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(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

0 引言

液氫液氧推進(jìn)劑具有高比沖、無毒無污染的優(yōu)點(diǎn)，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(jìn)劑。近年來，世界各國均致力于研制高性能的低溫上面級(jí)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(shí)間為4～7 d，深空探測任務(wù)在軌時(shí)間為數(shù)周、數(shù)月甚至更長時(shí)間。而目前有應(yīng)用的低溫上面級(jí)火箭，以半人馬座為例，執(zhí)行LEO、GEO和GTO任務(wù)時(shí)最長在軌時(shí)間不超過8 h。

制約氫氧推進(jìn)劑長期在軌任務(wù)的主要問題如下：

1)推進(jìn)劑蒸發(fā)控制問題。由于低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低、極易汽化的特點(diǎn)，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(jìn)劑不斷蒸發(fā)使箱壓升高，為了保持推進(jìn)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(jìn)劑蒸氣排出箭外，造成浪費(fèi)。即使采取了泡沫隔熱、多層隔熱等措施，貯箱中的低溫推進(jìn)劑仍然有每天1%～2%的蒸發(fā)量，造成了推進(jìn)劑的浪費(fèi)。

2)推進(jìn)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(jìn)劑長期處于微重力或零重力環(huán)境，一方面增加了推進(jìn)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(dòng)機(jī)啟動(dòng)前需要將推進(jìn)劑沉底，保證推進(jìn)劑出流不夾氣。

3)長時(shí)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(jí)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(huì)成倍增加。采用太陽能帆板需要復(fù)雜的執(zhí)行機(jī)構(gòu)和定向控制，增加了成本，同時(shí)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(hù)復(fù)雜，成本較高。

4)增補(bǔ)壓氦氣用量問題。氫氧上面級(jí)在主發(fā)動(dòng)機(jī)工作階段可用從發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)劑的品質(zhì)，必須將貯箱控制在較低的壓力，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前，采用氦氣補(bǔ)壓將氣枕壓力提高至發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)所需要的壓力。隨著貯箱容積的增大、任務(wù)周期和發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)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(jìn)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(jìn)劑，單獨(dú)設(shè)置肼推進(jìn)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(huì)使所攜帶的肼推進(jìn)劑大幅增加，進(jìn)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(jí)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(jí)火箭對軌道的占用，要求對末級(jí)火箭進(jìn)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(shí)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(jìn)劑、姿控推進(jìn)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(gè)低溫末級(jí)的運(yùn)載能力和成本設(shè)計(jì)，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(jìn)上面級(jí)(ACES)方案得以實(shí)現(xiàn)的基礎(chǔ)，是提升性能的關(guān)鍵技術(shù)。其設(shè)計(jì)思路為：收集低溫上面級(jí)氫箱、氧箱中蒸發(fā)出來的氫氣和氧氣，引入氫氧內(nèi)燃機(jī)(ICE)中燃燒作功，輸出的軸功可用于帶動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，同時(shí)帶動(dòng)壓縮機(jī)或流體泵實(shí)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(jī)的排氣產(chǎn)生的推力可用于推進(jìn)劑沉底。理論上可替代上面級(jí)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(jí)的運(yùn)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(jī)作為系統(tǒng)集成的關(guān)鍵組件，可將上面級(jí)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(jī)燃燒氫氣和氧氣，產(chǎn)生的熱能膨脹做功，驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，其能量轉(zhuǎn)化效率受卡諾循環(huán)效率和機(jī)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(jī)的電能轉(zhuǎn)化效率不高，但其優(yōu)勢是利用內(nèi)燃機(jī)產(chǎn)生的余熱可汽化推進(jìn)劑用于貯箱自生增壓，內(nèi)燃機(jī)排出的廢氣可用于提供連續(xù)的沉底推力，內(nèi)燃機(jī)的機(jī)械軸功可用于發(fā)電、帶動(dòng)流體泵或壓縮機(jī)等設(shè)備，理論上內(nèi)燃機(jī)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(jī)的發(fā)展情況進(jìn)行總結(jié)，提出了適用于空間在軌應(yīng)用的氫氧內(nèi)燃機(jī)設(shè)計(jì)方案，通過仿真分析獲得了氫氧內(nèi)燃機(jī)設(shè)計(jì)關(guān)鍵參數(shù)，在此基礎(chǔ)上，開展了氫氧內(nèi)燃機(jī)原理性地面驗(yàn)證試驗(yàn)。

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

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

氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jìn)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(dú)注入到燃燒室中，形成富氧混合物并通過催化作用點(diǎn)燃。從本質(zhì)上講，內(nèi)燃機(jī)許用溫度的混合比是函數(shù)。為保持內(nèi)燃機(jī)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(dú)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(jìn)行點(diǎn)火。內(nèi)燃機(jī)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(jī)試驗(yàn)，共進(jìn)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(jī)的氫氧電力系統(tǒng)概念如圖3所示。氫氧內(nèi)燃機(jī)消耗超臨界氫、氧貯箱內(nèi)的氫氣和氧氣燃燒做功，驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，同時(shí)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(dòng)的氫氧壓縮機(jī)提高壓力后供內(nèi)燃機(jī)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(jī)由ULA公司和Roush Industries公司設(shè)計(jì)，其繼承了NASA的上述研制經(jīng)驗(yàn)，于2010年制造并測試了2臺(tái)氫氧內(nèi)燃機(jī)。單缸活塞氫氧內(nèi)燃機(jī)和單轉(zhuǎn)子Wankel內(nèi)燃機(jī)(200 ml排量)，見圖4(a)和(b)，兩臺(tái)內(nèi)燃機(jī)均經(jīng)歷了“熱試車”考核，試驗(yàn)結(jié)果良好。試驗(yàn)驗(yàn)證了氫氧內(nèi)燃機(jī)在不同的混合比、電力輸出、點(diǎn)火條件、進(jìn)氣條件和轉(zhuǎn)速條件下運(yùn)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(jī)燃燒穩(wěn)定，燃燒過程不會(huì)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(xiǎn)。Wankel轉(zhuǎn)子內(nèi)燃機(jī)優(yōu)勢在于較高的功率質(zhì)量比及無氣門機(jī)構(gòu)。對Wankel內(nèi)燃機(jī)進(jìn)行了詳細(xì)的熱測量，通過75個(gè)以上的熱耦合通道測量內(nèi)燃機(jī)不同部位的熱載荷，為內(nèi)燃機(jī)再生冷卻設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

(a)單缸氫氧內(nèi)燃機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)

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(dòng)機(jī)殼體熱變形，給密封件潤滑和冷卻機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)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(jī)(簡稱I-6內(nèi)燃機(jī))，即第三代內(nèi)燃機(jī)。如圖5所示。

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

I-6內(nèi)燃機(jī)在質(zhì)量、操作穩(wěn)健性、性能、散熱、冗余和振動(dòng)方面表現(xiàn)最佳。與Wankel內(nèi)燃機(jī)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(jìn)劑汽化；可用余熱越多，整體系統(tǒng)的設(shè)計(jì)越健壯。多缸設(shè)計(jì)還具備冗余能力，即使一個(gè)或多個(gè)氣缸失效，內(nèi)燃機(jī)仍可繼續(xù)運(yùn)行。由于I-6內(nèi)燃機(jī)中吸氣沖程的重疊，流經(jīng)進(jìn)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(dòng)力可直接用于泵和發(fā)電機(jī)。6缸氫氧內(nèi)燃機(jī)的排量具有較大的設(shè)計(jì)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(fù)載增長。

第三代內(nèi)燃機(jī)的設(shè)計(jì)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(jī)長度小于700 mm，質(zhì)量小于50 kg。采用商用內(nèi)燃機(jī)火花塞點(diǎn)火線圈系統(tǒng)。氧氣噴射電磁閥采用Moog公司的無滑動(dòng)配合(懸浮導(dǎo)向)電磁閥，能夠?qū)⒕_的氧氣噴射到每個(gè)氣缸，在峰值轉(zhuǎn)速時(shí)，動(dòng)作頻率大于60次/s，噴射時(shí)間1 ms，在純氧中可實(shí)現(xiàn)1 800萬次循環(huán)。該內(nèi)燃機(jī)實(shí)際上是兩個(gè)3缸內(nèi)燃機(jī)中間夾著一臺(tái)變速箱，能夠提供3∶1的轉(zhuǎn)速增量用于啟動(dòng)發(fā)電機(jī)，可以在高速工況下、發(fā)電機(jī)模式和空轉(zhuǎn)模式下工作。通過離合器控制內(nèi)燃機(jī)的動(dòng)力分離，驅(qū)動(dòng)IVF壓縮機(jī)。三代氫氧內(nèi)燃機(jī)性能參數(shù)對比如表1所示。

表1 三代氫氧內(nèi)燃機(jī)性能參數(shù)對比

在I-6內(nèi)燃機(jī)的設(shè)計(jì)中，氣門機(jī)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(dòng)元件連桿和曲柄軸承。曲軸箱作為進(jìn)入氫氣的蓄能器，活塞環(huán)竄氣被進(jìn)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(jī)進(jìn)氣歧管。由于排氣通道接近冷卻通道，因此內(nèi)燃機(jī)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(jī)將產(chǎn)生約20 kW(26HP)的軸功率，大約是航天飛機(jī)軌道器上可用的總電力。其工作時(shí)燃燒氫氣的流量水平，低于現(xiàn)有空間飛行器的推進(jìn)劑蒸發(fā)沸騰速率。內(nèi)燃機(jī)釋放的余熱同時(shí)用于蒸發(fā)推進(jìn)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(jī)廢氣排氣所產(chǎn)生的推力用于推進(jìn)劑沉底，因此可認(rèn)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?xì)錃?、零排放、清潔能源的燃料汽車作為重點(diǎn)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?dú)獾绕渌栊詺怏w，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(dá)國家早在20世紀(jì)60年代就開始進(jìn)行氫燃料內(nèi)燃機(jī)的研究。德國在氫動(dòng)力車研究方面起步較早并且積極推進(jìn)其發(fā)展，第一臺(tái)燃?xì)鋬?nèi)燃機(jī)是德國的Dr.Rudolph.Eren于1950年實(shí)驗(yàn)成功的；奔馳公司自20世紀(jì)70年代就開始了燃?xì)鋬?nèi)燃機(jī)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(jī)汽車，2003年已有多輛寶馬牌750 hL型氫氣燃料內(nèi)燃機(jī)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(jī)的研究推向新的高度。

我國在民用氫內(nèi)燃機(jī)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(jī)的研究，并針對氫內(nèi)燃機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)中存在的問題，提出了燃燒改進(jìn)方案；浙江大學(xué)、吉林工業(yè)大學(xué)、天津大學(xué)等進(jìn)行了有關(guān)在汽油機(jī)的燃燒過程中加入部分氫氣改善汽油機(jī)燃燒過程的研究；上海交通大學(xué)利用計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬技術(shù)對氫氣內(nèi)燃機(jī)的性能進(jìn)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(jī)樣機(jī)。

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(jī)、氫空內(nèi)燃機(jī)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(gè)領(lǐng)域的氫內(nèi)燃機(jī)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(jī)技術(shù)與用于航天領(lǐng)域的氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)應(yīng)用技術(shù)研究。實(shí)現(xiàn)氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jī)氫氣冷卻換熱技術(shù)、內(nèi)燃機(jī)微重力環(huán)境潤滑技術(shù)等。

2 氫氧內(nèi)燃機(jī)方案

氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jī)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(jí)火箭設(shè)備供電。機(jī)械輸出峰值功率為2.4 kW，用于帶動(dòng)氫氣氧氣壓縮機(jī)或流體泵等。

本文設(shè)計(jì)了一種單缸四沖程活塞式氫氧內(nèi)燃機(jī)，原理見圖6。氫氧內(nèi)燃機(jī)主要由進(jìn)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(jī)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(jī)模型參數(shù)如表2所示。

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

表2 氫氧內(nèi)燃機(jī)計(jì)算參數(shù)

3 氫氧內(nèi)燃機(jī)仿真

采用商用計(jì)算軟件ANSYS Chemkin Pro17.0中的SI Engine Zonal Simulator模塊，用氫氧內(nèi)燃機(jī)模型作為研究對象，對氫氣、氧氣整個(gè)燃燒過程進(jìn)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(jìn)氣門關(guān)閉到排氣門開啟這段時(shí)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(jìn)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(diǎn)燃、形成火核，同時(shí)湍流預(yù)混火焰由初始火核向未燃混合氣擴(kuò)展。第三個(gè)階段為做功階段，持續(xù)到排氣門開啟，此時(shí)只有已燃區(qū)。

仿真過程中內(nèi)燃機(jī)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?jí)毫?.1 MPa，點(diǎn)火時(shí)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(jī)缸內(nèi)平均壓力可以看出，點(diǎn)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?yàn)楦粴淙紵龡l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(jī)許用壓力。采用當(dāng)量混合比時(shí)，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(jī)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(jī)點(diǎn)火前缸內(nèi)溫度為650 K，缸內(nèi)溫度在點(diǎn)火后快速增加，當(dāng)量混合比時(shí)，最高溫度達(dá)到了3 800 K，超出了內(nèi)燃機(jī)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(jī)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(jī)缸內(nèi)溫度在合理范圍內(nèi)。當(dāng)混合比小于2.0時(shí)，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(jī)的功率如圖9所示，內(nèi)燃機(jī)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(jī)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(shí)，內(nèi)燃機(jī)的功率達(dá)到9 kW(6 000 r/min)，扭矩達(dá)到14 N·m(6 000 r/min)。為提高氫氧內(nèi)燃機(jī)的使用壽命，若進(jìn)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(jī)功率曲線Fig.9 The power curve of H2/O2 ICE

圖10 氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jī)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(diǎn)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(diǎn)火前溫度升高。因此，降低壓縮比，可控制點(diǎn)火前壓力和溫度，防止壓縮點(diǎn)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(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)

氫氧內(nèi)燃機(jī)原理試驗(yàn)系統(tǒng)如圖13所示。試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括氫氣供給系統(tǒng)、氧氣供給系統(tǒng)、氮?dú)獯党到y(tǒng)、氫氧內(nèi)燃機(jī)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等。其中，氫氧內(nèi)燃機(jī)(虛框部分)主要由內(nèi)燃機(jī)、電源系統(tǒng)、進(jìn)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(jì)； 5-氧氣氣源閥； 6-氧氣減壓閥； 7-氧氣截止閥；8-氧氣流量計(jì)；9-氮?dú)鈿庠撮y； 10-氮?dú)鉁p壓器；11-氮?dú)饨刂归y； 12-數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)； 13-點(diǎn)火控制開關(guān)；14-液氮換熱器； 15-常溫氫氣進(jìn)氣閥； 16-氧氣電磁閥； 17-低溫氫氣進(jìn)氣閥； 18-氫氣排放口； 19-放氣閥 ；20-火花塞； 21-排氣管； 22-點(diǎn)火線圈； 23-電池圖13 氫氧內(nèi)燃機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.13 The test system of H2/O2 ICE

內(nèi)燃機(jī)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(yàn)理論混合比約為0.4，第二次試驗(yàn)理論混合比約為0.6。內(nèi)燃機(jī)燃?xì)溲鮾?nèi)燃機(jī)轉(zhuǎn)速曲線如圖14所示。點(diǎn)火啟動(dòng)后氫氧內(nèi)燃機(jī)在啟動(dòng)過程中噴射正常，轉(zhuǎn)速為500～800 r/min，啟動(dòng)時(shí)間為2～3 s。完成啟動(dòng)過程后，第一次試驗(yàn)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為2 000～2 370 r/min，第二次試驗(yàn)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為2 800～3 160 r/min。

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

氫氧內(nèi)燃機(jī)氫氣進(jìn)氣管入口壓力如圖15所示。啟動(dòng)前氫氣入口壓力為100 kPa，啟動(dòng)后進(jìn)氣管入口壓力維持在41～44 kPa。說明氫氧內(nèi)燃機(jī)可在較低的氫氣入口壓力下運(yùn)行，壓力低于末級(jí)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(jí)火箭液氧箱氣枕壓力相當(dāng)。

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

氫氧內(nèi)燃機(jī)入口溫度如圖16所示。內(nèi)燃機(jī)表面溫度低于汽缸蓋表面溫度，兩次試驗(yàn)中內(nèi)燃機(jī)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(dá)到平衡值。汽缸蓋表面溫度第一次試驗(yàn)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(yàn)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(yàn)，說明隨著混合比的升高，轉(zhuǎn)速升高，內(nèi)燃機(jī)的產(chǎn)生的熱量增加。

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

根據(jù)氫氧內(nèi)燃機(jī)入口壓力、溫度及轉(zhuǎn)速的試驗(yàn)結(jié)果可計(jì)算出氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jí)火箭最大加注量31 t計(jì)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(jī)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(jī)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(jī)燃燒特性的影響因素進(jìn)行仿真研究，采用Chemkin內(nèi)燃機(jī)燃燒仿真的方法計(jì)算了不同混合比、不同壓縮比條件下氫氧內(nèi)燃機(jī)缸內(nèi)燃燒特性。設(shè)計(jì)了氫氧內(nèi)燃機(jī)原理樣機(jī)和試驗(yàn)系統(tǒng)，并開展了氫氧內(nèi)燃機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)驗(yàn)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(jī)缸內(nèi)燃燒時(shí)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(shí)，容積為200 ml的氫氧內(nèi)燃機(jī)理論上可獲得5 kW(6 000 r/min)的輸出功率。

2)試驗(yàn)結(jié)果表明，氫氧內(nèi)燃機(jī)具有較好的點(diǎn)火啟動(dòng)性能，在混合比為0.4～0.6時(shí)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(jī)氫氣、氧氣入口壓力與低溫末級(jí)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(jìn)劑貯箱的平均蒸發(fā)量。

通過上述仿真分析及原理性試驗(yàn)，驗(yàn)證了氫氧內(nèi)燃機(jī)技術(shù)應(yīng)用于低溫上面級(jí)火箭的可行性，為后續(xù)系統(tǒng)方案的設(shè)計(jì)提供參考。國內(nèi)關(guān)于氫氧內(nèi)燃機(jī)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(jī)空間失重狀態(tài)下潤滑、內(nèi)燃機(jī)氫氣冷卻及大溫差換熱器、振動(dòng)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(yàn)證試驗(yàn)，才有望在未來實(shí)現(xiàn)氫氧內(nèi)燃機(jī)及其系統(tǒng)在低溫上面級(jí)中的應(yīng)用，提高運(yùn)載效率，延長任務(wù)周期。