李春紅， 盧亮亮， 高玉閃， 邢理想， 陳 文

（1.西安航天動力研究所， 西安 710100； 2.探月與航天工程中心， 北京 100048）

1 引言

深度變推力發(fā)動機可為載人登月著陸艙著陸提供月面軟著陸主動力，用于完成月面著陸器從環(huán)月軌道下降到月面階段的減速、下降及懸?？刂啤?未來大型載人登月著陸器發(fā)動機需具備較大推力、高性能、多次起動、深度變推力等能力。 富氧補燃循環(huán)發(fā)動機性能優(yōu)良，是軟著陸主動力最佳方案之一，作為發(fā)動機動力輸出核心的燃燒裝置，推力室和燃氣發(fā)生器的燃燒穩(wěn)定性決定著整個發(fā)動機變工況的振動量級和推力調節(jié)能力，對深度變推力發(fā)動機方案可行性具有決定性影響。

高玉閃等針對氣氧／甲烷與氣氫／氣氧同軸剪切噴注器燃燒特性開展了數(shù)值仿真與試驗研究，得出了在相同的尺寸和推力下，氣氧／甲烷燃燒所需燃燒室特征長度約為氫／氧的1.48 倍，氣氧／甲烷燃燒室壁面熱載約為氫／氧燃燒室壁面熱載的一半；李春紅等針對富氧補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機深度變工況燃燒組件單噴嘴和燃氣發(fā)生器進行了點火試驗研究，驗證了燃氣發(fā)生器深度變工況工作穩(wěn)定性；劉永興等針對RBCC 推進系統(tǒng)主火箭發(fā)動機氣氧／煤油推力室開展研究，得出了采用中心區(qū)氣液雙組元內混式噴嘴和邊區(qū)直流噴嘴結合結構的氣氧／煤油推力室在室壓3 MPa 與5 MPa 工況下可穩(wěn)定燃燒的結論。 目前尚無文獻報道富氧補燃推力室單獨深度變工況熱試研究情況。

為獲得采用高壓降直流離心式噴注器推力室及其與發(fā)生器聯(lián)合工作對深度變工況的燃燒特性、不同工況下的點火特性以及變工況下的燃燒穩(wěn)定性，本文對80 kN 富氧補燃發(fā)動機全尺寸燃氣發(fā)生器和全尺寸推力室噴注器進行直連熱試研究。

2 燃氣發(fā)生器-推力室直連熱試裝置

80 kN 深度節(jié)流液氧煤油發(fā)動機為富氧補燃循環(huán)、泵壓式、單管發(fā)動機，推力室采用固定噴注面積的噴注器，渦輪旁路設置燃氣分流閥作為主要推力調節(jié)裝置，其他自動器聯(lián)合調節(jié)實現(xiàn)推力深度節(jié)流。 該發(fā)動機主要工作任務剖面為：在載人登月著陸器主制動段，為最大推力工作模式；在接近月面段，啟動變推力工作模式；在懸停段，處于深度變推力工作模式。

為突破該發(fā)動機大變比高性能噴注器關鍵技術，以80 kN 全尺寸燃氣發(fā)生器和推力室噴注器為主要研究對象，在擠壓試驗臺上對其進行熱試考核。 熱試采用富氧燃氣發(fā)生器為推力室提供高壓高溫燃氣，燃氣發(fā)生器、推力室、燃氣路渦輪壓比模擬裝置和相關控制管路閥門組成推力室直連熱試裝置。 試驗臺提供的主要供應系統(tǒng)包括燃氣發(fā)生器液氧供應系統(tǒng)、燃氣發(fā)生器燃料供應系統(tǒng)、推力室點火路供應系統(tǒng)、推力室燃料主路供應系統(tǒng)、水冷卻供應系統(tǒng)和控制吹除系統(tǒng)等。 該試驗系統(tǒng)1 ∶1 模擬了富氧補燃發(fā)動機整個燃氣系統(tǒng)配置，并通過配置渦輪壓比模擬裝置，使燃氣發(fā)生器和推力室噴注器各自工作參數(shù)與整機一致。 同時在上游設置汽蝕管，可隔離上下游相互干擾。保證燃氣系統(tǒng)工作獨立性，可充分達到考核富氧補燃發(fā)動機燃氣系統(tǒng)特性的目標。 試驗熱試系統(tǒng)見圖1，熱試裝置見圖2。 該系統(tǒng)主要特點如下：

圖1 推力室與發(fā)生器直連熱試系統(tǒng)圖Fig.1 System scheme of the combustion chamber during hot firing test

圖2 推力室與發(fā)生器直連熱試裝置Fig.2 Installation of combustion chamber and gas generator during hot firing test

1）采用燃氣發(fā)生器為推力室供應高溫富氧燃氣，解決了富氧補燃推力室的燃氣供應問題；

2）在大流量的發(fā)生器氧路和推力室燃料路采用汽蝕管控制流量，在準確控制流量的同時可防止起動大流量沖擊；

3）發(fā)生器燃料路和推力室點火路采用多級孔板控制流量，小流量高壓降有效提高流量控制精度；

4）發(fā)生器燃氣路至推力室燃氣噴前管路設置渦輪壓比模擬裝置，可起到降低燃氣沖擊、隔離2 種燃燒裝置直連熱試時相互影響造成的參數(shù)振蕩風險；

5）發(fā)生器燃料路和推力室點火路各配置一根點火導管，分別為發(fā)生器和推力室提供點火源。

熱試裝置工作原理如下：

1）熱試前，液氧充填至氧閥前，煤油充填至發(fā)生器燃料閥、推力室點火路控制閥、推力室燃料主閥前；

2）熱試時，先打開發(fā)生器燃料路點火導管前閥門，將點火劑擠壓至發(fā)生器燃料閥前。 打開氧閥，液氧進入發(fā)生器，打開發(fā)生器燃料閥，點火劑和煤油進入發(fā)生器，點火燃燒產(chǎn)生高溫高壓富氧燃氣。 富氧燃氣經(jīng)渦輪壓比模擬裝置減壓后進入推力室燃氣噴嘴。 在推力室點火路的點火劑作用下，與推力室燃料路供應的煤油點火燃燒，產(chǎn)生高溫燃氣，經(jīng)噴管噴出后產(chǎn)生推力；

3）進入穩(wěn)態(tài)后，因背壓升高，發(fā)生器燃料路吹除、推力室燃料路吹除自動關閉；

4）關機時，關閉發(fā)生器燃料閥、推力室點火路和推力室燃料路閥門以及發(fā)生器氧閥，工況下降；

5）當工況降低到某一值時，燃料頭腔吹除自動打開，吹除燃料閥后等腔道。 待產(chǎn)品回溫后停止吹除。

為考核發(fā)生器和推力室噴注器聯(lián)合變工況工作能力，進行了3 個工況熱試：80%，50%和20%工況試驗。 具體熱試參數(shù)見表1。

表1 熱試參數(shù)Table 1 Main parameters of the tests

3 雙燃燒組件燃氣系統(tǒng)變工況穩(wěn)定性仿真

由于首次對富氧補燃發(fā)動機燃氣系統(tǒng)進行直連熱試，并且進行深度變工況考核，除動靜態(tài)特性仿真外，為獲得不同工況下燃氣系統(tǒng)的穩(wěn)定性和耦合特性，對其進行了穩(wěn)定性建模仿真分析。

3.1 建模

對雙燃燒組件工作過程所涉及的相關動態(tài)仿真模型采用線性化、無量綱化處理后，進行Laplace 變化后將時域模型轉化為頻域模型進行系統(tǒng)穩(wěn)定性分析。

對于燃氣發(fā)生器，由于采用液氧和煤油進行燃燒，對其采用液液常時滯燃燒模型。 假設燃氣瞬時混合，時刻進入發(fā)生器的氧化劑和燃料以混合比在經(jīng)過時滯后燃燒產(chǎn)生的燃氣溫度為，模型中假設這股燃氣與發(fā)生器中積存的燃氣瞬時混合，即為液液燃燒瞬時混合模型。 瞬時混合模型出入口參數(shù)關系如式（1）所示。

發(fā)生器出口燃氣流動按絕熱流動模型推導得到穩(wěn)定性模型，在建立絕熱流動模型時假設：在頭部附近燃燒區(qū)形成的每股燃燒產(chǎn)物以燃氣速度沿流路運動。 在絕熱流動的情況下，每股燃氣沿流路運動時熵保持不變。 熵守恒方程來代替計算不等溫流動參數(shù)必需的能量方程，絕熱流動模型出入口參數(shù)關系如式（2）所示。

式中，是燃氣在導管中的停留時間。

對于燃氣路流動還可以采用聲學模型進行計算，對其進行建模仿真，并與絕熱流動模型計算進行對比，聲學模型假設每個界面均有獨立的壓力溫度參數(shù)，燃氣路聲學模型表達式如式（3）所示。

式中， M是燃氣在導管中流動的馬赫數(shù)，為燃氣絕熱指數(shù)，為燃氣聲速。

燃氣路文氏管和燃氣噴嘴按燃氣路流阻模型推導得到穩(wěn)定性模型，式中是流阻元件出入口壓力的無量綱斜率。 燃氣路流阻模型如式（4）所示。 推力室燃燒區(qū)采用瞬時混合模型推導得到穩(wěn)定性模型如式（5）所示。

式中，是燃燒室進口和出口處燃氣溫度的無量綱變化量，＝（）（?／?） 是燃燒室內燃氣溫度與組元混合比的關系曲線的無量綱斜率，是由燃氣導管通過噴嘴進入燃燒室的富氧燃氣流量，是由燃氣導管通過噴嘴進入燃燒室的燃氣混合比，是供入燃燒室的液體燃料質量流量，是燃燒室燃燒時滯。

推力室燃氣流動區(qū)數(shù)學模型同式（2）和式（3），式中燃氣停留時間相應為推力室的燃氣停留時間。

求解時，將各個模塊（液液燃燒、流動、流阻、推力室氣液瞬時混合等）通過組裝得到本試驗燃氣路穩(wěn)定性系統(tǒng)模型。

3.2 仿真結果

利用燃氣路絕熱模型、流阻模型和燃燒模型，對發(fā)生器-推力室直連熱試系統(tǒng)80%和20%工況下燃氣系統(tǒng)頻率響應特性進行了仿真計算，如圖3 所示。 該模型計算的燃氣系統(tǒng)與液氧供應系統(tǒng)一階峰值響應頻率為15 Hz，與液氧供應系統(tǒng)的耦合幅值在80 Hz 以上衰減至0.2 以下，在發(fā)生器的耦合幅值最小，在推力室燃氣路耦合幅值最大；與燃料系統(tǒng)的一階峰值響應頻率也為15 Hz，對于發(fā)生器80%工況在60 Hz 以下幅值衰減至0.2 以下，20%工況在70 Hz 有二階響應幅值（約0.3），文氏管處40～80 Hz 頻率范圍內幅值衰減，在推力室燃氣路略有放大，但低于發(fā)生器的響應幅值。

圖3 采用絕熱模型計算的燃氣系統(tǒng)頻率響應特性Fig.3 Frequency response characteristic of hot gas system calculated by adiabatic model

為進一步研究系統(tǒng)低頻特性，利用燃氣路聲學模型、流阻模型和燃燒模型，對發(fā)生器-推力室直連熱試系統(tǒng)20%工況下燃氣系統(tǒng)頻率響應特性進行了仿真計算，結果如圖4 所示。無論對于氧系統(tǒng)還是燃料系統(tǒng)，發(fā)生器的燃氣路聲學響應頻率最為豐富，主要表現(xiàn)為32. 6，34. 5，69，74. 5 Hz突頻幅值最大，最大幅值約0. 7；經(jīng)過燃氣路文氏管（按流阻特性計算），大多突頻消失，僅剩余71. 9 Hz 和47. 6 Hz 突頻，幅值約0. 3；經(jīng)過推力室燃氣噴嘴節(jié)流后，燃氣路突頻消失，最大響應幅值不到0. 1。 可見，燃氣路流阻對于聲學參數(shù)振蕩具有良好的抑制作用。

圖4 采用聲學模型計算的燃氣系統(tǒng)頻率響應特性（20%工況）Fig.4 Frequency response characteristic of hot gas system calculated by acoustics model （20%working condition）

通過上述仿真結果對比，采用聲學模型與采用絕熱模型計算的結果具有較大差異。 本文將在4.3 節(jié)結合熱試結果對兩種計算模型的準確性進行分析評估。

4 分析與討論

4.1 工作特性

為模擬在發(fā)動機上的變工況范圍，推力室與發(fā)生器直連熱試時，推力室的室壓變化需要從6.37 MPa 降至1.62 MPa，發(fā)生器室壓需要從13.2 MPa 降至2.45 MPa，具有工況變化范圍大的特點。

直連熱試車通過大幅度調節(jié)試驗臺供應系統(tǒng)入口壓力、更換液氧路氣蝕管、燃料路孔板、推力燃料主路氣蝕管和渦輪壓比模擬裝置來實現(xiàn)大變比工況調節(jié)，開展多個工況的熱試驗。 從熱試車錄像和試驗曲線（圖5 ～圖7）可以看出：3 次試車測量的推力室室壓6. 36 ～1. 71 MPa，發(fā)生器壓力13. 54 ～2. 45 MPa，與調整值相符，熱試過程中火焰穩(wěn)定，穩(wěn)態(tài)參數(shù)平穩(wěn)，實現(xiàn)了大范圍變工況調節(jié)；80%～20%大范圍變比工作時，推力室噴注器燃燒效率穩(wěn)定，未出現(xiàn)大幅變化；3 次熱試獲得的燃燒效率總體高于0. 97（試驗數(shù)據(jù)見表2）。

表2 熱試獲得的推力室噴注器燃燒效率Table 2 Combustion efficiency of the combustion cham?ber in the tests

圖5 20%工況熱試Fig.5 Hot firing test under 20%working condition

圖6 80%工況熱試Fig.6 Hot firing test under 80%working condition

圖7 3 次熱試推力室室壓曲線Fig.7 Pressure of the combustion chamber in 3 tests

4.2 點火特性

由于發(fā)生器和推力室雙燃燒組件聯(lián)合熱試，發(fā)生器和推力室之間的點火匹配性對點火安全性有著重要影響。 同時大范圍變工況時推力室的推進劑流量相對較大，在點火時，時序控制不好，容易出現(xiàn)點火沖擊大，若點火延遲時間長，則可能造成沖擊大的風險，嚴重時可能造成試驗失敗、產(chǎn)品損壞的風險。

為此，采取了以下措施控制點火過程：結合現(xiàn)有富氧補燃循環(huán)發(fā)動機發(fā)生器、推力室點火時序，制定了富氧燃氣-點火劑-主路燃料依次進入推力室的點火方案；通過點火路冷調試驗、結合推力室燃料主路充填特性仿真，結合氧路在試車臺上的冷調試驗結果，精確確定不同工況下點火劑、燃料、液氧、富氧燃氣充填時間，以保證點火時序的控制準確性。 先采用較低工況進行點火熱試，待評估點火沖擊量級安全后，進行80%較高工況熱試。 3 次熱試結果表明（圖8），發(fā)生器和推力室點火過程平穩(wěn)，點火過程參數(shù)協(xié)調增長，未出現(xiàn)較大的壓力峰和參數(shù)波動。

圖8 推力室點火過程燃料噴前及燃燒室壓力曲線Fig. 8 Combustion pressure during the ignition process in the hot firing tests

從速變參數(shù)分析，20%和50%工況點火時，脈動壓力和振動沖擊較小，80%工況點火時，脈動壓力沖擊有所增大。 隨著工況的提高，點火時脈動壓力沖擊幅值并非與工況呈線性比例增加，而是與總流量以接近自然常數(shù)的指數(shù)倍增加。 但是最高工況下推力室燃料頭腔壓力脈動為5. 77 MPa，推力室軸向振動沖擊為447，切向振動沖擊為223，點火時振動沖擊較小，如表3 所示。 不同工況點火后，推力室熱試裝置結構均完好無損，說明可以適應以上工況下可靠點火需求。

表3 推力室點火速變數(shù)據(jù)沖擊幅值Table 3 Impact amplitude of the ignition of the combus?tion chamber in the tests

4.3 燃燒穩(wěn)定性

推力室與發(fā)生器直連熱試采用發(fā)生器為推力室供應富氧燃氣，富氧燃氣與推力室燃燒若發(fā)生耦合振蕩，可能造成燃氣路燒蝕等風險。 另外，對于高壓降同軸離心式噴注的在推力室20%工況下工作尚屬首次考核，存在低工況穩(wěn)定性風險。

在試驗裝置上采取了增加低工況下燃料供應路壓降，包括發(fā)生器燃料路壓降在20%工況下約為10 MPa，推力室燃料供應路模擬發(fā)動機一級泵后至推力室燃料噴前壓差。 發(fā)生器燃氣路至推力室頭部設置渦輪壓比模擬裝置進行燃氣節(jié)流，起到一定的振蕩隔離目的。 發(fā)生器燃料路波腹位置設置節(jié)流圈節(jié)流，該措施可有效降低發(fā)生器燃燒過程與供應系統(tǒng)的耦合。

表4 為20%工況熱試實測速變參數(shù)，可以看出：20%工況推力室振動量級最大為40，推力室燃料噴前脈動幅值0.07 MPa，推力室燃氣噴前脈動0.15 MPa，均遠小于現(xiàn)有同類發(fā)動機。

表4 速變參數(shù)穩(wěn)態(tài)均方根（RMS）值Table 4 Steady state RMS of the combustion chamber fast changing parameters under 20% working condition test

通過對速變參數(shù)分頻處理曲線（圖9）可見，從上游發(fā)生器燃料噴前脈動壓力開始，70 Hz 左右突頻幅值在0.03 MPa 左右（圖9（a））；經(jīng)燃氣發(fā)生器燃燒后70 Hz 突頻幅值達到0.20 MPa 左右，且30，140 Hz突頻的幅值呈放大趨勢（圖9（b））；燃氣流經(jīng)文氏管后，進入推力室燃氣噴前腔，70 Hz 突頻幅值降至0.10 MPa 左右，即經(jīng)過節(jié)流脈動幅值下降了一半（圖9（c））；由于未測量推力室燃燒室脈動壓力，以推力室燃料噴前脈動壓力代替分析（其上游采用氣蝕管控制流量，可視為閉端，因此可排除上游流量脈動擾動，基本可以代表燃燒室脈動壓力），可見燃燒室70，140 Hz突頻基本消失，幅值不到0.01 MPa（圖9（d））。 可見脈動壓力幅值從發(fā)生器至推力室呈衰減趨勢，且表現(xiàn)出與聲學模型計算結果非常吻合的頻率響應特性。 該特性有利于發(fā)動機在未來登月著陸過程中變推力穩(wěn)定工作。

圖9 20%工況下燃燒組件脈動壓力Fig.9 Pulse pressure of the gas system under 20%working condition test

5 結論

本文通過對80kN 富氧補燃發(fā)動機燃氣發(fā)生器-推力室開展大范圍變工況聯(lián)合熱試和低頻特性仿真研究，得到如下結論：

1）首次驗證了富氧補燃發(fā)動機全尺寸燃氣發(fā)生器和高壓降推力室噴注器聯(lián)合工作協(xié)調性和深度變工況工作適應性。

2）驗證了采用高壓降直流離心式噴嘴的推力室噴注器可以實現(xiàn)80%～20%大范圍變工況穩(wěn)定工作；燃氣發(fā)生器和推力室在80%～20%工況下聯(lián)合點火起動沖擊小、參數(shù)無波動，可實現(xiàn)不同工況下的平穩(wěn)點火。

3）熱試結果表明推力室低工況燃燒穩(wěn)定，并得到了從發(fā)生器到推力室突頻幅值衰減特性，有利于發(fā)動機未來在低工況下軟著陸飛行；同時驗證了采用聲學模型比燃氣絕熱流動模型能更加準確地模擬燃氣系統(tǒng)低頻響應特性。 該方法后續(xù)可進一步推廣用于整機在深度變推力時的系統(tǒng)穩(wěn)定性分析。

本文針對富氧補燃發(fā)動機燃氣系統(tǒng)在深度變工況下的準穩(wěn)態(tài)特性進行了考核，后續(xù)還需要結合發(fā)生器-渦輪泵聯(lián)試、整機試車等工作進一步考核燃氣分流閥連續(xù)調節(jié)時發(fā)動機的動態(tài)工作特性及系統(tǒng)穩(wěn)定性。