王 玨，孫慧娟，劉 恒，李錦江

（1. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076；2. 北京航天動力研究所，北京，100076）

0 引 言

某氫氧發(fā)動機采用了先進的閉式膨脹循環(huán)[1]，氫氧渦輪泵的驅(qū)動工質(zhì)不再是高溫燃氣，而是經(jīng)過推力室冷卻夾套加溫的常溫氣氫。該發(fā)動機沒有采取其它發(fā)動機利用起動器作為外能源起動的方案，而是采取箱壓自身啟動方式[2]，最初的起動能源是經(jīng)過推力室冷卻夾套等結(jié)構(gòu)金屬熱容加溫的氣氫[3]，起動能量有限。因此膨脹循環(huán)發(fā)動機起動過程與結(jié)構(gòu)溫度具有相關性。在深空探測任務中，發(fā)動機長時間在深冷空間駐留或滑行后，結(jié)構(gòu)溫度逐漸降低，進而導致初始起動能量降低。發(fā)動機低溫下起動，存在起動失敗風險。本文對閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機在較低結(jié)構(gòu)溫度情況下的起動特性開展分析研究。 主要由推力室、氫/氧渦輪泵、閥門等組合件組成，氫/氧渦輪泵的驅(qū)動工質(zhì)是經(jīng)過推力室冷卻夾套加溫的氣氫，做功后的氣氫全部進入推力室與全部氧進行混合燃燒，燃氣經(jīng)噴管延伸段膨脹加速產(chǎn)生推力。發(fā)動機系統(tǒng)原理見圖1。

圖1 閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)原理Fig.1 Closed Expander Cycle System

1 膨脹循環(huán)發(fā)動機工作原理

閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機沒有燃氣發(fā)生器副系統(tǒng)[4,5]，與中國其它氫氧發(fā)動機采用火藥啟動器的外能源起動方式不同，膨脹循環(huán)發(fā)動機采用了更加簡潔的箱壓自身起動方案，即在氫/氧貯箱的低壓力下，推進劑分別經(jīng)過氫/氧泵進入推力室點火燃燒，同時渦輪泵由靜止逐漸開始旋轉(zhuǎn)加速，貯箱供應的低壓推進劑經(jīng)過泵升壓后進入推力室，推力室壓力也隨之升高，直至發(fā)動機達到額定推力下的參數(shù)水平。

膨脹循環(huán)發(fā)動機預冷時，低溫氫與管路和推力室冷卻夾套金屬進行熱交換達到某一個溫度，為起動渦輪的工質(zhì)提供一定初始能量。當氫/氧泵預冷充分，發(fā)動機滿足起動條件后，推力室點火器點火。箱壓下，推力室冷卻夾套出口的氣氫驅(qū)動氫渦輪泵起旋，并經(jīng)氫主閥進入推力室內(nèi)與氧混合，進行低壓燃燒，燃氣使推力室冷卻夾套內(nèi)的氫溫度升高，驅(qū)動渦輪的氣氫能量增加，渦輪起動加速，最終達額定工況平穩(wěn)工作[6]。

從膨脹循環(huán)發(fā)動機工作原理可以看出，以推力室冷卻夾套為主的結(jié)構(gòu)溫度是發(fā)動機初始起動能量的基礎，當其它條件滿足要求后，結(jié)構(gòu)溫度就決定初始起動能量的大小。結(jié)構(gòu)溫度與起動能量成正相關。深空駐留或滑行過程中，外界環(huán)境為冷黑背景，發(fā)動機結(jié)構(gòu)由于輻射換熱，逐漸趨于環(huán)境溫度；預冷過程中，氫進入到冷卻夾套及管路，最終截止在氫主閥前，隨著時間的發(fā)展，容腔內(nèi)低溫氫質(zhì)量逐漸增加，結(jié)構(gòu)溫度也不斷下降；如果出現(xiàn)閥門泄漏等故障情況，結(jié)構(gòu)也會進一步降低。這些情況都會對發(fā)動機的起動工作造成不利影響。

美國RL10發(fā)動機是世界上首臺閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機。在研制過程中，對較低結(jié)構(gòu)溫度下的起動特性進行了研究。根據(jù)研究結(jié)果規(guī)定飛行過程中發(fā)動機起動時，推力室結(jié)構(gòu)平均溫度必須介于139~316 K，其燃燒室壓力起動曲線[7,8]如圖2所示。

圖2 不同推力室結(jié)構(gòu)溫度下RL10發(fā)動機的起動曲線Fig.2 RL10 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

從圖2可以看出，推力室結(jié)構(gòu)溫度降低后，發(fā)動機起動速度變慢。表現(xiàn)在初始起動后的壓力快速爬升轉(zhuǎn)折點明顯推遲，起動壓力峰也大幅降低。

2 發(fā)動機低溫起動過程仿真分析

為了獲得發(fā)動機在不同結(jié)構(gòu)溫度下起動特性，利用AMESim仿真軟件，按照發(fā)動機系統(tǒng)構(gòu)成進行了建模與分析。發(fā)動機系統(tǒng)仿真模型如圖3所示。在發(fā)動機中渦輪起動功質(zhì)氫能源主要來源于推力室，因此推力室冷卻夾套換熱仿真模型是本文研究重點，其它組件仿真模型[9,10]不再闡述。

圖3 AMESim仿真系統(tǒng)Fig.3 AMEsim Simulation Model

2.1 推力室冷卻夾套換熱仿真模型

膨脹循環(huán)發(fā)動機起動過程中，氫介質(zhì)在推力室冷卻夾套內(nèi)存在液態(tài)、兩相、氣態(tài)等狀態(tài)變化，因此其換熱模型是膨脹循環(huán)發(fā)動機仿真模型的重要組成部分。為保證仿真精度，將推力室冷卻夾套沿軸向分為9段，換熱面積變化較大的喉部和擴散段分段數(shù)適度增加。

由于進入推力室冷卻夾套內(nèi)的介質(zhì)初始為液氫，起動過程中介質(zhì)沿流動路程隨推力室傳熱情況存在升溫氣化兩相轉(zhuǎn)變[11]，因此選用兩相流換熱管道進行分析。本文分析過程中使用了單相和兩相流動模型。對于推力室的金屬熱容量選用熱容量模型進行計算。

a）單相流動模型。

針對單相流動模型，按照層流和湍流2種流動情況進行分析。

層流流動時，對流換熱系數(shù)為

式中λ為流體熱導率；Dh為等效水力直徑；Nulam為努賽爾數(shù)，取定值：Nulam=3.66。

湍流流動時，對流換熱系數(shù)使用Gnielinski模型[12]計算：

式中Re為雷諾數(shù)；Pr為普朗特數(shù)；ξ為摩擦系數(shù)，使用Churchill模型[13]進行計算。

b）兩相流動模型。

對于兩相流動的情形，按照氣相在壁面冷凝或液相在壁面沸騰2種情況分析。

當壁面溫度低于過流介質(zhì)氫溫度時，介質(zhì)會在壁面冷凝。冷凝過程的對流換熱系數(shù)采用Shah[14]相關系數(shù)計算：

式中x為含氣率；h為對流換熱系數(shù)，腳標l表示液相參數(shù)；pred為參考壓力。

當壁面溫度高于過流介質(zhì)氫溫度時，介質(zhì)會在壁面沸騰。沸騰過程的對流換熱系數(shù)采用VDI[15]相關系數(shù)計算：

式中hcv為對流沸騰換熱系數(shù)，采用式（6）計算；hNcB為核態(tài)沸騰換熱系數(shù)，采用式（7）計算[16]。

式中ρ為密度，腳標g為氣相參數(shù)；hl用式（2）計算。

式中hNcB0為參考壓力下的核態(tài)沸騰換熱系數(shù)；FPF為從介質(zhì)傳遞給壁面的熱量，用式（8）計算；q為熱流密度；nf為熱流密度歸一化指數(shù)，用式（9）計算；Rp為表面粗糙度；F(M)為剩余修正因子，取為0.35；腳標0表示標準值。

c）熱容量。

推力室結(jié)構(gòu)金屬溫度T動態(tài)數(shù)值用能量平衡公式計算：

式中 dhi為輸入的熱量；Cp為溫度T下材料的比熱。

2.2 發(fā)動機低溫起動特性仿真

利用上節(jié)建立的動態(tài)仿真模型，在保持特定貯箱壓力情況下，選擇了5種推力室結(jié)構(gòu)溫度代表不同的初始熱容量，對發(fā)動機的起動特性進行了仿真分析，結(jié)果見圖4。常規(guī)地面試驗曲線見圖5。

圖4 不同推力室結(jié)構(gòu)溫度發(fā)動機起動曲線Fig.4 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

圖5 常規(guī)地面試驗發(fā)動機起動曲線Fig.5 Start Curve of Routine Test

從圖4和圖5可以看出，在常規(guī)試驗條件下，發(fā)動機起動仿真曲線和試驗結(jié)果曲線一致性較好，仿真模型精度滿足分析要求。從仿真曲線可以看出其他溫度下發(fā)動機起動速度較常溫下偏慢，并且溫度越低，起動速度越慢。即隨著發(fā)動機推力室結(jié)構(gòu)溫度的降低，氫介質(zhì)溫度進入冷卻夾套后獲得的熱量有限，發(fā)動機初始起動能量逐漸減弱，同時在起動過程中，推力室內(nèi)燃氣對冷卻氫加熱的時滯性逐漸明顯，導致發(fā)動機起動速度變慢，且起動壓力峰值逐漸消失?？焖倥郎D(zhuǎn)折點與RL10發(fā)動機一樣明顯推遲。分析結(jié)果也表明在推力室結(jié)構(gòu)溫度低至60 K時發(fā)動機依然可以起動，低于RL10發(fā)動機起動條件要求的結(jié)構(gòu)下限溫度。

3 發(fā)動機低溫起動特性試驗

為了獲得推力室冷卻夾套溫度較低情況下膨脹循環(huán)發(fā)動機的起動特性，與仿真分析結(jié)果互相印證，采用主動冷卻推力室方式，利用3臺發(fā)動機進行了一系列結(jié)構(gòu)溫度邊界起動試驗，研究推力室較低結(jié)構(gòu)溫度對膨脹循環(huán)發(fā)動機起動的影響。

以最低試驗溫度為例進行論述。該次試驗時，在發(fā)動機預冷過程中推力室壁溫變化曲線如圖6所示。到發(fā)動機點火起動前，沿縱向布置的3個推力室壁溫測量傳感器的溫度基本穩(wěn)定，且數(shù)值十分接近，均低于50 K，表明推力室結(jié)構(gòu)整體已達到溫度平衡，并接近冷卻氫溫度。隨后發(fā)動機按照既定程序點火起動。圖7為推力室不同壁溫情況下的起動曲線。表1為獲得的發(fā)動機起動加速性數(shù)據(jù)。

圖6 推力室結(jié)構(gòu)溫度變化曲線Fig.6 Thrust Chamber Metal Temperature Variation

圖7 推力室不同結(jié)構(gòu)溫度條件下的發(fā)動機起動壓力曲線Fig.7 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

表1 發(fā)動機起動加速性Tab.1 Start-up Acceleration

由發(fā)動機低溫起動試驗可知，不同的溫度下，發(fā)動機起動加速性不同，溫度越低，起動加速性越慢，表現(xiàn)出了與結(jié)構(gòu)溫度的正相關性，這與仿真分析結(jié)論一致。試驗結(jié)果表明發(fā)動機在推力室結(jié)構(gòu)溫度達到 70 K時依然能夠可靠起動，該溫度不僅覆蓋了美國RL10的結(jié)構(gòu)溫度，還向低溫方向進一步拓寬了溫度范圍，表明中國膨脹循環(huán)發(fā)動機起動具有較大的溫度裕度。該溫度遠低于通過其它試驗和仿真分析獲得的深空長時間滑行的起動溫度需求，對深空環(huán)境適應能力強。按照發(fā)動機的系統(tǒng)構(gòu)成，對飛行中的某些故障模式進行了評估。若飛行過程中故障模式出現(xiàn)，推力室結(jié)構(gòu)溫度被降低，可達到的溫度依然在這些試驗驗證溫度范圍內(nèi)，發(fā)動機依然可以正常起動，不存在起動失敗風險，表明了膨脹循環(huán)發(fā)動機具有較高的起動可靠性。

4 結(jié)束語

膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)特點及箱壓自身起動技術決定了推力室結(jié)構(gòu)溫度是膨脹循環(huán)發(fā)動機高空初始起動重要條件之一。通過仿真分析與低溫起動試驗獲得了發(fā)動機較低結(jié)構(gòu)溫度下的起動特性，證明了膨脹循環(huán)發(fā)動機低溫起動能力裕度高、健壯性好。