增壓瓶容積4升,減壓器出口壓強為4 MPa。燃料系統(tǒng)工作參數(shù)如表3所示。

表3　燃料供應系統(tǒng)工作參數(shù)

1.3　推力室設計

噴注器是液體火箭發(fā)動機推力室中將推進劑組元進行霧化和混合的主要部件。噴注器的工作特性在很大程度上決定了推進劑的燃燒完全程度、推力室工作的穩(wěn)定性及推力室壁熱防護的可靠性,因此推力室噴注器的結構設計對于液體火箭發(fā)動機來說是一項非常重要的任務。

為了有利于推進劑的破碎、霧化,參考目前常用氣/液噴注器的設計,引射火箭噴注器采用“中心離心式液體(煤油)+周圍直流式氣體(氧氣)”噴注器方案:煤油噴嘴采用渦流器離心式噴嘴(如圖3所示),氧氣氣體噴嘴則采用直流式噴嘴。為了實現(xiàn)更好的霧化和摻混,采用多個氣體直流式噴嘴在液體離心式噴嘴外側成一定角度繞液體噴嘴排列,氣體射流撞擊到液膜表面,有利于液滴的破碎、霧化及與氧氣的混合。經(jīng)過設計計算,煤油噴嘴出口直徑為3 mm,氧氣噴嘴采用12個Φ1.2 mm的直流噴孔。噴注器結構示意圖如圖4所示。

圖4　推力室頭部

由于噴注器設計占用了中心位置,推力室的點火方式采用側壁電火花塞點火。在火花塞安裝位置設計時要充分考慮點火可靠性以及火花塞的燒蝕防護。設計點火器軸線位置位于噴嘴軸線的交點上方3 mm處,且將火花塞頭凹在室壁內(nèi)2 mm,火花塞安裝位置示意圖如圖5所示。在噴嘴軸線交點上方附近位置推進劑已經(jīng)混合較好,并且由于該處燃燒沒有充分發(fā)展,溫度較低,可以有效降低火花塞被燒蝕的可能性并可以保證可靠點火。為了進一步降低火花塞燒蝕的可能性,將火花塞的端面凹陷在推力室壁內(nèi),減少高溫氣流的沖刷?？紤]到主要為地面短時間使用,引射火箭推力室采用被動熱防護,燃燒室內(nèi)壁為高硅氧-酚醛材料,推力室的噴管采用高強石墨材料,推力室內(nèi)徑為55 mm,長度為165 mm。推力室噴管喉徑為12.3 mm。

圖5　火花塞安裝位置示意圖

2　試驗及結果分析

依據(jù)液體火箭發(fā)動機試驗要求和系統(tǒng)設計要求,引射火箭的試驗工作主要包括了煤油和氧氣的流量標定、系統(tǒng)充填時間測試、調(diào)節(jié)工況充填時間測試以及發(fā)動機熱試等內(nèi)容。流量標定工作主要是檢驗系統(tǒng)的設計參數(shù)是否符合要求,并結合試驗結果進行孔板及壓強的調(diào)整。系統(tǒng)充填時間測試主要是獲得煤油和氧氣進入到推力室的時間,為發(fā)動機可靠安全點火和系統(tǒng)控制提供數(shù)據(jù)支撐。發(fā)動機熱試試驗主要測試發(fā)動機的工作可靠性、穩(wěn)定性及性能,檢驗發(fā)動機的設計。

首先進行了煤油和氧氣流量標定試驗:煤油的

流量通過流量計記錄,同時使用氣蝕孔板流量公式計算;氧氣流量利用孔板前壓強通過流量公式計算獲得,氧氣孔板事先進行了流量系數(shù)的標定。經(jīng)過冷調(diào)試驗獲得滿足設計要求的煤油系統(tǒng)的貯箱壓力、氧氣減壓器出口壓強以及煤油氣蝕孔板前壓強等參數(shù)。其次通過全系統(tǒng)冷調(diào)試驗獲得了系統(tǒng)充填時間,結合發(fā)動機工況需求,按照先噴氧氣再噴煤油的原則,依據(jù)充填時間數(shù)據(jù)編制發(fā)動機系統(tǒng)工作控制時序。

2.1　試驗系統(tǒng)

RBCC發(fā)動機用變工況引射火箭試驗在西北工業(yè)大學RBCC直連試驗臺試驗室開展。為了更好及更充分地開展試驗研究,為引射火箭專門搭建了試驗系統(tǒng)。該試驗系統(tǒng)主要包括數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、時序控制系統(tǒng)、點火系統(tǒng)、供應系統(tǒng)及試驗發(fā)動機等。供應系統(tǒng)主要包括氣氧供應系統(tǒng)、煤油供應系統(tǒng)及氮氣供應系統(tǒng)。供應系統(tǒng)中的閥門均采用電磁閥和手動閥門,氣體介質供應均采用高壓氣源經(jīng)減壓器減壓后供應,煤油供應系統(tǒng)采用壓縮氮氣擠壓供應。氣氧供應系統(tǒng)主要為發(fā)動機提供氧化劑;煤油供應系統(tǒng)主要為發(fā)動機提供燃料;氮氣供應系統(tǒng)主要為煤油供應系統(tǒng)提供擠壓氣源和氧氣及煤油的吹除氣源。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用基于VXI總線的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng),主要采集氣源壓強、減壓器后壓強、孔板前后壓強、噴前壓強、推力室壓強以及流量等參數(shù)。時序控制系統(tǒng)主要按照設定時序實現(xiàn)閥門的開閉、點火、關機及吹除等,保證在點火時氣氧先于煤油進入推力室,在關機時氣氧先于煤油關閉,從而保證發(fā)動機工作的可靠安全性。

2.2　試驗工況

為了驗證引射火箭系統(tǒng)的方案,獲得引射火箭的性能參數(shù),進行了引射火箭系統(tǒng)的熱試車試驗。在進行制定試驗工況時按照先單獨工作再進行調(diào)節(jié)的步驟進行,并且要進行雙向調(diào)節(jié)試驗,確保發(fā)動機能夠可靠工作。利用標定數(shù)據(jù)進行設定試驗工況,在實際試驗中由于存在氣瓶壓強、貯箱燃油量、噴管喉徑等每次試驗不完全一致,導致試驗工況略有差別。每次試驗的推力室保持一致。試驗的實際工作參數(shù)(平均值)如表4所示。

表4　試驗工況

2.3　試驗結果及分析

針對定工況、調(diào)節(jié)工況進行了4次試驗,試驗獲得的推力室壓強-時間曲線如圖6所示。由圖6可以看出,4次試驗均正常工作,燃燒室壓強都比較平穩(wěn);2次調(diào)節(jié)工況試驗均實現(xiàn)了正常轉換,調(diào)節(jié)過程平穩(wěn)。試驗1的平均推力室壓強為1.61 MPa,工作過程中基本穩(wěn)定,壓強最大值為1.69 MPa,最小值為1.5 MPa。試驗2的平均推力室壓強為1.16 MPa,工作過程中比較穩(wěn)定。由這兩次試驗數(shù)據(jù)可以看出,試驗結果與設計結果比較接近,由此說明試驗系統(tǒng)工作可靠性和準確性比較高,滿足設計要求。試驗3和試驗4試驗過程中調(diào)節(jié)轉換平穩(wěn),未出現(xiàn)超調(diào)現(xiàn)象;試驗3實現(xiàn)了平均推力室壓強由1.53 MPa到1 MPa的過渡,試驗4實現(xiàn)了平均推力室壓強由0.97 MPa到1.54 MPa的過渡。

圖6　推力室壓強-時間曲線

由圖6還可以看出,4次試驗的點火啟動階段都出現(xiàn)了不同程度點火延遲。為了說明這個問題,以試驗3為例進行了分析。試驗3的時序及關鍵壓強數(shù)據(jù)曲線分別如圖7和圖8所示。

圖7　試驗3的時序圖

圖8　試驗3關鍵壓強-時間曲線

在時序設置時保證氧氣比煤油提前400 ms進入推力室,氧氣閥門打開的同時火花塞開始工作。由圖8可以看出,氧氣比煤油提前313 ms進入推力室,這與設定的時序相差87 ms,也就說煤油提前了87 ms進入推力室;由氧噴前和燃噴前的壓強-時間曲線可以看出在氧氣和煤油進入推力室之后,壓強隨之建立,由燃噴前曲線可以看出煤油在充填的過程中出現(xiàn)了不連續(xù)的問題,由此導致燃燒室壓強的建立也出現(xiàn)了延遲。經(jīng)過數(shù)據(jù)判讀發(fā)現(xiàn)其他3次試驗也都表現(xiàn)出了同樣的問題。由此可以說明,推力室壓強的延遲主要原因是由于煤油管路造成的。試驗系統(tǒng)中的煤油管路在主閥后端使用了金屬軟管作為連接管且具有2 m長,管徑為DN10,而試驗中煤油的最大流量也只有不到60 g/s,因此有可能導致該段管路充填延遲造成煤油管路完全建壓緩慢,引起了推力室建壓緩慢。后續(xù)試驗需要修改管路,縮短主閥后管路長度。

3　結　論

本文基于擠壓式系統(tǒng),設計了RBCC用氣氧/煤油變工況工作引射火箭發(fā)動機系統(tǒng),完成了2種定工況的點火試驗以及由低工況到高工況和由高工況到低工況的變工況試驗,并針對出現(xiàn)點火延遲問題進行了分析。試驗結果表明,發(fā)動機點火可靠,室壓平穩(wěn),指標參數(shù)達到了設計要求;調(diào)節(jié)過程中發(fā)動機參數(shù)變化迅速,未發(fā)生超調(diào)現(xiàn)象,調(diào)節(jié)過程發(fā)動機工作穩(wěn)定。針對試驗中出現(xiàn)的點火延遲問題進行了分析,發(fā)現(xiàn)推進劑主閥后管路長度對點火延遲有很大影響,為后續(xù)試驗及系統(tǒng)調(diào)整指出了方向?；跀D壓供應系統(tǒng)的RBCC發(fā)動機用氣氧/煤油變工況引射火箭系統(tǒng)工作穩(wěn)定、調(diào)節(jié)便捷迅速,為開展RBCC發(fā)動機技術研究地面試驗和大調(diào)節(jié)比引射火箭技術研究提供了支撐。