氫噴前溫度遞降對液氧/氣氫燃燒特性的影響

王 玨，丁兆波

（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

氫氧火箭發(fā)動機的燃燒穩(wěn)定性相對較好，但隨著發(fā)動機推力增大，燃燒室尺寸也相應增大，其燃燒不穩(wěn)定性問題也日益突出。在國內外的大推力氫氧發(fā)動機研制和試驗過程中，都曾遇到燃燒不穩(wěn)定性問題[1～3]。國內外的研究經(jīng)驗表明，對于某一給定再生冷卻身部和同軸式噴注器的氫氧推力室，對激發(fā)燃燒不穩(wěn)定性影響最大的工作條件是氫的噴射溫度。同軸式噴注器通常具有一個安全工作氫溫的下限，如果在低于該下限的溫度下工作幾十分之一秒，則將激勵燃燒不穩(wěn)定性[1～4]。J-2發(fā)動機在采用液氫模擬起動瞬變過程的條件下噴注器組件試驗總是發(fā)生不穩(wěn)定，而在接近額定工況（噴射氫溫為111 K）時試驗始終是穩(wěn)定的，從而將氫噴射溫度范圍確定為最重要的穩(wěn)定性準則，將氫噴前溫度遞降法作為評定穩(wěn)定性裕度的重要方法[1]。NASA LeRC在20000lbf發(fā)動機穩(wěn)定性試驗中采用氫噴前溫度遞降法進行了大量試驗，表明降低氫噴射溫度趨向于產(chǎn)生自發(fā)性的高頻不穩(wěn)定性，并對發(fā)動機參數(shù)進行了關聯(lián)，確定了經(jīng)驗性的穩(wěn)定性邊界，即不穩(wěn)定燃燒的氫轉變溫度[1,5,6]。RS-68全尺寸推力室噴注器進行了多次氫噴前溫度降溫擠壓熱試驗，并進行了爆炸彈脈沖鑒定，在33～83 K的氫噴前溫度范圍內均沒有激起不穩(wěn)定[7]。Vulcain發(fā)動機在縮比推力室上進行了氫降溫試驗，從額定遞降到45 K，在有/無聲腔的情況下均未發(fā)生不穩(wěn)定[8]。

中國之前僅通過數(shù)值仿真研究過氫噴射溫度對氫氧火箭發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性的影響[9]，但迄今尚未開展過氫噴前溫度遞降對燃燒穩(wěn)定性的熱試驗研究。

本文在中國首次開展了液氧/氣氫燃燒的氫噴前溫度遞降試驗，獲得了氫噴前溫度對同軸噴注單元燃燒特性的影響規(guī)律，為氫氧發(fā)動機的燃燒穩(wěn)定性評定提供了一套可行的方法。

1 單噴嘴試驗研究

1.1 試驗系統(tǒng)與試驗件

單噴嘴試驗采用雙機并聯(lián)擠壓式試驗。采用液氧和低溫氣氫推進劑，其中低溫氣氫通過常溫氣氫與低溫液氫經(jīng)過預混器摻混后得到，分別在常溫氣氫路設置音速噴嘴，在低溫液氫設置氣蝕管用于二者流量的控制，通過調整二者流量分配可以實現(xiàn)摻混后的低溫氣氫溫度在90～230 K間調節(jié)。試驗件采用鎢滲銅安裝環(huán)+分段水冷燃燒室，安裝環(huán)上設置點火器接口，采用氣氫/氣氧火炬點火器點火。通過氫頭腔溫度測點檢測氫噴前溫度變化；在氫氧頭腔分別設置kulite高頻速變壓力測點，在頭部和身部分別設置振動測點，用于檢測評估降溫過程中的穩(wěn)定性。試驗系統(tǒng)原理如圖1所示。

圖1 單噴嘴試驗系統(tǒng)原理Fig.1 Principle Diagram of Single Injector Test

1.2 氫噴前降溫試驗

1.2.1 氫噴前溫度對燃燒效率的影響

如圖2所示，在噴嘴結構相同的情況下，在穩(wěn)定燃燒狀態(tài)下燃燒效率隨氫噴前溫度提高而提高，主要原因在于氣氫的噴注速度隨氫噴前溫度提高而提高，氣氫相對于液氧的流速增加，動能增大，從而加速了液氧液柱的剝離，利于液柱破碎，從而使液氧核心區(qū)長度減小，能夠提高和改善霧化和混合質量，從而提高燃燒效率。而在氫噴前溫度由額定工況（約135K）降低到90 K左右時，燃燒效率反而有所提高。分析認為可能由于噴嘴的工作狀態(tài)嚴重偏離額定設計工況，雖然噴注速度比下降，但氣氫流動處于較大的脈動狀態(tài)，湍流強度增加，氣氫對液氧射流的擾動更明顯，有利于氣氫和液氧間的動量交換，燃燒狀態(tài)隨之發(fā)生轉變，發(fā)生粗糙燃燒，燃燒效率反而有所提高。

圖2 單噴嘴氫噴前溫度與燃燒效率關系Fig.2 Relation Diagram of Single Injector Hydrogen Spray Temperature and Combustion Efficiency

1.2.2 氫噴前溫度遞降對燃燒穩(wěn)定性的影響

試驗過程中氫噴前溫度不斷遞降，當試驗進行到30 s時，氫噴前溫度降至90 K，此時室壓和氧噴前均出現(xiàn)明顯的低頻壓力脈動，并伴隨著氫噴前溫度的遞降維持到試驗結束，如圖3所示。

在溫度遞降過程中，振動綜合加速度未見明顯變化，最大綜合加速度不超過550 m/s2，但與額定工況相比，頭部軸向振動量級顯著增大（見表1）；穩(wěn)定段突出頻率主要集中在5500 Hz左右的氧噴嘴聲學頻率，最大分頻加速度幅值不超過360 m/s2，與額定工況相比量級顯著增大（見表2）。

表1 單噴嘴降溫試驗振動綜合加速度比較Tab.1 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration of Single Injector Test

表2 單噴嘴降溫試驗振動分頻加速度比較Tab.2 Comparison of Vibration Division Acceleration of Single Injector Test

氧噴前高頻速變壓力脈動最大值不超過±3%，與額定工況相比，脈動量級未見增大；穩(wěn)定段突出頻率同樣集中在5500 Hz左右的氧噴嘴聲學頻率，且最大分頻加速度幅值不超過0.2 MPa，幅值未見增大（見表3）。綜合分析認為，在單噴嘴氫噴前溫度遞降試驗中未發(fā)生燃燒不穩(wěn)定，但存在低頻粗糙燃燒。

表3 單噴嘴降溫試驗氧噴前高頻速變壓力脈動及分頻對比Tab.3 Pressure Pulsation and Spectrum of Oxygen Injection in the Single Injector Test

2 縮比噴注器試驗研究

2.1 試驗系統(tǒng)與試驗件

縮比噴注器試驗采用液氧和低溫氣氫推進劑擠壓式試驗。其中低溫氣氫同樣通過常溫氣氫與低溫液氫經(jīng)過預混器摻混后得到，通過調整二者流量分配可以實現(xiàn)摻混后的低溫氣氫溫度在65～145 K間調節(jié)。其中區(qū)別于單噴嘴試驗，在常溫氣氫路設置旁通路，通過切斷其中一路可以實現(xiàn)一次試驗中低溫氣氫溫度由120 K依次遞降為90 K和65 K。試驗件采用分段水冷燃燒室，在頭部設置點火器接口，采用火藥點火器點火。通過氫頭腔溫度測點檢測氫噴前溫度變化，在氫氧頭腔分別設置kulite高頻速變壓力測點，在頭部和身部分別設置振動測點，首次設置PCB高頻速變壓力傳感器直接測量室壓，用于檢測評估降溫過程中的穩(wěn)定性。試驗系統(tǒng)原理如圖4所示。

圖4 縮比噴注器試驗系統(tǒng)Fig.4 Diagram of the Sub-scale Combustor Test System

2.2 氫噴前降溫試驗

2.2.1 氫噴前溫度對燃燒效率的影響

縮比噴注器試驗氫噴前溫度與燃燒效率關系如圖5所示，在與單噴嘴試驗噴嘴結構相近的情況下，縮比噴注器試驗在氫噴前溫度由額定工況（約110 K）降低到80 K左右時，燃燒效率隨之顯著降低，表現(xiàn)出與單噴嘴降溫試驗相反的趨勢。分析認為由于在單噴嘴狀態(tài)下僅有噴嘴自身的射流霧化一個因素對燃燒效率起作用，而在縮比噴注器狀態(tài)下有噴嘴自身的射流霧化與噴嘴間的相互作用兩個因素共同控制，從而可能導致在相近的低氫噴前溫度下二者的燃燒狀態(tài)不同。

圖5 縮比噴注器試驗氫噴前溫度與燃燒效率關系Fig.5 Relationship between Hydrogen Temperature and Combustion Efficiency in the Sub-scale Combustor Test

2.2.2 氫噴前溫度遞降對燃燒穩(wěn)定性的影響

試驗中氫噴前溫度由120 K緩慢遞降至80 K，并最終降至70 K。如圖6所示，在氫噴前溫度遞降至80 K過程中沒有出現(xiàn)燃燒不穩(wěn)定的情況，其中穩(wěn)定段的速變室壓的脈動幅值與穩(wěn)態(tài)室壓的比值小于±5%。

圖6 縮比噴注器降溫試驗壓力與溫度曲線Fig.6 Pressure and Temperature Curves of the Sub-scale Combustor Test

與額定工況相比，振動量級未見顯著增大（見表4）；氫、氧噴前高頻速變壓力脈動最大值均不超過±5%，與額定工況相比，脈動量級未見顯著增大（見表5）。

表4 縮比噴注器降溫試驗振動綜合加速度比較Tab.4 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration in the Sub-scale Combustor Test

表5 縮比噴注器降溫試驗高頻速變壓力脈動比較Tab.5 High Frequency Pressure Pulsation in the Sub-scale Combustor Test

在氫噴前溫度由80 K遞降至70 K過程中，室壓與噴前壓力均出現(xiàn)大幅脈動，其中氧噴前與室壓速變壓力脈動最大值接近或超過±5%，脈動量級顯著增大（見圖6a和表5），振動量級亦顯著增大（見圖7a和表4）；同時出現(xiàn)與國外某氫/氧燃燒室氫降溫試驗發(fā)生燃燒不穩(wěn)定時類似的壓力波動現(xiàn)象，即瞬間室壓下降，噴前壓力上升，噴嘴壓降增大的現(xiàn)象[1,2]，說明此時燃燒已經(jīng)趨于不穩(wěn)定（見圖6b）。壓力脈動和振動的突出頻率均集中在7000 Hz及其倍頻，分頻加速度幅值均顯著增大（見圖7b和圖8）。

圖7 縮比噴注器降溫試驗振動加速度與頻譜Fig.7 Vibration Acceleration and Spectrum of Sub-scale Combustor Test

圖8 縮比噴注器降溫試驗高頻速變壓力頻譜圖Fig.8 Spectrum of High Frequency Pressure in the Sub-scale Combustor Test

3 氫噴前溫度對燃燒穩(wěn)定性的影響機理分析

同軸直流式噴注器設計時通常采用較高的氫噴射溫度，當氫噴射溫度足夠低時，這種單元總是自發(fā)地產(chǎn)生高頻聲學燃燒不穩(wěn)定，其原因在于在恒定的流量下，降低氫的噴射溫度引起氫的密度增加，并降低了氫的噴射速度和噴注器阻抗，使氫的噴射速率可能對室壓響應而產(chǎn)生振蕩，振蕩的噴射速率導致燃燒速率的振蕩，從而將使壓力振蕩趨于增強。同時，降低氫的噴射溫度影響了氫氧噴射速度比，而氫氧噴射速度比是影響燃燒不穩(wěn)定性的主要參數(shù)之一[1]。

據(jù)文獻[10]介紹，當同軸直流噴嘴的氣液速度比從高至低降至一定范圍內時，可能會出現(xiàn)噴嘴縮進區(qū)內流阻突增的情況，同時中心氧噴嘴會產(chǎn)生較劇烈的機械振動，縮進區(qū)內的霧化混合變劇烈。根據(jù)與國外文獻的對比，懷疑縮比噴注器降溫試驗中當氫噴前溫度遞降至70 K后在推力室氧噴嘴縮進區(qū)內發(fā)生了較劇烈的霧化、燃燒，導致室壓和噴嘴壓降等參數(shù)的變化。

縮比噴注器降溫試驗中出現(xiàn)的7000 Hz突出振蕩頻率為氧噴嘴固有聲振頻率，而與燃燒室的固有振型不一致。分析認為，除了在噴嘴縮進區(qū)內發(fā)生較劇烈的霧化、燃燒外，還可能發(fā)生氧噴嘴固有聲振頻率的振蕩燃燒。據(jù)文獻[11]介紹，在JAXA進行的液氧/甲烷推力室熱試中，出現(xiàn)的振蕩燃燒頻率為氧噴嘴固有聲振頻率，與燃燒室的固有振型不一致，與本次試驗結果一致。

將兩次降溫試驗參數(shù)與國外通過熱試車得出的穩(wěn)定性邊界[2]進行對比，結果見圖9。由圖9可以看出，單噴嘴降溫試驗參數(shù)位于不穩(wěn)定性邊界邊緣，而縮比噴注器降溫試驗參數(shù)位于不穩(wěn)定性邊界以內，試驗相關結果與文獻[10]、[11]的對比結果基本一致。

圖9 氫噴射溫度及噴注速度比對燃燒穩(wěn)定性的影響[2]Fig.9 The Effect of Hydrogen Injection Temperature and Injection Velocity Ratio on Combustion Stability[2]

依據(jù)縮比噴注器降溫試驗結果，對文獻[1]中NASA LeRC總結的不穩(wěn)定燃燒的氫轉變溫度公式進行修正，可得：

式中THtrans為發(fā)生不穩(wěn)定燃燒時的氫轉變溫度；pc為室壓；pH為氫噴嘴壓降；ρox為噴射時的氧密度；diox為氧噴孔直徑；r為混合比。

4 結 論

本文對氫氧發(fā)動機推力室用大流量噴嘴開展了氫噴前溫度遞降試驗，主要結論如下：

a）單噴嘴熱試驗中氫噴前溫度降至90 K時未發(fā)生不穩(wěn)定燃燒，表現(xiàn)為以低頻脈動為主的粗糙燃燒；

b）縮比噴注器熱試驗中氫噴前溫度遞降到70 K時激發(fā)了不穩(wěn)定燃燒，機械振動和壓力脈動均出現(xiàn)與氧噴嘴固有聲振頻率相同的突頻脈動，同時出現(xiàn)與相關文獻一致的瞬間室壓下降，噴前壓力上升，噴嘴壓降增大的典型現(xiàn)象；

c）液氧/氣氫同軸直流式噴嘴燃燒存在一個穩(wěn)定工作氫溫的下限，如果在低于該下限的溫度下工作，則將激勵燃燒不穩(wěn)定性。與國外文獻進行對比，結果基本一致；

d）所選用的氫氧發(fā)動機推力室大流量噴嘴具有一定的燃燒穩(wěn)定性裕度，氫噴前溫度遞降試驗可以作為氫氧發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性評定的一套可行方法。