小推力空間液體火箭發(fā)動機夾氣啟動特性

劉昌國，陳銳達，劉 犇，徐 輝，于達仁

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001； 2.上?？臻g推進研究所，上海 201112； 3.上海空間發(fā)動機工程技術(shù)研究中心,上海 201112)

0 引言

直流互擊式噴注器因結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、霧化特性良好等特點,廣泛應(yīng)用于空間姿軌控中小推力液體火箭發(fā)動機[1-5]，氧化劑和燃料射流在給定的角度下在離噴注面預(yù)定的距離處撞擊，其地面試驗或飛行工作過程中，應(yīng)盡量避免上游貯箱和閥門等組件引起推進劑供應(yīng)管路夾氣。但是，相比空間飛行中的真空環(huán)境，地面高空模擬熱試車臺主要采用氮氣對推進劑貯箱增壓，氣體直接與推進劑接觸，且氮氣溶解度相較上天飛行時用的增壓氣體氦氣更大；其次，真空艙外氧化劑和燃料供應(yīng)管路中均存在夾氣盲腔，盲腔位置位于艙上電磁閥和放液手閥之間，發(fā)動機點火前艙外管路放液充填和艙內(nèi)管路抽真空均無法排出盲腔內(nèi)的氣體，且增壓氣體量超限、閥門汽蝕、充填水擊、噴注器工作溫度過高等均有可能導(dǎo)致出現(xiàn)夾氣噴注霧化現(xiàn)象。例如，美國Marquardt公司研制的著名R-4D軌控發(fā)動機同樣采用直流互擊式噴注器，研制期間多次因為增壓氣體直接混入或以溶解方式混入推進劑，點火啟動過程中噴注器集液腔內(nèi)發(fā)生氣液兩相流動，導(dǎo)致出現(xiàn)低頻狀態(tài)下的高隨機噪聲燃燒，燃燒反應(yīng)粗糙，推力振蕩頻率為350～400 Hz[6-7]。

夾氣霧化因在較小的穩(wěn)定注氣量下可以獲得較優(yōu)的霧化效果，在氣泡霧化噴嘴、離心式噴嘴中已得到了廣泛應(yīng)用。氣泡霧化主要通過“外氣內(nèi)液”或“內(nèi)氣外液”的特定結(jié)構(gòu)噴嘴由注氣孔將氣體穩(wěn)定注入液體中[8-12]，然后在氣液兩相混合室內(nèi)預(yù)混，從而在噴嘴出口段形成均勻的氣液兩相流，氣泡在噴嘴出口迅速爆破可以顯著提高霧化效果[13-15]，廣泛應(yīng)用于噴射流體黏度較大的領(lǐng)域。此外，通過在噴嘴上游管路中穩(wěn)定注入氣體可以實現(xiàn)變推力控制[16-17]，減小推進劑的體積密度，同時可以顯著提高離心式噴嘴的噴注壓降，是抑制大推力液體火箭發(fā)動機低工況下工作時發(fā)生低頻振蕩的措施之一[18]。目前的研究主要針對冷流試驗中單個噴嘴單股射流展開，借助具有特定結(jié)構(gòu)的氣泡霧化和離心式霧化噴嘴注入穩(wěn)定氣體輔助霧化，對直流互擊式噴注器的夾氣霧化特征研究較少，對多噴嘴組合的耦合作用結(jié)果和發(fā)動機點火性能影響尚不明晰。

噴注器的霧化特性直接影響燃燒室的點火性能[19]。本文在大氣常溫環(huán)境下利用彩色高速相機對雙組元150 N發(fā)動機頭部噴注器進行了冷流試驗，主要考察了供應(yīng)管路夾氣對噴霧場啟動過程的影響，并在高空模擬熱試車臺進行了國內(nèi)首次小推力空間液體火箭發(fā)動機夾氣啟動驗證試驗，結(jié)合同時期進行的一臺同批次發(fā)動機疑似夾氣影響導(dǎo)致喉部燒蝕的試車結(jié)果進行了討論，并對此提出了相應(yīng)建議，為發(fā)動機異常啟動故障模式分析提供重要的試驗參考。

1 試驗系統(tǒng)與試驗方法

1.1 試驗系統(tǒng)和拍攝方法

冷流試驗系統(tǒng)如圖1所示。試驗在大氣常溫環(huán)境下進行，試驗工質(zhì)為水，采用高壓氮氣對儲罐液體增壓，水通過供應(yīng)管路經(jīng)由截止閥、質(zhì)量流量計和調(diào)節(jié)閥分別進入噴注器的氧化劑路和燃料路，然后從噴注器出口噴出。為了充分模擬高空模擬熱試車狀態(tài)，噴注器前轉(zhuǎn)接半硬管，半硬管長度、走向和彎曲半徑均與試車臺管路保持一致。

圖1 冷流試驗系統(tǒng)Fig.1 Sketch of experiment setup

本試驗采用彩色高速相機(Photron FASTCAM SA4型)對噴霧場進行拍攝。鏡頭為Tokina公司生產(chǎn)的AT—X M100 PRO D型微距鏡頭，在測量噴霧場旁放置增強光源。高速相機的鏡頭與噴注器出口位置保持相同高度，與噴霧場所在平面的垂直距離約為0.3 m，拍攝速率為2 000 fps，曝光時間為1/2 000 s，圖像分辨率為1 024×1 024 pixels。

1.2 試驗對象和試驗工況

試驗件為雙組元150 N發(fā)動機的頭部噴注器，噴注器為直流互擊式，氧化劑和燃料主射流在中心區(qū)域撞擊霧化摻混形成噴霧場，邊區(qū)設(shè)有用于液膜冷卻的冷卻小孔。試驗工況為額定設(shè)計工況，發(fā)動機的主要設(shè)計參數(shù)如表1所示。由于推進劑具有劇毒性和強腐蝕性，試驗中用水模擬真實推進劑，根據(jù)質(zhì)量流量方程，對額定水流量進行了換算，換算后氧化劑路流量為27.62 g/s，燃料路流量為21.54 g/s。流量測量采用科里奧利質(zhì)量流量計，精度為±0.25%。

表1 150 N發(fā)動機主要設(shè)計參數(shù)

試驗分別在不夾氣和夾氣狀態(tài)下進行。因無法模擬真空充填過程，夾氣狀態(tài)下，半硬管采取整段夾氣，夾氣氣體為氮氣。氧化劑路和燃料路半硬管內(nèi)徑均為8 mm，長度均為2 m，計算試驗前管路內(nèi)夾氣量約為56 mL。根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程，換算液體充填壓縮后的夾氣體積約為10 mL。

2 冷流試驗結(jié)果與分析

圖2(a)～圖2(f)給出了不同階段供應(yīng)管路夾氣與不夾氣狀態(tài)下的噴注器啟動過程噴霧場對比圖。從圖2(a)和圖2(b)中可以發(fā)現(xiàn)，不夾氣狀態(tài)下的噴霧場邊區(qū)冷卻孔射流穩(wěn)定，液柱完整，氧化劑和燃料中心主射流撞擊霧化后呈錐體狀，首先形成離散的大尺度微團，大尺度微團在運動中進一步破碎形成更細(xì)小的液滴，噴霧場空間分布均勻。而夾氣狀態(tài)下，閥門開啟后噴霧場建立瞬間(4.5 ms)邊區(qū)射流發(fā)生了氣泡霧化現(xiàn)象，射流末端提前霧化為細(xì)小液滴，氧化劑和燃料部分主射流在撞擊前也發(fā)生了氣泡霧化現(xiàn)象，導(dǎo)致部分射流未參與撞擊，噴霧場空間分布上主要集中于中心軸線區(qū)域。文獻[14-15]表明，氣泡在一定的壓力下流至噴嘴出口時發(fā)生劇烈膨脹并爆破，促進射流液柱在撞擊前發(fā)生破碎和分散。

從圖2(c)和圖2(d)中可以發(fā)現(xiàn)，相較于不夾氣狀態(tài)下的噴霧場，夾氣狀態(tài)下的噴霧場是主射流撞擊霧化與各個噴注孔氣泡霧化的混合，噴霧場中心區(qū)域霧化液滴直徑明顯變小，霧化摻混效果更好，噴霧場的合成動量角沒有發(fā)生明顯改變。同時，邊區(qū)射流由于氣泡霧化后形成細(xì)小液滴，更好地與中心區(qū)域進行了摻混，增強了中心區(qū)域的霧化效果，但是一定程度上會降低邊區(qū)射流撞擊燃燒室內(nèi)壁面形成穩(wěn)定連續(xù)液膜的冷卻能力。

從圖2(e)和圖2(f)中可以發(fā)現(xiàn)，不夾氣狀態(tài)下的噴霧場充分霧化狀態(tài)整體穩(wěn)定，噴霧場空間分布均勻，基本不隨時間而變化。而夾氣狀態(tài)下噴霧場充分霧化時，噴霧場中心局部混合區(qū)域霧化液滴直徑明顯變小，霧化錐角明顯增大。理論上，噴霧場索太爾平均直徑越小，燃燒穩(wěn)定性越好[20]。但是，中心主射流起始段局部區(qū)域出現(xiàn)了斷流，邊區(qū)冷卻孔射流也出現(xiàn)了局部斷流，視窗底端噴霧場外側(cè)區(qū)域已逐漸消失，噴霧場的貫穿距離明顯縮短，表明噴霧場的空間整體分布均勻性較差。

圖2 夾氣與不夾氣時噴注器噴霧場對比Fig.2 Comparison of injector spray field with and without gas entrainment

圖3給出了夾氣狀態(tài)下噴注器啟動過程噴霧場后續(xù)變化情況。從圖3中可以發(fā)現(xiàn)，在噴注開始80 ms后，噴霧場暫時恢復(fù)正常，邊區(qū)射流恢復(fù)穩(wěn)定，此時噴霧場主要為主射流撞擊霧化摻混后形成。在噴注開始125.5 ms后，供應(yīng)管路內(nèi)氣泡再次進入噴注器，導(dǎo)致噴霧場中心區(qū)域再次出現(xiàn)氣泡霧化現(xiàn)象，隨后氣泡霧化逐漸發(fā)展，至274 ms時氧化劑路主射流發(fā)生瞬時斷流，斷流時間僅為5 ms，隨后整個噴霧場恢復(fù)正常。

圖3 夾氣狀態(tài)噴霧場后續(xù)變化情況Fig.3 Subsequent change of spray field with gas entrainment

3 高空模擬熱試車驗證

為了驗證供應(yīng)管路夾氣對發(fā)動機點火啟動過程的影響，采用150 N發(fā)動機在42 km高空模擬熱試車臺上進行點火試驗，如圖4所示。

圖4 發(fā)動機高空模擬熱試車狀態(tài)Fig.4 Engine state in the high altitude simulation hot fire test bench

驗證試驗分別在不夾氣和夾氣狀態(tài)下進行，不夾氣狀態(tài)下，試車臺完成放液充填和抽真空后，真空艙內(nèi)壓力不大于200 Pa，然后將推進劑充填至發(fā)動機控制閥前，發(fā)動機進行點火。點火結(jié)束后，對真空艙內(nèi)推進劑供應(yīng)管路進行氮氣吹除，吹除后不再采取抽真空措施，艙內(nèi)管路保持0.1 MPa壓力，隨后完成推進劑充填，換算充填壓縮后的夾氣體積達到10 mL。

3.1 不夾氣時熱試車結(jié)果與分析

圖5給出了不夾氣時發(fā)動機30 s穩(wěn)態(tài)試車過程中的性能和溫度曲線。

圖5 不夾氣時發(fā)動機性能和溫度曲線Fig.5 Distribution of engine performance and temperature without gas entrainment

圖5中，F(xiàn)v為真空推力，N；pio、pif分別為發(fā)動機入口壓力，pc為燃燒室壓力，MPa；Tb為燃燒室直線段溫度，Tt為喉部溫度，Thb1～Thb4分別為頭身焊縫溫度，℃。從圖5可以看出，發(fā)動機點火過程工作穩(wěn)定，室壓、推力和溫度變化曲線正常，開關(guān)機過程曲線正常，現(xiàn)場測試各顯示參數(shù)正常。試車過程中，發(fā)動機推力約為157.6 N，身部最高溫度約為1 291 ℃，喉部最高溫度約為1 225 ℃，頭身焊縫最高溫度約為503 ℃。

3.2 夾氣時熱試車結(jié)果與分析

圖6給出了夾氣時發(fā)動機30 s穩(wěn)態(tài)試車過程中的性能和溫度曲線。從圖6中可以看出，與不夾氣狀態(tài)相比，點火啟動過程中推力峰為264.3 N，較不夾氣狀態(tài)下239.3 N的點火推力峰偏高25 N。發(fā)動機點火推力峰有增大的趨勢，其他性能、溫度參數(shù)測試結(jié)果均無明顯差別，試車后發(fā)動機結(jié)構(gòu)完好。試車過程中，發(fā)動機推力約為158.1 N，身部最高溫度約為1 285 ℃，喉部最高溫度約為1 218 ℃，頭身焊縫最高溫度約為498 ℃。

圖6 夾氣時發(fā)動機性能和溫度曲線Fig.6 Distribution of engine performance and temperature with gas entrainment

本次試車在發(fā)動機法蘭上表面安裝了振動傳感器，用于測量軸向振動參數(shù)。測量結(jié)果表明，不夾氣時發(fā)動機啟動段最大振動量級約為148g，穩(wěn)定段約為0.26g，關(guān)機段約為8.6g；夾氣時發(fā)動機啟動段最大振動量級約為155g，穩(wěn)定段約為0.30g，關(guān)機段約為9.4g，振動測量結(jié)果基本一致。

熱試車結(jié)果表明夾氣狀態(tài)下發(fā)動機的性能和溫度測量參數(shù)、開關(guān)機過程沒有發(fā)生顯著變化，點火推力峰增大了25 N，說明夾氣時啟動過程噴霧場雖然短時間內(nèi)發(fā)生了劇烈變化，但是未能造成持續(xù)性振蕩。

需要注意的是，驗證試驗試車子樣數(shù)較少，難以覆蓋所有夾氣工況，其結(jié)果尚且無法說明夾氣對發(fā)動機穩(wěn)定啟動沒有影響。啟動過程是液體火箭發(fā)動機研制過程中故障發(fā)生率最高的階段，熱交換劇烈，高能量密度釋放，工況變化復(fù)雜，狀態(tài)參數(shù)在短時間內(nèi)急劇變化。夾氣一定程度上增加了發(fā)動機啟動過程的復(fù)雜性和不確定性因素，可能會引起點火異常。

4 討論

下面針對在該試車臺同時期進行的一臺同批次150 N發(fā)動機首次點火啟動喉部燒蝕問題進行補充探討，以期加深對夾氣影響的認(rèn)識。

發(fā)動機首次30 s調(diào)參點火啟動后，喉部、燃燒室直線段和頭身焊縫溫度急劇上升，且直線段溫度上升較喉部更快，點火現(xiàn)象異常。結(jié)合錄像觀察，發(fā)動機約5.5 s時喉部外表面出現(xiàn)燒蝕，8 s時喉部位置燒穿，試車終止。圖7給出了發(fā)動機試車后的燒蝕形貌。

圖7 發(fā)動機燒蝕形貌Fig.7 Ablated engine appearance

圖8給出了發(fā)動機試車過程中的性能和溫度曲線。

圖8 發(fā)動機性能和溫度曲線Fig.8 Distribution of ablated engine performance and temperature

從圖8中可以看出，喉部溫度0.9 s即達到紅外測溫儀測量下限300 ℃，5.7 s達到1 470 ℃，8.4 s達到紅外測溫儀測量上限2 000 ℃；直線段溫度0.7 s即達到300 ℃，3.8 s達到1 475 ℃，5.9 s達到最大值1 788 ℃；頭身焊縫溫度1.4 s即達到300 ℃，6.1 s達到最大值1 001 ℃。分析認(rèn)為，可能是由于閥前推進劑供應(yīng)管路中夾氣，發(fā)動機點火異常激發(fā)了燃燒不穩(wěn)定，破壞了近壁邊界層，導(dǎo)致燃燒室壁溫異常升高。圖9給出了發(fā)動機試車過程中的振動曲線。

圖9 噴注器法蘭振動曲線Fig.9 Vibration distribution of injector flange

從圖9中可以看出，振動波動時間較長，振動量級明顯偏高。啟動瞬間振動量級達到1 000g以上，正常試車時最大振動量級僅150g左右；0.5～4.9 s穩(wěn)定工作段振動量級達到100g，正常試車時僅不到1g，且439.5 Hz突頻下仍有26g振動幅值。振動測量結(jié)果表明，發(fā)動機啟動過程燃燒室內(nèi)點火異常。

對試車過程和試車結(jié)果進行復(fù)查和對比分析，原材料缺陷、發(fā)動機生產(chǎn)質(zhì)量缺陷、多余物、試車工況偏離、開機時序差異等故障模式均已經(jīng)被排除，認(rèn)為存在試車臺真空艙上電磁閥與放液手閥之間的夾氣盲腔、增壓氣體混入等夾氣因素導(dǎo)致發(fā)動機燒蝕的較大可能性。

近期，某其他型號中小推力高室壓空間液體火箭發(fā)動機進行高空模擬熱試車，在首次5 s調(diào)參點火啟動后，發(fā)動機喉部和燃燒室直線段溫度異常驟升，超出材料警戒溫度約200 ℃，溫度變化曲線極其相似，由于點火時間短，發(fā)動機結(jié)構(gòu)未被破壞，后續(xù)多次點火啟動性能和溫度變化恢復(fù)正常。夾氣影響無法被排除，工程上需要引起足夠重視。

5 結(jié)論

通過本文試驗研究，得到以下結(jié)論：

1)夾氣狀態(tài)下，直流互擊式噴注器噴霧場空間分布上主要集中于中心軸線區(qū)域，局部區(qū)域霧化效果增強，液滴直徑減小，霧化錐角增大；但是夾氣霧化充分發(fā)展時，中心主射流起始段和邊區(qū)射流局部斷流，且噴霧場外側(cè)區(qū)域貫穿距離明顯縮短，空間整體分布均勻性較差。

2)高空模擬熱試車條件下，采用氮氣對供應(yīng)管路吹除后直接進行推進劑充填，夾氣沒有對發(fā)動機啟動過程造成持續(xù)性振蕩。發(fā)動機點火推力峰有增大的趨勢，其他性能、溫度、振動等測量參數(shù)以及開關(guān)機過程沒有發(fā)生顯著變化。

3)夾氣一定程度上增加了發(fā)動機啟動過程的復(fù)雜性和不確定性因素，可能會引起點火異常。一旦發(fā)生，將對發(fā)動機的可靠穩(wěn)定工作造成極大影響。

夾氣的影響機理尚不明晰，后續(xù)還需進一步研究和揭示，包括夾氣量、氣體分布以及夾氣對發(fā)動機長程穩(wěn)態(tài)工作過程的影響等。但是，工程上需特別重視夾氣對發(fā)動機啟動過程的影響。為了提高中、小推力空間液體火箭發(fā)動機熱試車可靠性，強烈建議首次啟動時增加3 s預(yù)點火程序，排出發(fā)動機控制閥前可能產(chǎn)生的氣泡，確認(rèn)發(fā)動機啟動無異常后再繼續(xù)后續(xù)點火程序。