張衛(wèi)紅，石文靚，鄭孟偉

（北京航天動力研究所，北京，100076）

0 引言

液體火箭發(fā)動機(jī)的比沖隨著噴管面積比的增大而提高，以推力為700 kN的某液氧甲烷發(fā)動機(jī)為例，當(dāng)面積比從30增大到90時，發(fā)動機(jī)理論真空比沖可以從362 s增大到383 s。因此，對于液體火箭發(fā)動機(jī)來說，在工藝可達(dá)范圍內(nèi)，采用大面積比噴管可以直接提高發(fā)動機(jī)比沖性能。

但是，對于地面起動的芯級發(fā)動機(jī)，由于要確保發(fā)動機(jī)起動時噴管出口不出現(xiàn)流動分離而燒蝕噴管或噴管失穩(wěn)，噴管面積比的選取受到極大限制。如某液氧甲烷發(fā)動機(jī)，在推力室室壓約10.0 MPa情況下，噴管面積比必須小于30。有限的面積比制約了發(fā)動機(jī)的高空工作性能，從而很大程度上降低了運載器有效載荷。

本文研究了一種雙鐘型噴管液氧甲烷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案，并與采用傳統(tǒng)鐘型噴管的燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)及補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案進(jìn)行了運載能力比較，結(jié)果表明，對于地面起動的芯級發(fā)動機(jī)，采用雙鐘型噴管是提高發(fā)動機(jī)綜合比沖性能以及運載器有效載荷的有效途徑。

1 雙鐘型噴管技術(shù)簡介

雙鐘型噴管是一種高度補(bǔ)償噴管，可在地面及真空兩個不同高度達(dá)到最佳工作狀態(tài)。雙鐘型噴管由固定的基弧段和延伸段組成 (見圖1)。

在低空時，基弧段噴管完全膨脹，延伸段在轉(zhuǎn)折點處發(fā)生對稱可控分離，低空性能接近于小面積比傳統(tǒng)鐘形噴管。在高空時，延伸段完全滿流，噴管總面積比得到有效應(yīng)用，性能相當(dāng)于大面積比鐘形噴管。只是由于型面不連續(xù)，存在一定的附加性能損失。圖2為雙鐘型噴管低空工作與高空工作流場結(jié)構(gòu)。

與其他高度補(bǔ)償噴管如可延伸噴管、塞式噴管、雙喉部噴管相比，雙鐘型噴管具有結(jié)構(gòu)簡單、系統(tǒng)可靠、關(guān)鍵技術(shù)和傳統(tǒng)噴管的相容性好、技術(shù)難度小等優(yōu)點，在國內(nèi)外越來越受到廣泛關(guān)注。美國Armadillo航天公司7 t級液氧甲烷發(fā)動機(jī)方案之一就是采用雙鐘型噴管[3]，目前該發(fā)動機(jī)已經(jīng)進(jìn)行了多次熱試驗研究，驗證了雙鐘型噴管的海平面及高空工作性能以及兩種工作模式下轉(zhuǎn)捩特性。我國在近幾年開展了相關(guān)型面設(shè)計、理論分析以及點火試驗研究，北航以氣氫氣氧為推進(jìn)劑開展了雙鐘型噴管發(fā)動機(jī)點火試驗[4]，北京航天動力研究所進(jìn)行了雙鐘型噴管常溫空氣冷吹風(fēng)試驗研究[5]，獲得了雙鐘型噴管型面設(shè)計方法及高低空工作性能。

總體來說，雙鐘型噴管技術(shù)目前已經(jīng)進(jìn)行了大量的理論及試驗研究，具備了一定的工程應(yīng)用基礎(chǔ)，有望應(yīng)用于未來重復(fù)使用運載器及單級或兩級入軌運載器中地面起動的芯級發(fā)動機(jī)。

2 重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案

液氧甲烷發(fā)動機(jī)為某重復(fù)使用運載器芯級主發(fā)動機(jī)，地面起動推力約為60 t，飛行高度約100 km，要求能重復(fù)使用30次。

2.1 循環(huán)方式選擇

對于重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)，循環(huán)方式的選擇不僅要考慮性能、可靠性和成本，還需要將重復(fù)使用性做為其主要考慮因素，如組件工作壽命、裝箭狀態(tài)下發(fā)動機(jī)的可檢測性、維修性以及使用維護(hù)性等。

大推力液體火箭發(fā)動機(jī)常采用的循環(huán)方式為燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)及補(bǔ)燃循環(huán)。一般來說，補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)性能要比發(fā)生器循環(huán)高出4%左右，但這種循環(huán)方式系統(tǒng)比較復(fù)雜，不利于發(fā)動機(jī)裝箭狀態(tài)下的故障檢測和維修，同時，發(fā)動機(jī)整體參數(shù)偏高，兩臺渦輪泵出口壓力最少超過30 MPa，各組件工作環(huán)境非常惡劣，大大減少了產(chǎn)品重復(fù)使用工作壽命。迄今為止，世界上唯一實現(xiàn)重復(fù)使用的美國航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)即選用了雙預(yù)燃室補(bǔ)燃循環(huán)方案，復(fù)雜的系統(tǒng)組成及極高的參數(shù)水平嚴(yán)重影響了其重復(fù)使用性能，尤其是兩臺高壓、高功率密度渦輪泵，是影響航天飛機(jī)發(fā)射成本的主要因素之一。在航天飛機(jī)逐漸退出歷史舞臺的今天，我們應(yīng)該充分借鑒其重復(fù)使用設(shè)計及使用經(jīng)驗，在滿足重復(fù)使用運載器推力、比沖、推質(zhì)比的同時，盡量做到系統(tǒng)簡單可靠、工作參數(shù)適中，以確保發(fā)動機(jī)重復(fù)使用性能及平均發(fā)射成本。

我國長三、長五氫氧發(fā)動機(jī)均采用了燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，綜合考慮總體性能、重復(fù)使用性、我國工藝技術(shù)水平、技術(shù)繼承性等，重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機(jī)擬采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、單臺富燃燃?xì)獍l(fā)生器、雙渦輪并聯(lián)方案。

2.2 噴管方案選擇

60 t液氧甲烷發(fā)動機(jī)為地面起動發(fā)動機(jī)，文獻(xiàn)資料[6]及流場仿真結(jié)果均表明，液氧甲烷發(fā)動機(jī)噴管出口壓力保持0.035～0.04 MPa時，可以保證地面起動時噴管出口燃?xì)獠环蛛x，分離壓力與氫氧發(fā)動機(jī)相比要高 (氫氧發(fā)動機(jī)地面不分離壓力約0.02 MPa)。以推力室室壓10.0 MPa為例，液氫/液氧發(fā)動機(jī)噴管面積比最大可以取49，而液氧/甲烷發(fā)動機(jī)噴管面積比最大只能取30(設(shè)計高度7 km)。因此，與液氫/液氧發(fā)動機(jī)相比，采用傳統(tǒng)鐘型噴管，液氧/甲烷發(fā)動機(jī)在高空性能上的弱勢表現(xiàn)得更為明顯。圖3為某飛行器飛行彈道曲線，可以看出，液氧/甲烷發(fā)動機(jī)單鐘型噴管的設(shè)計高度7 km對于飛行器全程而言是比較低的，液氧/甲烷發(fā)動機(jī)更長的時間是工作于較高的飛行高度。

基于傳統(tǒng)鐘型噴管高空性能偏低的問題，提出了一種雙鐘型噴管液氧甲烷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案，雙鐘型噴管基弧段采用甲烷再生冷卻，延伸段采用不冷卻C-C噴管。

單鐘型噴管與雙鐘型噴管在整個飛行過程中的比沖變化見圖4。

為比較單鐘型噴管與雙鐘型噴管整個飛行任務(wù)剖面內(nèi)綜合性能，進(jìn)行了飛行過程總沖分析，見表1。其中，雙鐘型噴管低空基弧段工作時存在吸入阻力損失，高空延伸段工作時存在型面不連續(xù)損失，這兩部分損失均根據(jù)以往雙鐘型噴管吹風(fēng)試驗結(jié)果進(jìn)行估算。

表1結(jié)果顯示，由于雙鐘型噴管基弧段工作時存在吸入阻力損失，在相同面積比條件下，地面比沖比單鐘型略低；高空工作時，雙鐘型噴管比單鐘型噴管真空比沖要高出約10 s；整個飛行任務(wù)剖面平均比沖比單鐘型噴管高出約4 s，隨著飛行任務(wù)時間加長，飛行高度越高，這種優(yōu)勢會更加明顯。

表1 兩種噴管狀態(tài)飛行過程總沖比較Tab.1 Comparison of total impulse for two different nozzles in flight process

2.3 雙鐘型噴管面積比選取及優(yōu)化

雙鐘型噴管面積比的選取主要以飛行過程總沖最大為設(shè)計原則，同時要確保基弧段低空不分離、轉(zhuǎn)捩過程穩(wěn)定可靠。

影響轉(zhuǎn)捩特性的設(shè)計參數(shù)比較多，如基弧段/延伸段面積比、基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段噴管出口角等。為分析雙鐘型噴管面積比選取對整體性能的影響，這里首先將基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段噴管出口角設(shè)置為單一固定值。

1)基弧段面積比

選取延伸段面積比為60，基弧段面積比15，20，25和30，對應(yīng)的基弧段噴管出口壓力分 別 為 0.096 MPa， 0.066 MPa， 0.049 MPa，0.039 MPa，計算得到發(fā)動機(jī)比沖隨高度的變化曲線見圖5。地面比沖、真空比沖和平均比沖的比較見表2。

計算結(jié)果表明，基弧段面積比的大小主要對發(fā)動機(jī)低空性能影響較大，對高空性能影響相對較小。隨著基弧段面積比的減小，地面比沖逐漸增大，但是，轉(zhuǎn)捩點提前，且轉(zhuǎn)折損失加大，穩(wěn)定性降低；在高空工作段，基弧段面積小的型面不連續(xù)損失更大，其高空性能偏低。基于以上計算結(jié)果，基弧段面積比30，平均比沖最大，綜合性能最好，且噴管出口壓力高于其最小分離壓力，可以確保地面起動時基弧段噴管出口不分離。因此，選取基弧段面積比30為設(shè)計值。

表2 雙鐘形噴管不同基弧段面積比和比沖比較Tab.2 Different base bell area expansion ratios and specific impulse parameters of dual-bell nozzle

2)延伸段面積比

選取基弧段面積比30，延伸段面積比60，70和80，計算得到發(fā)動機(jī)比沖隨高度變化曲線見圖6。地面比沖、真空比沖和平均比沖的比較見表3。

延伸段面積比對高空性能影響較大，延伸段面積比越大，高空性能越好，但是，同樣基弧段面積比條件下，轉(zhuǎn)捩損失大，穩(wěn)定性低；低空工作時，大面積比延伸段會造成基弧段吸氣阻力損失加大，地面比沖降低?？紤]到總體結(jié)構(gòu)限制以及延伸段面積比加大對轉(zhuǎn)捩穩(wěn)定性的影響，延伸段面積比選取80為設(shè)計值。

3)其他型面參數(shù)影響

由圖7可知，在基弧段面積比、延伸段面積比一定條件下，轉(zhuǎn)捩點越靠后，轉(zhuǎn)捩越迅速，綜合比沖性能越大。雙鐘型噴管最優(yōu)轉(zhuǎn)捩點出現(xiàn)在基弧段噴管與延伸段噴管推力相當(dāng)?shù)娘w行高度，此時轉(zhuǎn)捩損失最小，飛行總沖最高。

表3 雙鐘形噴管不同延伸段面積比和比沖比較Tab.3 Different extension section area ratios of dual-bell nozzle and specific impulse parameters

前面提到，基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段出口角等型面設(shè)計參數(shù)是影響轉(zhuǎn)捩特性的關(guān)鍵因素，通過改變基弧段相對長度、壁面反映角等設(shè)計參數(shù)，可以使轉(zhuǎn)捩點延后，轉(zhuǎn)捩損失減小。具體型面參數(shù)優(yōu)化需要通過噴管非定常流場計算確定其轉(zhuǎn)捩高度。

表4為某型發(fā)動機(jī)不同型面設(shè)計參數(shù)對分離高度及總沖、平均比沖的影響分析。可看出，當(dāng)增加基弧段相對長度、增大壁面反映角后，轉(zhuǎn)捩點延后，平均比沖增加約2 s。

表4 不同型面設(shè)計參數(shù)對雙鐘型噴管性能的影響Tab.4 Influence of design parameters of dual-belle nozzle profile on its performance

2.4 發(fā)動機(jī)主要設(shè)計參數(shù)

根據(jù)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案及雙鐘型噴管優(yōu)化結(jié)果，發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)如下表5。

表5 發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)Tab.5 Primary performance parameters of engine

3 綜合性能評價

為比較雙鐘型噴管高度補(bǔ)償性能收益，將采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)雙鐘型噴管方案的發(fā)動機(jī)與燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、補(bǔ)燃循環(huán)單鐘型噴管方案發(fā)動機(jī)綜合性能進(jìn)行了比較（見表6）。

表6 運載能力對比Tab.6 Comparison of carrying capacity

對于液氧甲烷推進(jìn)劑，采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的雙鐘型噴管發(fā)動機(jī)運載能力優(yōu)于單鐘型噴管發(fā)動機(jī)，但比補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)綜合性能要差一些；與補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機(jī)相比，雙鐘型噴管燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機(jī)運載能力與之相當(dāng)，可以滿足總體運載能力要求。

4 結(jié)論

通過雙鐘型噴管液氧/甲烷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案研究、參數(shù)優(yōu)化，以及與其他系統(tǒng)方案運載能力比較，獲得如下結(jié)論：

1）對于重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機(jī)，采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、雙鐘型噴管方案，可以提高運載器有效載荷，同時發(fā)動機(jī)系統(tǒng)簡單可靠、工作參數(shù)適中，有利于實現(xiàn)發(fā)動機(jī)多次重復(fù)使用。

2）雙鐘型噴管基弧段面積比主要影響地面比沖，對真空比沖影響較??；在基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段出口角等型面參數(shù)一定情況下，基弧段面積比越小，地面比沖越大。但是轉(zhuǎn)捩點靠前，轉(zhuǎn)捩損失大，穩(wěn)定性差；延伸段面積比主要影響真空比沖，面積比越大，真空比沖越大，但轉(zhuǎn)捩損失大，穩(wěn)定性低。面積比優(yōu)化與飛行彈道密切相關(guān)，飛行高度越高，面積比越大越有利，反之亦然。在本文彈道范圍內(nèi)，基弧段面積比30，延伸段面積比80為最優(yōu)值。

3）基于雙鐘型噴管型面設(shè)計參數(shù)對轉(zhuǎn)捩特性的影響，在雙鐘型噴管面積比優(yōu)化過程中，需要結(jié)合噴管流場計算，開展綜合性能仿真分析。

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