馬方超，吳俊峰，趙 濤，張連萬，丁建春

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076; 2.深低溫技術(shù)研究北京市重點實驗室，北京 100076)

0 引言

液氫液氧推進劑具有高比沖、無毒無污染的優(yōu)點，是未來執(zhí)行載人登月、深空探測等長期在軌任務(wù)的理想推進劑。近年來，世界各國均致力于研制高性能的低溫上面級火箭，并最大限度地延長其在軌任務(wù)周期，以應(yīng)對未來深空探測任務(wù)的需求。其中載人登月任務(wù)在軌時間為4～7 d，深空探測任務(wù)在軌時間為數(shù)周、數(shù)月甚至更長時間。而目前有應(yīng)用的低溫上面級火箭，以半人馬座為例，執(zhí)行LEO、GEO和GTO任務(wù)時最長在軌時間不超過8 h。

制約氫氧推進劑長期在軌任務(wù)的主要問題如下：

1)推進劑蒸發(fā)控制問題。由于低溫推進劑沸點低、極易汽化的特點，長期在軌滑行期間，受到太陽輻射、地球反射輻射、行星紅外輻射等外部熱流的影響，推進劑不斷蒸發(fā)使箱壓升高，為了保持推進劑品質(zhì)并防止貯箱超壓，需要打開排氣閥或安全閥排氣，使推進劑蒸氣排出箭外，造成浪費。即使采取了泡沫隔熱、多層隔熱等措施，貯箱中的低溫推進劑仍然有每天1%～2%的蒸發(fā)量，造成了推進劑的浪費。

2)推進劑管理問題。長期在軌任務(wù)需要多次變軌，長期在軌滑行。而推進劑長期處于微重力或零重力環(huán)境，一方面增加了推進劑與氣枕的換熱，不利于蒸發(fā)量的控制，為了控制蒸發(fā)量需要連續(xù)的小推力沉底。另一方面，在主發(fā)動機啟動前需要將推進劑沉底，保證推進劑出流不夾氣。

3)長時間供電問題。航天器在軌需要維持通信、設(shè)備溫度控制等操作，要求電源系統(tǒng)保證長期供電需求。目前上面級多采用化學(xué)電池供電，即使采用能量密度較高的鋰離子電池，隨著任務(wù)周期的延長，體積和質(zhì)量也會成倍增加。采用太陽能帆板需要復(fù)雜的執(zhí)行機構(gòu)和定向控制，增加了成本，同時降低了系統(tǒng)可靠性。采用燃料電池系統(tǒng)，需要處理其產(chǎn)生的水，在空間微重力狀態(tài)下使用維護復(fù)雜，成本較高。

4)增補壓氦氣用量問題。氫氧上面級在主發(fā)動機工作階段可用從發(fā)動機換熱器引出的氣氫和氣氧增壓，即自生增壓。但在長期滑行階段，為了保證推進劑的品質(zhì)，必須將貯箱控制在較低的壓力，發(fā)動機啟動前，采用氦氣補壓將氣枕壓力提高至發(fā)動機啟動所需要的壓力。隨著貯箱容積的增大、任務(wù)周期和發(fā)動機啟動次數(shù)的增加，需要攜帶更多的高壓氦氣瓶。

5)姿態(tài)及沉底控制用肼類推進劑問題。目前大部分姿態(tài)控制系統(tǒng)采用了有毒的肼類推進劑，單獨設(shè)置肼推進劑貯箱、擠壓系統(tǒng)和熱控系統(tǒng)等。隨著在軌任務(wù)周期的延長及對連續(xù)沉底推力的迫切需求，將會使所攜帶的肼推進劑大幅增加，進而使姿控系統(tǒng)整體質(zhì)量增加。

6)在軌鈍化及離軌處理問題。末級火箭將有效載荷送入軌道后，為了減少太空垃圾對載荷的威脅及末級火箭對軌道的占用，要求對末級火箭進行鈍化和離軌處理。這就需要在完成主任務(wù)后，仍然能夠提供足夠的電力、姿態(tài)控制能源等，同時要降低離軌處理成本。而目前為了保證任務(wù)適應(yīng)性，主貯箱推進劑、姿控推進劑和增壓氣體都留有余量，任務(wù)結(jié)束后，都無法利用而只能排出。

為了解決現(xiàn)有系統(tǒng)在功能和可靠性方面的限制，優(yōu)化整個低溫末級的運載能力和成本設(shè)計，延長在軌任務(wù)周期，美國聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司(ULA)提出了一種火箭集成流體技術(shù)(Integra-ted Vehicle Fluids，IVF)，該技術(shù)是其先進上面級(ACES)方案得以實現(xiàn)的基礎(chǔ)，是提升性能的關(guān)鍵技術(shù)。其設(shè)計思路為：收集低溫上面級氫箱、氧箱中蒸發(fā)出來的氫氣和氧氣，引入氫氧內(nèi)燃機(ICE)中燃燒作功，輸出的軸功可用于帶動發(fā)電機發(fā)電，同時帶動壓縮機或流體泵實現(xiàn)貯箱增壓、氣體貯存等功能，貯存的氣體可用于氫氧姿控推力器產(chǎn)生姿控推力，內(nèi)燃機的排氣產(chǎn)生的推力可用于推進劑沉底。理論上可替代上面級氦氣增壓系統(tǒng)、肼類姿控系統(tǒng)和電源系統(tǒng)，如圖1所示，不僅能顯著降低成本和質(zhì)量，提升上面級的運載能力，還能將飛行任務(wù)周期延長至數(shù)周。

圖1 IVF系統(tǒng)示意圖Fig.1 IVF simplified schematic

氫氧內(nèi)燃機作為系統(tǒng)集成的關(guān)鍵組件，可將上面級攜帶的能源整合為一種，即貯箱內(nèi)的氫和氧。氫氧內(nèi)燃機燃燒氫氣和氧氣，產(chǎn)生的熱能膨脹做功，驅(qū)動發(fā)電機發(fā)電，其能量轉(zhuǎn)化效率受卡諾循環(huán)效率和機械能損失的影響，電能轉(zhuǎn)化效率為30%～40%。而燃料電池將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能的效率約50%，與燃料電池相比，雖然內(nèi)燃機的電能轉(zhuǎn)化效率不高，但其優(yōu)勢是利用內(nèi)燃機產(chǎn)生的余熱可汽化推進劑用于貯箱自生增壓，內(nèi)燃機排出的廢氣可用于提供連續(xù)的沉底推力，內(nèi)燃機的機械軸功可用于發(fā)電、帶動流體泵或壓縮機等設(shè)備，理論上內(nèi)燃機的能量綜合轉(zhuǎn)化效率更高。

本文針對國內(nèi)外空間在軌應(yīng)用的氫氧內(nèi)燃機的發(fā)展情況進行總結(jié)，提出了適用于空間在軌應(yīng)用的氫氧內(nèi)燃機設(shè)計方案，通過仿真分析獲得了氫氧內(nèi)燃機設(shè)計關(guān)鍵參數(shù)，在此基礎(chǔ)上，開展了氫氧內(nèi)燃機原理性地面驗證試驗。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

早在20世紀(jì)60年代，NASA就已開展了氫氧內(nèi)燃機的研究工作，該項研究來源于DARPA和NASA的合作項目。Lewis研究中心與Vickers公司的團隊共同合作進行氫氧內(nèi)燃機的研究。研究對象主要包括氫氧內(nèi)燃機空間輔助供電系統(tǒng)和3kW氫氧內(nèi)燃機，如圖2所示。1963年前驗證了氫氧內(nèi)燃機的可行性，并判定氧氣噴射式內(nèi)燃機性能特征優(yōu)于化油器內(nèi)燃機。1963年7月1日至1964年8月31日，進行了氧氣噴射式內(nèi)燃機氫氧內(nèi)燃機的研究。目標(biāo)是進行工程研究、設(shè)計、制造、性能測試和耐力測試，設(shè)計能夠在空間環(huán)境運行的輔助發(fā)電裝置。這是研制的第一代氫氧內(nèi)燃機。

圖2 第一代氫氧內(nèi)燃機Fig.2 The first generation of H2/O2 Internal Combustion Engine(ICE)

氫氧內(nèi)燃機理論熱力循環(huán)是二沖程狄賽爾循環(huán)(Dessel cycle)，主要取決于進氣壓力和氧氣噴射速度，最終決定燃燒壓力升高速率。氫氣和氧氣分別單獨注入到燃燒室中，形成富氧混合物并通過催化作用點燃。從本質(zhì)上講，內(nèi)燃機許用溫度的混合比是函數(shù)。為保持內(nèi)燃機的溫度在合理范圍內(nèi)，將氧氣-氫氣混合比限制在2∶1左右。設(shè)有單獨提供氫氣和氧氣的凸輪噴射閥，通過無活塞端口排出廢氣，汽缸筒周圍有冷卻套管，由汽缸蓋中的催化劑進行點火。內(nèi)燃機工作轉(zhuǎn)速在3 000～4 000 r/min范圍內(nèi)。早期的氫氧內(nèi)燃機試驗，共進行了500 h的測試，獲得了良好的效果。

基于第一代氫氧內(nèi)燃機的氫氧電力系統(tǒng)概念如圖3所示。氫氧內(nèi)燃機消耗超臨界氫、氧貯箱內(nèi)的氫氣和氧氣燃燒做功，驅(qū)動發(fā)電機發(fā)電，同時也可利用火箭貯箱中蒸發(fā)的氫氣和氧氣經(jīng)過自身驅(qū)動的氫氧壓縮機提高壓力后供內(nèi)燃機使用。

圖3 氫氧電力系統(tǒng)Fig.3 Hydrcgen-Oxygen power system concept

第二代氫氧內(nèi)燃機由ULA公司和Roush Industries公司設(shè)計，其繼承了NASA的上述研制經(jīng)驗，于2010年制造并測試了2臺氫氧內(nèi)燃機。單缸活塞氫氧內(nèi)燃機和單轉(zhuǎn)子Wankel內(nèi)燃機(200 ml排量)，見圖4(a)和(b)，兩臺內(nèi)燃機均經(jīng)歷了“熱試車”考核，試驗結(jié)果良好。試驗驗證了氫氧內(nèi)燃機在不同的混合比、電力輸出、點火條件、進氣條件和轉(zhuǎn)速條件下運行的可靠性。結(jié)果表明，在較低的氧氣氫氣混合比下，氫氧內(nèi)燃機燃燒穩(wěn)定，燃燒過程不會導(dǎo)致爆震、早燃等現(xiàn)象。低混合比工況下廢氣排氣溫度比汽油燃燒廢氣溫度低幾百攝氏度，降低了排氣系統(tǒng)承受高溫所帶來的風(fēng)險。Wankel轉(zhuǎn)子內(nèi)燃機優(yōu)勢在于較高的功率質(zhì)量比及無氣門機構(gòu)。對Wankel內(nèi)燃機進行了詳細的熱測量，通過75個以上的熱耦合通道測量內(nèi)燃機不同部位的熱載荷，為內(nèi)燃機再生冷卻設(shè)計提供依據(jù)。

(a)單缸氫氧內(nèi)燃機點火試驗

最終上述測試的結(jié)果表明，氫的快速燃燒及其較高的火焰溫度導(dǎo)致火花塞周圍產(chǎn)生集中的高溫區(qū)域。這將使氧氣-氫氣的最大混合比受到限制，并導(dǎo)致發(fā)動機殼體熱變形，給密封件潤滑和冷卻機構(gòu)的設(shè)計帶來了一定的困難。因此，最終選擇了液冷式6缸直列內(nèi)燃機(簡稱I-6內(nèi)燃機)，即第三代內(nèi)燃機。如圖5所示。

圖5 第三代氫氧內(nèi)燃機Fig.5 The third generation of H2/O2 ICE

I-6內(nèi)燃機在質(zhì)量、操作穩(wěn)健性、性能、散熱、冗余和振動方面表現(xiàn)最佳。與Wankel內(nèi)燃機相比，具備優(yōu)異的潤滑系統(tǒng)，并通過標(biāo)準(zhǔn)液體冷卻利用其較大的表面積吸取余熱。在IVF系統(tǒng)中，余熱用于推進劑汽化；可用余熱越多，整體系統(tǒng)的設(shè)計越健壯。多缸設(shè)計還具備冗余能力，即使一個或多個氣缸失效，內(nèi)燃機仍可繼續(xù)運行。由于I-6內(nèi)燃機中吸氣沖程的重疊，流經(jīng)進氣系統(tǒng)的氣體流量更加穩(wěn)定，更易調(diào)節(jié)。簡化了混合比控制裝置和電子控制系統(tǒng)，功率輸出更加平穩(wěn)，恒定的動力可直接用于泵和發(fā)電機。6缸氫氧內(nèi)燃機的排量具有較大的設(shè)計余量，在中等轉(zhuǎn)速下即可提供所需的額定輸出功率，以應(yīng)對未來可能的負載增長。

第三代內(nèi)燃機的設(shè)計排量為600 ml，壓縮比為6.5，最高安全轉(zhuǎn)速為8 000 r/min。內(nèi)燃機長度小于700 mm，質(zhì)量小于50 kg。采用商用內(nèi)燃機火花塞點火線圈系統(tǒng)。氧氣噴射電磁閥采用Moog公司的無滑動配合(懸浮導(dǎo)向)電磁閥，能夠?qū)⒕_的氧氣噴射到每個氣缸，在峰值轉(zhuǎn)速時，動作頻率大于60次/s，噴射時間1 ms，在純氧中可實現(xiàn)1 800萬次循環(huán)。該內(nèi)燃機實際上是兩個3缸內(nèi)燃機中間夾著一臺變速箱，能夠提供3∶1的轉(zhuǎn)速增量用于啟動發(fā)電機，可以在高速工況下、發(fā)電機模式和空轉(zhuǎn)模式下工作。通過離合器控制內(nèi)燃機的動力分離，驅(qū)動IVF壓縮機。三代氫氧內(nèi)燃機性能參數(shù)對比如表1所示。

表1 三代氫氧內(nèi)燃機性能參數(shù)對比

在I-6內(nèi)燃機的設(shè)計中，氣門機構(gòu)置于曲軸箱中，曲軸箱設(shè)置循環(huán)潤滑系統(tǒng)，可冷卻活塞并潤滑滾動元件連桿和曲柄軸承。曲軸箱作為進入氫氣的蓄能器，活塞環(huán)竄氣被進入的氫氣清除，離心分離器允許潤滑油再循環(huán)并將氫氣輸送到內(nèi)燃機進氣歧管。由于排氣通道接近冷卻通道，因此內(nèi)燃機傳遞給冷卻液的熱量更多，可滿足貯箱增壓用液氫和液氧的蒸發(fā)需求。

在額定混合比(1.0)和供氣壓力為典型貯箱壓力的條件下，氫氧內(nèi)燃機將產(chǎn)生約20 kW(26HP)的軸功率，大約是航天飛機軌道器上可用的總電力。其工作時燃燒氫氣的流量水平，低于現(xiàn)有空間飛行器的推進劑蒸發(fā)沸騰速率。內(nèi)燃機釋放的余熱同時用于蒸發(fā)推進劑，將軸功率和余熱有效結(jié)合起來用于貯箱自生增壓。內(nèi)燃機廢氣排氣所產(chǎn)生的推力用于推進劑沉底，因此可認為總能量轉(zhuǎn)換效率接近100%。

在民用領(lǐng)域，國際汽車行業(yè)巨頭很早就已經(jīng)把燃氫氣、零排放、清潔能源的燃料汽車作為重點研發(fā)目標(biāo)。與航天領(lǐng)域不同的是，氫燃料汽車不需要攜帶氧氣，可以利用空氣中的氧氣作為氧化劑，由于空氣中含有氮氣等其他惰性氣體，氫氣空氣燃燒溫度較氫氣在純氧中的溫度低，技術(shù)難度相對較低。美國、德國、日本和俄羅斯等發(fā)達國家早在20世紀(jì)60年代就開始進行氫燃料內(nèi)燃機的研究。德國在氫動力車研究方面起步較早并且積極推進其發(fā)展，第一臺燃氫內(nèi)燃機是德國的Dr.Rudolph.Eren于1950年實驗成功的；奔馳公司自20世紀(jì)70年代就開始了燃氫內(nèi)燃機領(lǐng)域的預(yù)研工作，1978年開發(fā)了第一輛氫燃料樣車；寶馬汽車公司從1978年開始開發(fā)以氫氣為燃料的內(nèi)燃機汽車，2003年已有多輛寶馬牌750 hL型氫氣燃料內(nèi)燃機汽車在柏林市投入使用。日本武藏工業(yè)大學(xué)和日產(chǎn)汽車公司長期合作不斷將液氫內(nèi)燃機的研究推向新的高度。

我國在民用氫內(nèi)燃機研究方面起步較晚，相關(guān)技術(shù)力量比較薄弱。浙江大學(xué)較早開展了氫內(nèi)燃機的研究，并針對氫內(nèi)燃機運轉(zhuǎn)中存在的問題，提出了燃燒改進方案；浙江大學(xué)、吉林工業(yè)大學(xué)、天津大學(xué)等進行了有關(guān)在汽油機的燃燒過程中加入部分氫氣改善汽油機燃燒過程的研究；上海交通大學(xué)利用計算機數(shù)值模擬技術(shù)對氫氣內(nèi)燃機的性能進行了預(yù)測；北京理工大學(xué)和長安福特汽車公司均已研制成功了燃燒氫氣的內(nèi)燃機樣機。

綜上所述，無論在航天領(lǐng)域還是民用領(lǐng)域，國外的氫氧內(nèi)燃機、氫空內(nèi)燃機的技術(shù)基本成熟，并逐漸形成了較清晰的技術(shù)路線。兩個領(lǐng)域的氫內(nèi)燃機技術(shù)有相通之處，但也存在差別。用于汽車領(lǐng)域的氫空內(nèi)燃機技術(shù)與用于航天領(lǐng)域的氫氧內(nèi)燃機技術(shù)相比，技術(shù)難度相對較低。國內(nèi)航天的氫氧內(nèi)燃機技術(shù)研究才剛剛起步，缺乏技術(shù)基礎(chǔ)，可充分借鑒國內(nèi)外在氫空內(nèi)燃機領(lǐng)域已取得的成果，在此基礎(chǔ)上開展空間在軌氫氧內(nèi)燃機應(yīng)用技術(shù)研究。實現(xiàn)氫氧內(nèi)燃機空間在軌應(yīng)用，需要解決的關(guān)鍵技術(shù)包括氫氧燃燒溫度控制技術(shù)、內(nèi)燃機氫氣冷卻換熱技術(shù)、內(nèi)燃機微重力環(huán)境潤滑技術(shù)等。

2 氫氧內(nèi)燃機方案

氫氧內(nèi)燃機可利用液氫、液氧貯箱氣枕蒸發(fā)排出的氫氣和氧氣，其氫氣入口壓力為0.15～0.3 MPa(絕壓)，氧氣入口壓力為0.2～0.3 MPa(絕壓)。氫氧內(nèi)燃機總輸出功率不小于4 kW，最高轉(zhuǎn)速6 000 r/min。其中，峰值發(fā)電功率1.5 kW，主要用于低溫末級火箭設(shè)備供電。機械輸出峰值功率為2.4 kW，用于帶動氫氣氧氣壓縮機或流體泵等。

本文設(shè)計了一種單缸四沖程活塞式氫氧內(nèi)燃機，原理見圖6。氫氧內(nèi)燃機主要由進氣道、排氣道、汽缸、活塞、氣門組件、曲柄連桿、曲軸和火花塞等組成。氫氧內(nèi)燃機汽缸容積為200 ml，汽缸直徑為63.5 mm，活塞行程為62.2 mm，曲柄連桿長度為90 mm，壓縮比為7.5，氫氧內(nèi)燃機模型參數(shù)如表2所示。

圖6 氫氧內(nèi)燃機簡化模型Fig.6 The simplified model of H2/O2 ICE

表2 氫氧內(nèi)燃機計算參數(shù)

3 氫氧內(nèi)燃機仿真

采用商用計算軟件ANSYS Chemkin Pro17.0中的SI Engine Zonal Simulator模塊，用氫氧內(nèi)燃機模型作為研究對象，對氫氣、氧氣整個燃燒過程進行仿真分析。SI Engine Zonal Simulator模型是多區(qū)零維模型，可以用于仿真從進氣門關(guān)閉到排氣門開啟這段時間內(nèi)的氣缸內(nèi)氣體組分的變化歷程。第一階段為預(yù)燃燒階段，這一階段開始于進氣門關(guān)閉，持續(xù)到燃燒開始。在預(yù)混燃燒階段，只有未燃區(qū)含有混合氣，并且沒有質(zhì)量交換。第二階段為燃燒階段，在這一階段火花塞釋放能量形成高溫區(qū)，使可燃混合氣溫度迅速升高被點燃、形成火核，同時湍流預(yù)混火焰由初始火核向未燃混合氣擴展。第三個階段為做功階段，持續(xù)到排氣門開啟，此時只有已燃區(qū)。

仿真過程中內(nèi)燃機的曲軸轉(zhuǎn)角從-135°CA開始，到135°CA結(jié)束，缸內(nèi)初始溫度300 K，初始壓力為0.1 MPa，點火時刻為-3°CA，轉(zhuǎn)速為2 000～5 000 r/min。

3.1 不同混合比影響分析

不同混合比下缸內(nèi)壓力隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線對比結(jié)果如圖7所示?；旌媳葹檠鯕獾馁|(zhì)量流量與氫氣質(zhì)量流量的比值，用表示。

(1)

圖7 不同混合比條件下缸內(nèi)壓力對比Fig.7 In-cylinder pressure comparison under different mixing ratio conditions

采用富氫燃燒策略混合比分別取值0.5，1.0，2.0。從內(nèi)燃機缸內(nèi)平均壓力可以看出，點火前壓力為1.5 MPa，隨著混合比的減小，缸內(nèi)壓力由7 MPa下降至3 MPa，因此，采用富氫燃燒策略即降低混合比，可以顯著降低缸內(nèi)最高壓力峰值。這主要是因為富氫燃燒條件下混合氣中氧氣含量不足以支持全部燃料充分燃燒，從而導(dǎo)致缸內(nèi)平均圧力峰值降低，這說明可以通過采用富氫燃燒的方法來控制缸內(nèi)平均壓力，以保證缸內(nèi)平均壓力不超過內(nèi)燃機許用壓力。采用當(dāng)量混合比時，氫氣氧氣燃燒產(chǎn)生的最大缸內(nèi)壓力超出了一般內(nèi)燃機所承受的范圍(3～6.5 MPa)，因此，必須將混合比控制在2.0以內(nèi)，保證最高壓力不超過6 MPa。

不同混合比下缸內(nèi)溫度隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線對比結(jié)果如圖8所示。從圖中可以看出，氫氣-氧氣內(nèi)燃機點火前缸內(nèi)溫度為650 K，缸內(nèi)溫度在點火后快速增加，當(dāng)量混合比時，最高溫度達到了3 800 K，超出了內(nèi)燃機所能夠承受的最高溫度(2 800 K)。隨著氧氣氫氣混合比的減小，內(nèi)燃機缸內(nèi)最高溫度由3 800 K降低至1 300 K。結(jié)果表明，通過富氫燃燒策略降低混合比的方式能夠控制內(nèi)燃機缸內(nèi)溫度在合理范圍內(nèi)。當(dāng)混合比小于2.0時，最高溫度可控制在2 800 K以內(nèi)。

圖8 不同混合比條件下缸內(nèi)溫度對比Fig.8 In-cylinder temperature comparison under different mixing ratio conditions

氫氧內(nèi)燃機的功率如圖9所示，內(nèi)燃機扭矩如圖10所示。隨著氧氣氫氣質(zhì)量混合比的增大，氫氧內(nèi)燃機的指示功率逐漸增大，扭矩逐漸增大。當(dāng)氧氣氫氣混合比為2.0時，內(nèi)燃機的功率達到9 kW(6 000 r/min)，扭矩達到14 N·m(6 000 r/min)。為提高氫氧內(nèi)燃機的使用壽命，若進一步控制缸內(nèi)溫度不高于2 200 K，將混合比控制在1.0以內(nèi)，可獲得最大功率5 kW(6 000 r/min)，最大扭矩8 N·m(6 000 r/min)。

圖9 氫氧內(nèi)燃機功率曲線Fig.9 The power curve of H2/O2 ICE

圖10 氫氧內(nèi)燃機的扭矩曲線Fig.10 The torque curve of H2/O2 ICE

3.2 不同壓縮比影響分析

氫氧內(nèi)燃機的壓縮比定義為汽缸總?cè)莘e與燃燒室容積之比。

(2)

式中，為汽缸總?cè)莘e，單位為L；為燃燒室容積，單位為L；為汽缸工作容積(排量)，單位為L。

不同壓縮比下缸內(nèi)平均壓力如圖11所示。隨著壓縮比的增大，缸內(nèi)最高壓力呈增大趨勢，點火前壓力由1.5 MPa升高至2.3 MPa。缸內(nèi)最大壓力由4.0 MPa升高至5.8 MPa。不同壓縮比下缸內(nèi)溫度如圖12所示。隨著壓縮比的增大，缸內(nèi)最高溫度基本不變，但點火前溫度升高。因此，降低壓縮比，可控制點火前壓力和溫度，防止壓縮點火產(chǎn)生。

圖11 不同壓縮比條件下缸內(nèi)壓力對比Fig.11 In-cylinder pressure comparison under different compression ratio conditions

圖12 不同壓縮比缸內(nèi)溫度對比Fig.12 In-cylinder temperature comparison under different compression ratio conditions

4 氫氧內(nèi)燃機驗證試驗

氫氧內(nèi)燃機原理試驗系統(tǒng)如圖13所示。試驗系統(tǒng)主要包括氫氣供給系統(tǒng)、氧氣供給系統(tǒng)、氮氣吹除系統(tǒng)、氫氧內(nèi)燃機、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等。其中，氫氧內(nèi)燃機(虛框部分)主要由內(nèi)燃機、電源系統(tǒng)、進氣系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)、氧噴射系統(tǒng)、控制單元等組成。

1-氫氣氣源閥； 2-氫氣減壓閥； 3-氫氣截止閥； 4-氫氣流量計； 5-氧氣氣源閥； 6-氧氣減壓閥； 7-氧氣截止閥；8-氧氣流量計；9-氮氣氣源閥； 10-氮氣減壓器；11-氮氣截止閥； 12-數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)； 13-點火控制開關(guān)；14-液氮換熱器； 15-常溫氫氣進氣閥； 16-氧氣電磁閥； 17-低溫氫氣進氣閥； 18-氫氣排放口； 19-放氣閥 ；20-火花塞； 21-排氣管； 22-點火線圈； 23-電池圖13 氫氧內(nèi)燃機試驗系統(tǒng)Fig.13 The test system of H2/O2 ICE

內(nèi)燃機氫氣入口壓力為0.1 MPa(絕壓)，氧氣入口壓力為0.3 MPa(絕壓)，第一次試驗理論混合比約為0.4，第二次試驗理論混合比約為0.6。內(nèi)燃機燃氫氧內(nèi)燃機轉(zhuǎn)速曲線如圖14所示。點火啟動后氫氧內(nèi)燃機在啟動過程中噴射正常，轉(zhuǎn)速為500～800 r/min，啟動時間為2～3 s。完成啟動過程后，第一次試驗穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為2 000～2 370 r/min，第二次試驗穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為2 800～3 160 r/min。

圖14 氫氧內(nèi)燃機轉(zhuǎn)速試驗結(jié)果Fig.14 Speed in the test of H2/O2 ICE

氫氧內(nèi)燃機氫氣進氣管入口壓力如圖15所示。啟動前氫氣入口壓力為100 kPa，啟動后進氣管入口壓力維持在41～44 kPa。說明氫氧內(nèi)燃機可在較低的氫氣入口壓力下運行，壓力低于末級火箭液氫箱的飽和蒸氣壓。氧氣采用電磁閥噴射模式，氧氣入口壓力在250～300 kPa范圍內(nèi)，與末級火箭液氧箱氣枕壓力相當(dāng)。

圖15 氫氧內(nèi)燃機入口壓力試驗結(jié)果Fig.15 Inlet pressure in test of H2/O2 ICE

氫氧內(nèi)燃機入口溫度如圖16所示。內(nèi)燃機表面溫度低于汽缸蓋表面溫度，兩次試驗中內(nèi)燃機表面溫度由31 ℃升高至41 ℃，溫升為10 ℃，平均溫度升高率為0.035 7 ℃/s。從升高趨勢看，基本達到平衡值。汽缸蓋表面溫度第一次試驗由37 ℃升高至50 ℃，溫升為13 ℃，平均溫度升高率為0.046 4 ℃/s。第二次試驗汽缸蓋表面溫度由34 ℃升高至54 ℃，溫升為20 ℃，平均溫度升高率為0.071 4 ℃/s，均高于第一次試驗，說明隨著混合比的升高，轉(zhuǎn)速升高，內(nèi)燃機的產(chǎn)生的熱量增加。

圖16 氫氧內(nèi)燃機溫度試驗結(jié)果Fig.16 Surface temperature in test of H2/O2 ICE

根據(jù)氫氧內(nèi)燃機入口壓力、溫度及轉(zhuǎn)速的試驗結(jié)果可計算出氫氧內(nèi)燃機消耗的氫氣的質(zhì)量流量為0.044～0.048 g/s，消耗的氧氣的質(zhì)量流量為0.019～0.02 g/s。按照低溫上面級火箭最大加注量31 t計算，其中液氫加注4.5 t，液氧加注26 t。假設(shè)在貯箱絕熱水平較高的情況下，液氧日蒸發(fā)量為0.16%，液氫日蒸發(fā)量為1%，氫氣平均蒸發(fā)質(zhì)量流量為0.52 g/s，氧氣平均蒸發(fā)質(zhì)量流量為0.48 g/s。氫氧內(nèi)燃機燃燒做功所消耗的氫氣和氧氣的質(zhì)量流量小于低溫貯箱氫氣和氧氣的蒸發(fā)量，說明采用氫氧內(nèi)燃機利用貯箱蒸發(fā)出的低壓氫氣和氧氣是可行的。

5 結(jié)論

通過對氫氧內(nèi)燃機燃燒特性的影響因素進行仿真研究，采用Chemkin內(nèi)燃機燃燒仿真的方法計算了不同混合比、不同壓縮比條件下氫氧內(nèi)燃機缸內(nèi)燃燒特性。設(shè)計了氫氧內(nèi)燃機原理樣機和試驗系統(tǒng)，并開展了氫氧內(nèi)燃機點火試驗驗證，得到以下結(jié)論：

1)仿真結(jié)果表明，氫氣氧氣在內(nèi)燃機缸內(nèi)燃燒時溫度、壓力高，燃燒速度快，可通過降低壓縮比和降低混合比的方式控制缸內(nèi)溫度及壓力；氫氣氧氣在較大的富氫燃燒混合比下能夠穩(wěn)定燃燒，當(dāng)混合比為1.0時，容積為200 ml的氫氧內(nèi)燃機理論上可獲得5 kW(6 000 r/min)的輸出功率。

2)試驗結(jié)果表明，氫氧內(nèi)燃機具有較好的點火啟動性能，在混合比為0.4～0.6時可獲得2 000～3 000 r/min的穩(wěn)定轉(zhuǎn)速輸出。缸蓋處平均溫升率為0.046 4～0.071 4 ℃/s。氫氧內(nèi)燃機氫氣、氧氣入口壓力與低溫末級火箭貯箱氣枕壓力相當(dāng)，所消耗的氫氣、氧氣質(zhì)量流量小于低溫推進劑貯箱的平均蒸發(fā)量。

通過上述仿真分析及原理性試驗，驗證了氫氧內(nèi)燃機技術(shù)應(yīng)用于低溫上面級火箭的可行性，為后續(xù)系統(tǒng)方案的設(shè)計提供參考。國內(nèi)關(guān)于氫氧內(nèi)燃機空間應(yīng)用的研究才剛剛起步，后續(xù)還需要解決內(nèi)燃機空間失重狀態(tài)下潤滑、內(nèi)燃機氫氣冷卻及大溫差換熱器、振動工況下氣氫管路密封、疲勞壽命等關(guān)鍵技術(shù)，開展大量的系統(tǒng)驗證試驗，才有望在未來實現(xiàn)氫氧內(nèi)燃機及其系統(tǒng)在低溫上面級中的應(yīng)用，提高運載效率，延長任務(wù)周期。