小推力空間液體火箭發動機夾氣啟動特性

劉昌國，陳銳達，劉 犇，徐 輝，于達仁

(1.哈爾濱工業大學 能源學院，黑龍江 哈爾濱 150001； 2.上?？臻g推進研究所，上海 201112； 3.上?？臻g發動機工程技術研究中心,上海 201112)

0 引言

直流互擊式噴注器因結構簡單、可靠性高、霧化特性良好等特點,廣泛應用于空間姿軌控中小推力液體火箭發動機[1-5]，氧化劑和燃料射流在給定的角度下在離噴注面預定的距離處撞擊，其地面試驗或飛行工作過程中，應盡量避免上游貯箱和閥門等組件引起推進劑供應管路夾氣。但是，相比空間飛行中的真空環境，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，發動機點火前艙外管路放液充填和艙內管路抽真空均無法排出盲腔內的氣體，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致出現夾氣噴注霧化現象。例如，美國Marquardt公司研制的著名R-4D軌控發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發生氣液兩相流動，導致出現低頻狀態下的高隨機噪聲燃燒，燃燒反應粗糙，推力振蕩頻率為350～400 Hz[6-7]。

夾氣霧化因在較小的穩定注氣量下可以獲得較優的霧化效果，在氣泡霧化噴嘴、離心式噴嘴中已得到了廣泛應用。氣泡霧化主要通過“外氣內液”或“內氣外液”的特定結構噴嘴由注氣孔將氣體穩定注入液體中[8-12]，然后在氣液兩相混合室內預混，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]，廣泛應用于噴射流體黏度較大的領域。此外，通過在噴嘴上游管路中穩定注入氣體可以實現變推力控制[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動機低工況下工作時發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，借助具有特定結構的氣泡霧化和離心式霧化噴嘴注入穩定氣體輔助霧化，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果和發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]。本文在大氣常溫環境下利用彩色高速相機對雙組元150 N發動機頭部噴注器進行了冷流試驗，主要考察了供應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首次小推力空間液體火箭發動機夾氣啟動驗證試驗，結合同時期進行的一臺同批次發動機疑似夾氣影響導致喉部燒蝕的試車結果進行了討論，并對此提出了相應建議，為發動機異常啟動故障模式分析提供重要的試驗參考。

1 試驗系統與試驗方法

1.1 試驗系統和拍攝方法

冷流試驗系統如圖1所示。試驗在大氣常溫環境下進行，試驗工質為水，采用高壓氮氣對儲罐液體增壓，水通過供應管路經由截止閥、質量流量計和調節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，噴注器前轉接半硬管，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域撞擊霧化摻混形成噴霧場，邊區設有用于液膜冷卻的冷卻小孔。試驗工況為額定設計工況，發動機的主要設計參數如表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，根據質量流量方程，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量流量計，精度為±0.25%。

表1 150 N發動機主要設計參數

試驗分別在不夾氣和夾氣狀態下進行。因無法模擬真空充填過程，夾氣狀態下，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徑均為8 mm，長度均為2 m，計算試驗前管路內夾氣量約為56 mL。根據理想氣體狀態方程，換算液體充填壓縮后的夾氣體積約為10 mL。

2 冷流試驗結果與分析

圖2(a)～圖2(f)給出了不同階段供應管路夾氣與不夾氣狀態下的噴注器啟動過程噴霧場對比圖。從圖2(a)和圖2(b)中可以發現，不夾氣狀態下的噴霧場邊區冷卻孔射流穩定，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小的液滴，噴霧場空間分布均勻。而夾氣狀態下，閥門開啟后噴霧場建立瞬間(4.5 ms)邊區射流發生了氣泡霧化現象，射流末端提前霧化為細小液滴，氧化劑和燃料部分主射流在撞擊前也發生了氣泡霧化現象，導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域。文獻[14-15]表明，氣泡在一定的壓力下流至噴嘴出口時發生劇烈膨脹并爆破，促進射流液柱在撞擊前發生破碎和分散。

從圖2(c)和圖2(d)中可以發現，相較于不夾氣狀態下的噴霧場，夾氣狀態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生明顯改變。同時，邊區射流由于氣泡霧化后形成細小液滴，更好地與中心區域進行了摻混，增強了中心區域的霧化效果，但是一定程度上會降低邊區射流撞擊燃燒室內壁面形成穩定連續液膜的冷卻能力。

從圖2(e)和圖2(f)中可以發現，不夾氣狀態下的噴霧場充分霧化狀態整體穩定，噴霧場空間分布均勻，基本不隨時間而變化。而夾氣狀態下噴霧場充分霧化時，噴霧場中心局部混合區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，燃燒穩定性越好[20]。但是，中心主射流起始段局部區域出現了斷流，邊區冷卻孔射流也出現了局部斷流，視窗底端噴霧場外側區域已逐漸消失，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給出了夾氣狀態下噴注器啟動過程噴霧場后續變化情況。從圖3中可以發現，在噴注開始80 ms后，噴霧場暫時恢復正常，邊區射流恢復穩定，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，供應管路內氣泡再次進入噴注器，導致噴霧場中心區域再次出現氣泡霧化現象，隨后氣泡霧化逐漸發展，至274 ms時氧化劑路主射流發生瞬時斷流，斷流時間僅為5 ms，隨后整個噴霧場恢復正常。

圖3 夾氣狀態噴霧場后續變化情況Fig.3 Subsequent change of spray field with gas entrainment

3 高空模擬熱試車驗證

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

圖4 發動機高空模擬熱試車狀態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下進行，不夾氣狀態下，試車臺完成放液充填和抽真空后，真空艙內壓力不大于200 Pa，然后將推進劑充填至發動機控制閥前，發動機進行點火。點火結束后，對真空艙內推進劑供應管路進行氮氣吹除，吹除后不再采取抽真空措施，艙內管路保持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 不夾氣時熱試車結果與分析

圖5給出了不夾氣時發動機30 s穩態試車過程中的性能和溫度曲線。

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

圖5中，Fv為真空推力，N；pio、pif分別為發動機入口壓力，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，發動機點火過程工作穩定，室壓、推力和溫度變化曲線正常，開關機過程曲線正常，現場測試各顯示參數正常。試車過程中，發動機推力約為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 夾氣時熱試車結果與分析

圖6給出了夾氣時發動機30 s穩態試車過程中的性能和溫度曲線。從圖6中可以看出，與不夾氣狀態相比，點火啟動過程中推力峰為264.3 N，較不夾氣狀態下239.3 N的點火推力峰偏高25 N。發動機點火推力峰有增大的趨勢，其他性能、溫度參數測試結果均無明顯差別，試車后發動機結構完好。試車過程中，發動機推力約為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。測量結果表明，不夾氣時發動機啟動段最大振動量級約為148g，穩定段約為0.26g，關機段約為8.6g；夾氣時發動機啟動段最大振動量級約為155g，穩定段約為0.30g，關機段約為9.4g，振動測量結果基本一致。

熱試車結果表明夾氣狀態下發動機的性能和溫度測量參數、開關機過程沒有發生顯著變化，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發生了劇烈變化，但是未能造成持續性振蕩。

需要注意的是，驗證試驗試車子樣數較少，難以覆蓋所有夾氣工況，其結果尚且無法說明夾氣對發動機穩定啟動沒有影響。啟動過程是液體火箭發動機研制過程中故障發生率最高的階段，熱交換劇烈，高能量密度釋放，工況變化復雜，狀態參數在短時間內急劇變化。夾氣一定程度上增加了發動機啟動過程的復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識。

發動機首次30 s調參點火啟動后，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，點火現象異常。結合錄像觀察，發動機約5.5 s時喉部外表面出現燒蝕，8 s時喉部位置燒穿，試車終止。圖7給出了發動機試車后的燒蝕形貌。

圖7 發動機燒蝕形貌Fig.7 Ablated engine appearance

圖8給出了發動機試車過程中的性能和溫度曲線。

圖8 發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 ℃。分析認為，可能是由于閥前推進劑供應管路中夾氣，發動機點火異常激發了燃燒不穩定，破壞了近壁邊界層，導致燃燒室壁溫異常升高。圖9給出了發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。振動測量結果表明，發動機啟動過程燃燒室內點火異常。

對試車過程和試車結果進行復查和對比分析，原材料缺陷、發動機生產質量缺陷、多余物、試車工況偏離、開機時序差異等故障模式均已經被排除，認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致發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動機進行高空模擬熱試車，在首次5 s調參點火啟動后，發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，發動機結構未被破壞，后續多次點火啟動性能和溫度變化恢復正常。夾氣影響無法被排除，工程上需要引起足夠重視。

5 結論

通過本文試驗研究，得到以下結論：

1)夾氣狀態下，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域，局部區域霧化效果增強，液滴直徑減小，霧化錐角增大；但是夾氣霧化充分發展時，中心主射流起始段和邊區射流局部斷流，且噴霧場外側區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，采用氮氣對供應管路吹除后直接進行推進劑充填，夾氣沒有對發動機啟動過程造成持續性振蕩。發動機點火推力峰有增大的趨勢，其他性能、溫度、振動等測量參數以及開關機過程沒有發生顯著變化。

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

夾氣的影響機理尚不明晰，后續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動機長程穩態工作過程的影響等。但是，工程上需特別重視夾氣對發動機啟動過程的影響。為了提高中、小推力空間液體火箭發動機熱試車可靠性，強烈建議首次啟動時增加3 s預點火程序，排出發動機控制閥前可能產生的氣泡，確認發動機啟動無異常后再繼續后續點火程序。