趙 芳,任澤斌,王 飛,史 煜,李先鋒,羅智鋒

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000;3. 中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院, 四川 綿陽 621300)

相對于壓縮空氣、氮氣等常溫引射氣源而言,高溫燃氣引射具有引射效率高、裝置規(guī)模小等優(yōu)勢,廣泛應(yīng)用于航空航天及武器系統(tǒng)等領(lǐng)域,主要包括超燃沖壓發(fā)動機地面試驗平臺、負壓和真空抽負系統(tǒng)、激光器排氣系統(tǒng)等[1-6]。

燃氣引射的氣源來源于燃氣發(fā)生器的燃燒產(chǎn)物,而燃氣發(fā)生器是通過燃燒化學(xué)推進劑產(chǎn)生一定壓力及高溫氣體的裝置[7-9]。燃氣發(fā)生器種類繁多,其中航空、航天及武器系統(tǒng)引射領(lǐng)域常采用的燃氣發(fā)生器種類主要包括:過氧化氫催化分解的單組元燃氣發(fā)生器,低濃度過氧化氫與酒精雙組元燃氣發(fā)生器,空氣(還包括氧氣或液氧)、烴類燃料、水三組元燃氣發(fā)生器,基于航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的單管燃燒室燃氣發(fā)生器以及基于航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的環(huán)形燃燒室燃氣發(fā)生器等[10-16]。

綜合分析而言,上述各類燃氣發(fā)生器均存在一定程度的不足,主要包括:過氧化氫催化分解的單組元燃氣發(fā)生器存在燃氣焓值低、引射效率低、運行成本高等問題;低濃度過氧化氫與酒精雙組元燃氣發(fā)生器點火困難,需采用預(yù)燃室預(yù)先點火,再者,運行及維護成本高;空氣、烴類燃料、水三組元燃氣發(fā)生器系統(tǒng)較為復(fù)雜,需配備冷卻水噴注系統(tǒng),同樣帶來運行及維護成本問題;基于航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的單管燃燒室燃氣發(fā)生器存在容積流量上限限制,帶來主燃孔與摻混孔射流深度不夠的問題,進一步影響系統(tǒng)性能;基于航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的環(huán)形燃燒室燃氣發(fā)生器同樣受容積流量上限的影響,隨著容積流量的增加,火焰筒高度基本不變,但火焰筒直徑變化較大,使得燃氣發(fā)生器整體尺寸增大,導(dǎo)致制造成本急劇增加,同時也增大了整體裝置的安裝場地。此外,上述前三類燃氣發(fā)生器燃燒區(qū)域內(nèi)壁面與火焰直接接觸,需配置夾套水冷系統(tǒng)實施冷卻,大大增加了配套的輔助系統(tǒng)規(guī)模,不利于引射系統(tǒng)的小型化[7,16]。

為此,在上述分析的基礎(chǔ)上,結(jié)合一種引射系統(tǒng)大流量、小型化等需求,綜合各類燃氣發(fā)生器的特點,提出了一種多點噴射以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進劑的新型引射氣源方案。該方案選用的推進劑組合安全環(huán)保、便于運輸與儲存,價格低廉且容易獲取。結(jié)構(gòu)上設(shè)計有效結(jié)合了液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室的綜合優(yōu)勢,采用了類似于液體火箭發(fā)動機噴注盤結(jié)構(gòu)的頭部以及航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的火焰筒。由此,該型燃氣發(fā)生器不僅具有點火裝置簡單,燃氣焓值及燃燒效率高,運行及維護成本低,還包括不需要額外的冷卻裝置而帶來的體積規(guī)模小、質(zhì)量小等優(yōu)點[7,13-14]。

本文為解決領(lǐng)域內(nèi)現(xiàn)有燃氣發(fā)生器存在的諸多缺點,以引射裝置大流量高溫燃氣、小型化使用需求為牽引,研制了一種多點噴射結(jié)構(gòu)、以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進劑的新型燃氣發(fā)生器試驗件及配套試驗平臺。開展了多種狀態(tài)下的試驗研究,驗證了燃氣發(fā)生器方案的合理可行性,并獲得了一定研究成果。

1 燃氣發(fā)生器方案

多點噴射空氣、酒精燃氣發(fā)生器的設(shè)計參數(shù)如表1所示,根據(jù)表中設(shè)計參數(shù),結(jié)合液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計方法開展了燃氣發(fā)生器的方案設(shè)計。

表1 燃氣發(fā)生器設(shè)計參數(shù)

設(shè)計的多點噴射空氣、酒精燃氣發(fā)生器結(jié)構(gòu)組成主要包括進口擴壓器、離心噴嘴、兩級旋流器、噴液盤、點火電嘴、火焰筒及殼體等,具體示意圖如圖1所示,工作原理如圖2所示。

圖1 燃氣發(fā)生器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of gas generator

圖2 工作原理Fig.2 Principle drawing of gas generator

常規(guī)的航空發(fā)動機燃燒室進口為環(huán)形結(jié)構(gòu),而該型燃氣發(fā)生器為圓筒形,因此擴壓器設(shè)計為錐筒收口。

噴嘴性能直接影響到燃氣發(fā)生器的燃燒性能,本方案中采用雙油路離心式噴嘴,結(jié)合兩級旋流器共同工作,如圖3所示,其工作原理在于:霧化時,燃料在噴嘴的供應(yīng)壓力下進行一次霧化,緊接著在兩級旋流器的共同作用下進行二次霧化。由于旋流器的作用,霧化后的燃油在文氏管內(nèi)表面形成油膜,并在出口處產(chǎn)生剪切破碎[7]。

圖3 噴嘴霧化過程示意圖Fig.3 Spray process of pressure-swirl injector with swirler

為了解決現(xiàn)有燃氣發(fā)生器存在的容積流量較大帶來的尺寸過大問題,重新設(shè)計了燃燒組織方式,燃燒組織采用布置在同一平面,即借鑒液體火箭發(fā)動機燃燒室推力室頭部設(shè)計方法,設(shè)計燃料噴液盤(如圖4所示),通過多點噴射的方式將燃料注入火焰筒中參與燃燒;噴液盤主要由燃料分流盤、流道蓋板、離心噴嘴安裝孔等組成。燃料分流盤采用整體機加工,在一整塊圓形毛料上銑出氣流通道與燃料分流槽(燃料通道),將整體機加工的流道蓋板焊接在燃料分流槽上;進油接頭、噴嘴進油管分別焊接在分流盤上[16]。

孤植采用全樣本調(diào)查方式；綠籬采用樣方調(diào)查方式，隨機抽查3個樣方，4m2/樣方，栽植25株/m2，每個樣方樣本量100株；片植采用樣方調(diào)查方式，隨機抽查3個樣方，20m2/樣方，栽植5株/m2，每個樣方樣本量100株。

圖4 噴液盤三維結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 3D structure diagram of injection tray

燃氣發(fā)生器火焰筒上游區(qū)域沿周向布置兩個互為角度的點火電嘴,有效保證低溫(達到253 K)來流條件下的點火率。為有效保證燃氣發(fā)生器長時間安全運行,火焰筒頭部設(shè)計采用“沖擊+氣膜”的冷卻方式(如圖5所示),低溫空氣通過開設(shè)在燃料分流霧化裝置上的若干孔沖擊在擋濺盤上形成沖擊冷卻,之后通過擋濺盤上均勻分布的大量傾斜小孔進入燃燒區(qū),在擋濺盤高溫側(cè)形成一層均勻氣膜,減少高溫燃氣與擋濺盤之間的對流傳熱,將擋濺盤溫度控制在金屬長期許用工作溫度下[16]。

圖5 火焰筒頭部冷卻結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Cooling structure diagram of combustion liner head

火焰筒壁面采用多斜孔氣膜冷卻(如圖6所示),通過火焰筒壁面均勻分布的大量傾斜小孔進入火焰筒,在火焰筒內(nèi)壁形成一層均勻的氣膜,將火焰筒內(nèi)高溫燃氣與金屬壁面隔開,有效降低了高溫燃氣與金屬壁面的對流傳熱,使得火焰筒壁面溫度控制在金屬長期許用工作溫度下[16]。

圖6 火焰筒壁面多斜孔冷卻結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Cooling structure diagram of combustion liner wall

燃氣發(fā)生器的基本工作流程如下:高速氣流進入擴壓器后,在擴壓器等壓力梯度漸擴通道的作用下,氣流速度逐漸降低至火焰筒進口所需數(shù)值,經(jīng)擴壓器減速后的新鮮空氣一部分由頭部裝置進入火焰筒,一部分進入火焰筒與殼體之間的環(huán)形通道,通過開設(shè)在火焰筒壁面的各類孔(包括氣膜孔、補燃孔及摻混孔)進入火焰筒;火焰筒頭部進入的新鮮空氣在軸向旋流器的作用下,在燃燒區(qū)域形成有利于火焰穩(wěn)定的回流區(qū),并與離心噴嘴噴射出的燃料充分混合形成可燃混合物,通過布置在火焰筒壁面上的高能等離子點火電嘴直接點火燃燒,燃燒后形成的高溫燃氣與摻混孔進入的低溫空氣進行高效摻混,在發(fā)生器出口形成滿足需要的高溫燃氣[16]。

2 試驗系統(tǒng)

燃氣發(fā)生器試驗系統(tǒng)包括噴霧試驗系統(tǒng)及熱試車試驗系統(tǒng),原理圖分別如圖7、圖8所示。其中噴霧試驗系統(tǒng)主要用于噴嘴性能的測試及篩選,主要構(gòu)成包括試驗對象、霧化臺、供應(yīng)系統(tǒng)、測控系統(tǒng)及測量設(shè)備(主要包括單反相機及馬爾文粒徑測量儀等)。

圖7 噴霧測試平臺原理示意圖Fig.7 Schematic diagram of spray test platform

圖8 燃氣發(fā)生器熱試車原理示意圖Fig.8 Hot test schematic diagram of gas generator

熱試車試驗系統(tǒng)主要用于開展燃氣發(fā)生器的點火試驗及燃燒性能研究試驗等,包含推進劑(空氣與水(酒精模擬工質(zhì)))供給系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)及排氣系統(tǒng)等。

空氣供給系統(tǒng)包含氣罐及管道閥門組件等。水(酒精模擬工質(zhì))供給系統(tǒng)包含儲罐、擠推系統(tǒng)及吹除系統(tǒng)等[7]。

測量控制系統(tǒng)包括運行時序控制及參數(shù)測量等,所采用的相關(guān)測量設(shè)備包括壓力傳感器、溫度傳感器及流量計等。其中,壓力傳感器采用壓阻式壓力變送器,最大響應(yīng)頻率達到30 kHz,全量程測量精度達到0.5%;溫度傳感器采用耙式結(jié)構(gòu),測量精度達到±1 K;流量計則采用渦輪流量計,全量程精度達到1%[7]。

3 試驗結(jié)果與分析

3.1 噴霧性能

衡量噴霧性能的主要指標包括噴霧錐角、噴霧粒徑等,相關(guān)結(jié)果如圖9、圖10所示。其中,圖9給出了噴注壓降為2.5 MPa工況下對應(yīng)的單噴嘴噴霧場。由圖9可知,噴霧分兩層,界面清晰明顯,對應(yīng)的錐角分別為111.3°、73.7°,與設(shè)計值(2.5 MPa噴注壓降下對應(yīng)內(nèi)外兩層錐角的設(shè)計值分別為104°、70°)基本保持一致。

圖9 單噴嘴設(shè)計工況下的噴霧場Fig.9 Photograph of spray field under design condition

圖10 不同截面上的SMD值隨噴注壓降的變化曲線Fig.10 SMD with pressure drop of different cross-section

噴嘴不同噴注壓降下不同截面上的SMD分布如圖10所示,由圖可知,同一測量高度(噴嘴出口中心至激光軸中心之間的距離)下,隨著噴注壓降的增大,SMD值逐漸變小,但這種趨勢在開始時比較明顯,當噴注壓降達到1.5 MPa后,隨著噴注壓降的增大,SMD值的減小趨于平緩;設(shè)計工況下(噴注壓降對應(yīng)為2.5 MPa)噴嘴SMD值達到40 μm左右,優(yōu)于設(shè)計指標50 μm;隨著噴注壓降的增大,各測量高度下所測得到的SMD值表現(xiàn)的趨勢及大小基本保持一致,因此,相關(guān)的噴霧對比試驗測量位置均設(shè)置在距離噴嘴出口中軸線下游15 cm高度處。

3.2 點火特性

針對設(shè)計的多點噴射燃氣發(fā)生器,開展了一系列的點火試驗,出于安全考慮,選取燃氣流量為30 kg/s作為點火特性研究工況,相關(guān)曲線如圖11所示。由圖可知,與常規(guī)燃氣發(fā)生器保持一致,點火試驗分為啟動過程、燃燒過程及關(guān)車過程三個典型過程。其中,啟動過程指的是從空氣、酒精依次進入燃燒室至兩者在燃燒室內(nèi)建壓的過程;燃燒過程指的是燃燒室建壓后維持壓力穩(wěn)定工作的過程;關(guān)車過程指的是酒精供應(yīng)閥門關(guān)閉、吹除過程直至空氣供應(yīng)閥門關(guān)閉的過程。

圖11 燃氣發(fā)生器30 kg/s流量工況下壓力曲線Fig.11 Operation pressure curves of gas generator under 30 kg/s mass flowrate condition

通常采用點火時間及著火延遲時間來評價燃氣發(fā)生器的啟動性能,相關(guān)曲線如圖12所示,在此定義點火時間ti為燃氣發(fā)生器酒精噴前壓力突躍時刻至燃燒室壓力突躍時刻的間隔;著火延遲時間ts則定義為燃氣發(fā)生器燃燒室壓力突躍時刻至燃燒室壓力達到穩(wěn)態(tài)壓力值的95%之間的時間間隔[7,11,18]。由圖可知,燃氣發(fā)生器在30 kg/s工況下的點火及著火延遲時間分別約為0.14 s、0.25 s,相比于該工況下的空氣壓力達標時間1.1 s而言,可以認為:在忽略燃料霧化、蒸發(fā)及混合等毫秒量級時間的前提下,燃氣發(fā)生器點火時,酒精基本上是在噴入燃燒室的同時被點燃,即點火時間很短;此外,點著后的火焰?zhèn)鞑ニ俣容^快,使得燃燒室壓力在很短的時間內(nèi)達到穩(wěn)定值,即著火延遲時間同樣較短[7]。

圖12 燃氣發(fā)生器啟動階段曲線Fig.12 Start-up curve of gas generator

為了適應(yīng)引射器多工況工作條件,同時探究燃氣發(fā)生器貧油點火邊界,在此針對燃氣發(fā)生器開展了貧油點火極限探究試驗,安全起見,此項工作仍基于30 kg/s流量工況開展,通過調(diào)節(jié)酒精流量改變推進劑的余氣系數(shù)α,實現(xiàn)多種試驗工況,相關(guān)試驗工況及試驗結(jié)果如表2所示。其中,中途熄火對應(yīng)的工況工作曲線如圖13所示,可知,在2.4 s時刻,燃燒室壓力出現(xiàn)陡增,表明燃氣發(fā)生器點火成功,但此時燃燒產(chǎn)生的熱量與空氣帶走的熱量基本持平,燃燒出現(xiàn)振蕩,造成燃氣發(fā)生器熄火,說明此時的余氣系數(shù)基本達到貧油點火極限。

圖13 燃氣發(fā)生器貧油點火極限工作曲線Fig.13 Test curve of gas generator under the lean ignition limit

表2 貧油點火試驗工況及結(jié)果

3.3 設(shè)計工況性能

燃氣發(fā)生器設(shè)計工況下的工作曲線如圖14所示,可知,發(fā)生器啟動迅速,燃燒室壓力曲線平穩(wěn),流量及壓力滿足設(shè)計指標要求。

圖14 燃氣發(fā)生器設(shè)計工況下工作曲線Fig.14 Operation curves of gas generator under the design condition

燃氣發(fā)生器測量端出口溫度(圖8所示的溫度排架2,測點按從上到下順序依次編號)的分布如圖15所示,由圖可見,同一徑向截面上溫度的分布呈現(xiàn)中間高、兩側(cè)低,這符合管路的熱防護設(shè)計;此外,同一徑向截面上溫度的偏差保持在50 K以內(nèi),滿足設(shè)計指標要求。根據(jù)航空發(fā)動機燃燒室常用的出口溫度評價指標——溫度徑向分布系數(shù)來分析燃氣發(fā)生器測量端出口溫度的分布均勻性,溫度徑向分布系數(shù)計算式如下[7]:

圖15 測量端出口溫度曲線Fig.15 Measurement section temperature distribution curves

式中,trmax、tin及tout分別表示燃氣發(fā)生器出口某截面徑向剖面最高溫度、來流平均溫度及出口平均溫度。

鑒于數(shù)據(jù)有限,將燃氣發(fā)生器徑向排架溫度視為徑向剖面溫度,經(jīng)過數(shù)據(jù)分析計算得到燃氣發(fā)生器設(shè)計工況下的徑向分布系數(shù)為8.6%,優(yōu)于航空發(fā)動機燃燒室對出口燃氣的均勻性指標要求(小于10%)[7,19]。

此外,為考核及驗證火焰筒壁面多斜孔氣膜冷卻的有效性,試驗過程中對火焰筒壁溫進行了實時監(jiān)測,具體測點布局及編號示意圖如圖16所示。

圖16 火焰筒壁面溫度測點分布Fig.16 Combustion liner temperature measuring point

燃氣發(fā)生器設(shè)計工況下的火焰筒壁溫曲線如圖17所示,根據(jù)曲線可知,試驗過程中火焰筒壁溫已達到平衡,各壁面測點的溫度均小于873 K,遠遠小于火焰筒材料GH3039長期允許的使用溫度[7]。此外,火焰筒壁溫沿氣流方向分布呈現(xiàn)中間高、兩端低,由此可見,燃燒基本集中控制在中上游,不存在火焰過長問題,提高了設(shè)備的安全性能。為驗證火焰筒頭部采用“沖擊+氣膜”冷卻方式的有效性,給出了燃氣發(fā)生器近100車次熱試(約2 000 s工作時間)后的噴注面板實物圖(如圖18所示),可知噴注面板經(jīng)長時間工作后,深顏色區(qū)域較少,且集中于旋流器周邊,可以認為該型燃氣發(fā)生器滿足長時間安全運行要求。

圖17 火焰筒壁面溫度曲線Fig.17 Combustion liner temperature distribution

圖18 噴注面板燒蝕照片F(xiàn)ig.18 Erosion photo of injection panel

4 結(jié)論

1)多點噴射結(jié)構(gòu)燃氣發(fā)生器技術(shù)方案可行,結(jié)構(gòu)緊湊,點火可靠性高,啟動迅速,運行平穩(wěn),出口溫度場均勻,滿足設(shè)計指標要求。

2)相對于現(xiàn)有應(yīng)用引射領(lǐng)域內(nèi)的燃氣發(fā)生器而言,多點噴射結(jié)構(gòu)方案大大提升了空間利用率,減小了輔助系統(tǒng)規(guī)模,有效保證了引射系統(tǒng)的小型化。

3)燃氣發(fā)生器工作范圍寬,貧油點火極限基本達到4.34,可滿足引射系統(tǒng)多工況工作條件;此外,氣膜冷卻可保證燃氣發(fā)生器長時間工作運行。

4)有效結(jié)合了液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室的綜合優(yōu)勢,為引射系統(tǒng)及相關(guān)領(lǐng)域提供了一種新型、高效、大流量、安全環(huán)保、小體積及啟動快等特點的燃氣引射氣源方案。

5)本研究擴展了基于液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)的燃氣發(fā)生器的綜合應(yīng)用;為領(lǐng)域內(nèi)燃氣發(fā)生器的選型、設(shè)計及應(yīng)用提供有力借鑒。