王占林，夏 偉，朱子勇

（北京航天試驗技術(shù)研究所，北京，100074）

0 引 言

某氫氧發(fā)動機試驗臺建于20世紀(jì)80年代，建設(shè)時未充分考慮噪音污染問題，發(fā)動機燃?xì)庵苯优湃氪髿?，試驗現(xiàn)場噪聲大于130 dB，廠界噪聲大于90 dB，大大超過GB12348-2008中規(guī)定的I類標(biāo)準(zhǔn)。

近年來，隨著環(huán)保意識的增強，根據(jù)國標(biāo)要求對噪音開展了如下治理：a）采用內(nèi)置吸音元件的消音塔方案，降噪效果較好，但在使用過程中存在安全風(fēng)險；b）采用半封閉式噴水降噪方式對降噪系統(tǒng)進行改造，使用情況表明：改造后的降噪系統(tǒng)效果良好，能夠滿足需求[1～3]。

在某次發(fā)動機試驗過程中，發(fā)動機正常關(guān)機，之后機艙吹氮600 s，降噪噴水及引射筒夾層循環(huán)冷卻水在關(guān)機15 min后關(guān)閉。

試驗后分析發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機主級120 s數(shù)據(jù)正常，但關(guān)機后9.1 s推力及真空艙壓力數(shù)據(jù)發(fā)生異常升高。研究認(rèn)為降噪系統(tǒng)發(fā)生了爆轟故障。

經(jīng)檢查，爆轟故障未對發(fā)動機及試驗系統(tǒng)造成影響。

1 降噪系統(tǒng)

1.1 系統(tǒng)組成

降噪系統(tǒng)安裝于原高模試驗系統(tǒng)引射筒下游，主要包括擴張段、冷卻段、1.5 m彎管，配套建有冷卻水供應(yīng)系統(tǒng)、噪聲監(jiān)測系統(tǒng)，如圖1所示[4～6]。

圖1 降噪系統(tǒng)原理示意Fig.1 Noise Reduction System Principle

由圖1可以看出，擴張段用于連接引射筒與冷卻段，采用夾層水冷方式。冷卻段用于降噪和降低燃?xì)鉁囟?，?nèi)徑3 m，噴水流量約180 kg/s，采用夾層水冷方式。1.5 m彎管用于將燃?xì)庖觯诶鋮s段與1.5 m彎管對接法蘭上方設(shè)置直徑為100 mm的彎管，便于富氫氣體排放。

真空艙容積約27 m3，引射筒容積約13 m3，擴張段容積約23 m3，冷卻段容積約96 m3，1.5 m彎管容積約10 m3，總?cè)莘e約為170 m3。

1.2 系統(tǒng)測點

系統(tǒng)壓力測點的設(shè)置，一方面是發(fā)動機高模試驗任務(wù)的需求（被動引射高空模擬試驗過程，真空艙壓力值作為引射筒是否正常啟動的直接表征，一旦真空艙壓力參數(shù)不滿足要求，則高空模擬試驗將緊急終止）；另一方面也是出于對試驗系統(tǒng)本身狀態(tài)監(jiān)測的需求[7]。具體設(shè)置如下：

a）真空艙及引射筒測點位置及傳感器量程如圖2所示。

圖2 真空艙及引射筒測點示意Fig.2 Sketch Map for Vacuum Chamber and Ejector Measuring Points

圖 2中，發(fā)動機及噴管均位于機艙內(nèi)，其中，Pj1～Pj6為機艙不同位置的壓力測點，用于表征高模試驗中機艙各處的真空度分布。發(fā)動機噴管出口與引射筒入口處于同一徑向切面，Pi1～Pi4用于表征引射筒內(nèi)的真空度分布。上述壓力測點均選用不同量程的傳感器，以便于在試驗全過程監(jiān)測機艙及引射筒真空度的動態(tài)變化。

b）降噪系統(tǒng)測點位置及傳感器量程如圖3所示。

圖3 試驗臺消音系統(tǒng)壓力測點位置示意Fig.3 Sketch Map for Test-bed Moise Reduction System Pressure Measuring Points

圖3中，Prki1、Prki2表示擴張轉(zhuǎn)階段的入口壓力，Prko表示擴張轉(zhuǎn)階段的出口壓力，Prlo表示彎管的入口壓力。

2 爆燃現(xiàn)象及數(shù)據(jù)分析

2.1 視頻分析

1.5 m彎管出口位置視頻顯示：主級120 s燃?xì)鈴?.5 m彎管出口劇烈外排，關(guān)機后明顯可見部分排出燃?xì)馀c空氣被倒吸入系統(tǒng)，關(guān)機后5 s仍在倒吸空氣，直至關(guān)機后9 s一股氣體猛烈外噴。

真空艙頂泄壓蓋視頻顯示：關(guān)機后9 s時泄壓蓋被頂開，完成泄壓后立即復(fù)位。

2.2 壓力數(shù)據(jù)分析

Pi2在128.88 s率先建壓，129.18 s達(dá)到峰值140.14 kPa；Pj6在 129.24 s達(dá)到峰值 117.61 kPa，Pj5和 Pj2′在129.26 s達(dá)到峰值115.71 kPa和117.96 kPa。關(guān)機后各點壓力變化如圖4所示。

圖4 關(guān)機后Pj2′、Pj5、Pj6和Pi2壓力變化示意Fig.4 Data of Pj2′、Pj5、Pj6、Pi2 after Shutdown

2.3 推力數(shù)據(jù)分析

關(guān)機后推力測量特性如圖5所示。

圖5 關(guān)機后推力測量曲線Fig.5 Data of Thrust Measurement after Shutdown

由圖5可以看出，推力在129.06 s時陡升，129.14 s時達(dá)到最大為45.672 kN，但推力上升時間晚于Pi2的建壓時間。

2.4 爆轟中心區(qū)域分析

關(guān)機后各點的壓力變化如圖6所示。

圖6 關(guān)機后Prki、Prko和Prlo曲線變化曲線Fig.6 Data of Prki、Prko、Prlo after Shutdown

由圖6可知，Prko關(guān)機后8.8 s建壓，9.1 s達(dá)到峰值；Pi2關(guān)機后8.88 s建壓，9.18 s達(dá)到峰值，因此降噪系統(tǒng)早于引射筒建壓，峰值高于Pj2′、Pj5和Pj6；Prlo建壓晚于Prko，且峰值較??；考慮到Prlo位于冷卻段轉(zhuǎn)1.5 m彎管段下游，因此，爆轟中心應(yīng)在冷卻器中。

3 爆燃機理分析

3.1 燃?xì)庵懈缓瑲錃?/h3>

本次試驗液氧流量為 16.8271 kg/s，液氫流量為3.3737 kg/s，發(fā)動機混合比為4.9877，為富氫燃燒。

為方便分析，對燃?xì)獬煞诌M行簡化處理：假定燃?xì)庥伤羝蜌錃饨M成，因此關(guān)機時真空艙、引射筒和擴張段內(nèi)為與燃?xì)獾缺壤乃羝c氫氣的混合物，而噴水冷卻段由于采用噴水降噪，其中的混合氣水蒸汽含量更高。

根據(jù)發(fā)動機工作原理[8]，發(fā)動機液氧用于推力室和燃?xì)獍l(fā)生器，流量分別為16.6092 kg/s和0.2179 kg/s，液氫用于推力室、燃發(fā)器、冷卻大噴管和驅(qū)動伺服機構(gòu)及增壓，流量分別為2.8786 kg/s、0.2421 kg/s、0.19 kg/s和0.063kg/s。根據(jù)試驗系統(tǒng)情況，燃發(fā)器中的燃?xì)夂万?qū)動伺服機構(gòu)及增壓氫氣分別排放到降噪系統(tǒng)外，因此高模及降噪系統(tǒng)中的燃?xì)庥赏屏κ胰細(xì)夂屠鋮s大噴管氫氣組成，即：

2H2+O2=2H2O

高模及降噪系統(tǒng)燃?xì)庵校核羝髁繛?8.6854 kg/s，氫氣流量為0.9924 kg/s，氫氣體積比為32.34%，燃?xì)夥肿恿繛?2.8252。

真空艙、引射筒和擴張段關(guān)機瞬間為燃?xì)獬煞譅顟B(tài)，壓力分別為1.7 kPa、8 kPa和100 kPa，計算可得此3段含氫量為7.923 N·m3。

冷卻段及1.5 m彎管段關(guān)機瞬間為燃?xì)馀c噴水產(chǎn)生蒸汽的混合氣。試驗時測量了1.5 m彎管出口總壓和混合氣中水滴落點距離，根據(jù)結(jié)果可知1.5 m彎管出口流速約為50 m/s，因此混合氣流量為88.36 (N·m3)/s。測得混合氣溫度約為373 K，其含燃?xì)饬繛?7.5579 (N·m3)/s，關(guān)機瞬間此兩段含氫量為26.3737 N·m3。

3.2 停車倒吸形成可燃混合氣

試驗過程中發(fā)動機燃?xì)饬鹘?jīng)引射筒、擴張段、冷卻器和1.5 m彎管后排出，根據(jù)真空艙、引射筒、擴張段及冷卻段關(guān)機時的壓力值1.7 kPa、8 kPa、100 kPa和 100 kPa，真空艙及引射筒從 120.26 s開始升壓，121.12 s恢復(fù)大氣壓，用時僅0.86 s。該段時間外界進入降噪系統(tǒng)的空氣約為40 N·m3，機艙吹氮量不到2 N·m3。實際上，由于降噪噴水未停等造成蒸汽冷凝，停車5 s內(nèi)一直在倒吸空氣，而水蒸汽被冷凝液化的比例無法估算，因此假定：

a）5 s系統(tǒng)內(nèi)水蒸汽全部液化，則倒吸空氣量為40 N·m3；

b）5 s系統(tǒng)內(nèi)水蒸汽都不被液化，則倒吸空氣量為 170-7.923-26.3737-5×2=125.7033 N·m3。

由于空氣倒吸，富氫混合氣與空氣在系統(tǒng)內(nèi)混合，氫氣體積比（僅考慮空氣）為0.21～0.46，均處于爆轟范圍，有可能引起爆轟。由于冷卻段轉(zhuǎn)1.5 m彎管存在變徑，變徑處上部易積存氫氣，且離出口較近，倒吸空氣率先在此處與氫混合，形成危險混合氣，遇上點火能量就可能發(fā)生爆燃或爆轟，故此處爆轟的可能性最大，如圖7所示。

圖7 關(guān)機段Pj2′艙壓變化示意Fig.7 Data of Vacuum Chamber Pressrue Pj2′after Shutdown

3.3 產(chǎn)生點火能量

氫氣/空氣混合物沒有點火能量不會發(fā)生爆燃或爆轟。氫的點火能量很低，空氣中最小點燃能量為0.019 mJ，明火、熱氣流、雷電、電磁輻射、諧振波和沖擊波等都可能點燃?xì)?空氣混合物。分析本次爆轟的點火源，基本事件可能有以下幾種：

a）系統(tǒng)內(nèi)氣流流動產(chǎn)生摩擦。

系統(tǒng)內(nèi)氣體流動可能造成銹渣脫落與艙壁發(fā)生摩擦產(chǎn)生能量。

b）降噪設(shè)備內(nèi)局部高溫。

發(fā)動機主級120 s對降噪系統(tǒng)有加熱作用，由于某種原因可能導(dǎo)致系統(tǒng)內(nèi)部存在局部高溫。

當(dāng)混合氣局部濃度達(dá)到爆轟范圍，遇上存在點火能量，就會產(chǎn)生爆轟。系統(tǒng)自建成歷經(jīng)13次試驗，艙內(nèi)均未出現(xiàn)爆轟現(xiàn)象，說明正常情況下降噪系統(tǒng)試驗后不會產(chǎn)生爆轟情況。實際上，由于系統(tǒng)還有大量的水蒸汽以及關(guān)機后短時間各成分分布不均勻，爆轟發(fā)生的概率并不大。后續(xù)機艙吹氮和發(fā)動機吹氮、吹氦將持續(xù)600 s以上，只要在關(guān)機10 s內(nèi)不發(fā)生異常，系統(tǒng)內(nèi)富氫混合氣將逐漸被稀釋和吹出系統(tǒng)。

4 抑制措施及有效性分析

根據(jù)上述分析，停車時采用惰性氣體充填阻止倒吸空氣和稀釋可燃混合氣可有效降低爆燃、爆轟的風(fēng)險。具體措施如下：

a）增大機艙吹氮流量，最大程度減少倒吸空氣；

b）1.5 m彎管出口加裝氮氣氣封裝置，盡量阻止倒吸空氣。

現(xiàn)系統(tǒng)已改造完畢，經(jīng)調(diào)試，增加的一路機艙吹氮及氮氣氣封，流量均約為 38 (N·m3)/s，加上原有機艙吹氮，機艙吹氮流量為 40 (N·m3)/s，氮氣氣封流量為 38 (N·m3)/s。

若機艙吹氮在停車瞬間打開，氣封閥門關(guān)機前0.3 s打開，則基本能夠保證降噪系統(tǒng)不會倒吸空氣；即使少量倒吸，進入系統(tǒng)的也主要是氮氣。考慮到水蒸汽液化，機艙吹氮至少要工作5 s就可將富氫混合氣全部排出系統(tǒng)外。因此，爆轟現(xiàn)象可以從根本上杜絕。

5 結(jié) 論

a）由于氫氧發(fā)動機為富氫燃燒，燃?xì)庵懈缓瑲錃?，因此存在形成富氫混合氣的基礎(chǔ)；

b）原試驗降噪系統(tǒng)高模試驗停車時存在倒吸空氣，在系統(tǒng)中與富氫混合氣混合，可在局部形成危險混合氣，遇上點火能量就可能產(chǎn)生爆燃或爆轟；

c）根據(jù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及布局，爆轟發(fā)生點最大可能在冷卻器轉(zhuǎn)1.5 m彎管處；

d）采取加大機艙吹氮和設(shè)置氮氣氣封的措施，可以杜絕爆燃或爆轟的發(fā)生。