液體火箭發動機動態燃燒穩定性評定研究

丁兆波，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京100076）

0 引言

液體火箭發動機不穩定燃燒的發生具有很大的隨機性，一般的發動機試車，即使多次不出現燃燒不穩定，也不能確定其動態穩定性滿足要求。某型氫氧發動機在前19次試車中均未發生不穩定燃燒，之后卻連續4次在起動或關機段的動態過程中發生了一階切向不穩定燃燒，再度引起了業內人士對動態燃燒穩定性的高度關注。長期以來，各國學者及工程技術人員，在動態燃燒穩定性評定的研究和實踐方面進行了大量的工作，取得了顯著的成績，本文詳細闡述了其中的研究方法和結論。

1 CPIA655關于動態燃燒穩定性評定的方法和準則

CPIA655(1997)[1]即《液體火箭發動機燃燒穩定性規范和驗證程序指南》中關于穩定性的評定方法有動態穩定性評定和自發穩定性評定兩種，并優先推薦動態穩定性評定方法。

動態穩定性評定是人為地給燃燒室一種擾動，激起壓力振蕩，以脈沖能量和壓力振蕩的衰減時間，評定推力室的穩定性。CPIA655(1997)關于動態穩定性評定的準則優先推薦：當出現的室壓擾動超過正常工作規定的幅值范圍（峰-峰值10%)，室壓振蕩在10～10 000 Hz之間的主要頻率分量f在由決定的時間內衰減到允許幅值內，則可以認為發動機動態穩定。

動態穩定性評定常用的人為擾動方法有：非定向爆炸彈干擾、定向脈沖槍干擾和定向氣流干擾。各種擾動方法的優缺點比較見表1。

表1 各種擾動方法的優缺點Tab.1 Advantages and disadvantages of each disturbance method

2 國內外液體火箭發動機動態穩定性評定試驗研究概況

國外的 SSME、RS-68、VULCAIN、LE-7、RD-0120和RD-120等液體火箭發動機以及國內的一系列常規推進劑發動機都進行過動態穩定性評定試驗。

2.1 國外試驗研究概況

國外在SSME、RS-68、VULCAIN和 LE-7等大推力液體火箭發動機以及一些縮比發動機穩定性試驗中普遍采用了爆炸彈擾動方法。爆炸彈可以在頭部噴注器面上安裝（如SSME、RS-68和STME縮比試驗），或安裝在燒蝕內壁上（如ALS發動機縮比噴注器試驗），或安裝在頭身之間的燒蝕安裝環上（如LeRC的20 000 lbf發動機穩定性試驗和LOX/Methane穩定性試驗）。

2.1.1 SSME

原始型 (有聲腔和隔板)。在噴注器面上靠近室壁的位置安裝爆炸彈[2]（圖1），改變裝藥量及安裝位置，共進行了14次推力室組件級試車，試車時間5～10 s，室壓范圍9.8～21.7 MPa。爆炸彈產生的壓力擾動全部在4 ms內衰減，原始型SSME噴注器和燃燒室的燃燒過程構成了一個強有力的阻尼機制。

改進型 (無聲腔和隔板)。共進行了16次全尺寸發動機試車。室壓范圍3.5～19.32 MPa。裝藥量0.65～0.975 g。壓力擾動衰減時間約6 ms。改進型SSME燃燒室不帶隔板和聲腔，不會明顯影響其穩定裕度。

圖1 用于SSME穩定性評定的爆炸彈結構及布局Fig.1 Structure and layout of bomb applied to SSME stability rating

2.1.2 RS-68推力室擠壓試車

采用全尺寸噴注器方案[3]（帶有聲腔和隔板噴嘴），燒蝕燃燒室，在噴注器面上裝有2個爆炸彈，3個室壓高頻壓力測點，1個氧噴前高頻壓力測點和1個氫噴前高頻壓力測點。共進行了5次爆炸彈（0.975 g RDX裝藥） 動態評定試驗，其中3次額定工況試驗（室壓10.3 MPa左右，氫噴前溫度為83 K和33 K），兩次60%工況試驗（氫噴前溫度分別為 72 K和33 K）。在83 K氫噴前溫度試驗中測得峰-峰過壓值6.8%～13.6%，衰減時間＜2 ms。而在33 K氫噴前溫度試驗中爆炸彈沒有激起過壓。

2.1.3 STME縮比試驗

如圖2所示[4]，在噴注器面上安裝爆炸彈，在氫集合器和氧頭腔上分別齊平安裝氫、氧噴前高頻壓力傳感器，選用Kulite CT-375-5 000。在推力室身部安裝室壓高頻壓力傳感器，選用PCB 122A，由于結構和工作環境限制，不能齊平安裝，故采用圖示結構安裝，據預測對一階切向頻率的響應誤差小于6%。在其中一些試驗中，氫噴前溫度為50 K，使用了0.85 g的爆炸彈，均未出現不穩定。

圖2 STME縮比噴注器穩定性鑒定試驗方案Fig.2 Testing scheme of STME subscale injectors stability rating

2.1.4 ALS發動機縮比噴注器試驗

如圖3所示[5]，采用燒蝕燃燒室，在噴注器下游68.6 mm的室壁上安裝2個爆炸彈，裝有6個高頻壓力傳感器。共進行了7次動態評定試驗，室壓范圍 4.9～17.5 MPa。裝藥量 0.42～0.85 g RDX，激起單峰過壓值2%～15%，衰減時間＜3 ms。

圖3 ALS發動機縮比噴注器穩定性鑒定試驗方案Fig.3 Testing scheme of ALS subscale injectors stability rating

2.1.5 LeRC 20 000 lbf發動機穩定性試驗

對氫氧推進劑，采用氫噴前溫度遞降法；對常規推進劑，采用爆炸彈法，如圖4所示，在頭身之間加一安裝環，爆炸彈裝在安裝環上，RDX裝藥量變化，引爆時間間隔200 ms。該結構可以承受3 s熱試車。

圖4 LeRC 20 000 lbf氫氧發動機穩定性鑒定試驗方案Fig.4 Testing scheme of LeRC 20 000 lbf engine stability rating

2.1.6 LeRC LOX/Methane穩定性試驗

額定室壓14 MPa，在噴注器和再生冷卻圓柱段身部之間的安裝環由不銹鋼加強外套和有氧化鋯涂層的無氧銅內襯焊接組成，用于安裝爆炸彈和3個高頻壓力傳感器[7]。

2.1.7 俄羅斯動態穩定性評定情況

俄羅斯設計局早期使用的是爆炸彈擾動裝置，這些裝置主要的缺點是脈沖特征的散布比較大。為減小散布，在燃燒室入口處安裝破裂壓力經校準的分離膜片，后續研制了雙脈沖、3脈沖及5脈沖等一系列脈沖槍擾動裝置。

RD-0120發動機室壓20.6 MPa左右，采用固體火藥脈沖法進行了穩定性鑒定，火藥量為1.8 g和3.6 g。在主級段沒有激發出超過噪聲脈動的不穩定。

RD-120發動機室壓16.3 MPa左右，采用RDX火藥脈沖法進行了不同工況下的穩定性鑒定，火藥量為1 g。產生的脈沖峰值為5.9 MPa，單峰過壓值36%。

2.1.8 Vulcain發動機穩定性試驗

在縮比和全尺推力室上均采用爆炸彈進行了穩定性評定[8]。此外在縮比推力室上還進行了氫降溫試驗，從額定遞降到45 K，在有/無聲腔的情況下均未發生不穩定。

2.2 國內試驗研究概況

國內學者和研究機構對動態燃燒穩定性的擾動方法和穩定性評估指標進行了廣泛的研究[9-10]，如表2所示。其中在一系列常規推進劑火箭發動機穩定性評定試驗中普遍采用了定向脈沖槍擾動方法，脈沖槍一般在身部內壁上安裝。

表2 國內發動機動態穩定性評定試驗情況Tab.2 Testing scheme of engine dynamic stability rating in China

2.2.1 YF-X1發動機

用兩臺推力室進行了2次脈沖評定試驗。其中1次試車在主級段間隔0.2 s連續引入3個脈沖，另1次試車在起動、轉級和關機段分別引入3個脈沖。隔板腔內有1個切向脈沖槍和1個徑向脈沖槍，隔板腔外有1個切向脈沖槍。噴前各1個高頻速壓傳感器，室壓有6個高頻速壓傳感器。脈沖未激起橫向不穩定燃燒。

2.2.2 YF-X2發動機

對不同隔板方案進行了3次脈沖評定試驗。在主級段間隔4～5 s連續引入2個脈沖。隔板腔內有1個徑向脈沖槍，隔板腔外有1個切向脈沖槍。噴前和室壓各有1個高頻速壓傳感器。脈沖未激起橫向不穩定燃燒。其中1次試車由于隔板高度縮短，脈沖引發后0.02 s產生了大幅的縱向高頻不穩定燃燒，導致噴嘴和隔板嚴重燒蝕。因載人航天工程的需要，后續再次進行了動態燃燒穩定性鑒定試車，試車時間30 s，間隔4～5 s引發多個脈沖。5個脈沖槍裝藥量分別為0.6～1.4 g黑索金，發動機動態穩定。

2.2.3 YF-X3發動機

用兩臺推力室進行了2次脈沖評定試驗，在主級段間隔0.3 s連續引入2個脈沖。有1個徑向脈沖槍和1個切向脈沖槍，室壓有2個高頻速壓傳感器。

2.2.4 YF-X4發動機

為驗證聲腔的作用，進行了數10發脈沖評定試驗，在主級段引入切向脈沖。

2.2.5 YF-X5發動機

首先通過擠壓試車進行了帶隔板/不帶隔板2種噴注器方案的脈沖評定試驗，優選噴注器。后又進行了全尺寸發動機的脈沖評定試驗。在主級段間隔5 s連續引入2個脈沖。每臺推力室有1個徑向脈沖槍和1個切向脈沖槍，有2個室壓高頻速壓傳感器。

2.2.6 X軌控發動機

采用脈沖槍擾動方案，共進行了30多次評定試驗，包括不同RDX裝藥量和極限室壓/混合比工況試驗。采用銅熱沉身部，切向和徑向脈沖槍置于身部同一橫截面上。身部裝有高頻壓力傳感器，與燃燒室內壁齊平安裝。

3 動態燃燒穩定性評定的關鍵技術

3.1 擾動裝置及傳感器的安裝和布局

CPIA655推薦擾動裝置應盡可能靠近噴注器面和室壁安裝，兩處分別是縱向振型和橫向振型的壓力波腹處，擾動效果最好。采用隔板或聲腔以改進燃燒室穩定性后，可能會影響擾動裝置的選擇，因為采用這些穩定裝置后改變了最易發生的不穩定振型，改變了最大敏感性的方向。在這種情況下，爆炸彈的非定向性也是有吸引力的，可用于測定最易發生的不穩定振型。

CPIA655推薦通過齊平安裝高頻壓力傳感器直接測量室壓來檢測燃氣壓力的脈動。在該種方法不可行的情況下，比如用在再生冷卻推力室上，可以通過采用氦冷傳感器、測量噴前集合器腔壓力和加速度傳感器等方法來測量燃燒引起的壓力脈動。高頻壓力傳感器推薦安裝位置如圖5位置①和位置②所示。

對于氫氧發動機，需要結合擾動裝置和傳感器的結構尺寸及布局限制，對噴注器面、身部及安裝環等幾種安裝方式進行傳熱、結構可靠性及可行性對比分析，確定能滿足再生冷卻通道壁結構的推力室結構方案。

圖5 CPIA655推薦用傳感器安裝位置Fig.5 High frequency pressure sensors locations recommended by CPIA655

3.2 評定試驗用擾動裝置的研制

評定試驗用擾動裝置要求結構尺寸緊湊，裝藥量適中，以便激發合適的壓力峰值（圖6）[1]。

圖6 CPIA655推薦爆炸彈RDX裝藥量Fig.6 Bomb explosive load recommended by CPIA655

脈沖槍擾動裝置需要進行下列研究性試驗：裝藥量選擇試驗、引發可靠性試驗、振動試驗及對接部位密封性試驗等；爆炸彈擾動裝置還需要補充進行下列研究性試驗：殼體厚度選擇試驗、殼體燒蝕試驗、低溫適應性試驗及碎片破壞性試驗等。

3.3 評定試驗用高頻速壓傳感器的研究

評定試驗用高頻速壓傳感器要求結構尺寸小，響應快速靈敏，適合高溫環境。為此需要優化傳感器的設計，滿足特殊情況下的使用要求。目前比較知名的高頻速壓傳感器公司有Kulite、PCB和Kistler公司。其中Kulite公司的WCT-312M系列-水/氣冷凝傳感器（工作溫度范圍24℃～1 093℃）、PCB公司的112A、112B系列和Kistler公司的6001，適合在噴注器面板齊平安裝。在身部齊平內壁安裝可選用PCB公司的122A（氦冷型）或123A系列（水冷+氦冷型）。氫、氧噴前壓力測量用高頻速變壓力傳感器可選用kulite公司的CT-375M，工作溫度范圍-195.5℃～+120℃。

4 結束語

通過對國內外液體火箭發動機動態穩定性評定方法進行研究分析，可以看出國外普遍采用爆炸彈擾動方式，國內沒有這方面的使用經驗，主要沿用脈沖槍擾動方式，但氫氧再生冷卻推力室的溝槽內壁結構限制了使用通過室壁的脈沖槍插入式裝置，結構實現難度較大。建議盡快開展爆炸彈擾動裝置的研究。為了滿足新一代運載火箭的高可靠性要求，可以通過動態穩定性評定試驗，鑒定發動機的動態穩定性，確定穩定性邊界，減少試車次數。

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