推進劑入口壓力響應時間對發動機起動過程的影響

王 迪，聶萬勝，王 輝，石天一，安紅輝

(1.裝備學院 研究生院,北京 101416； 2.裝備學院 航天裝備系,北京 101416)

推進劑入口壓力響應時間對發動機起動過程的影響

王 迪1，聶萬勝2，王 輝2，石天一2，安紅輝1

(1.裝備學院 研究生院,北京 101416； 2.裝備學院 航天裝備系,北京 101416)

針對自主設計的氣氧/煤油單噴嘴模型發動機，對煤油入口壓力響應時間與起動過程點火時序設置進行了研究，以實現發動機安全平穩起動，作為后期液體火箭發動機高頻燃燒不穩定性研究的準備。設置不同工況進行發動機熱試車，獲得了煤油入口壓力、氧主入口壓力、推力室總壓，以及靜壓與時間的關系，用高分辨率高像素監控系統實時采集圖像。基于試驗數據分析了試驗平穩起動和爆燃產生的原因。結果表明：點火時機對發動機起動過程有顯著影響，錯誤的點火時機可導致極端不穩定燃燒出現；煤油入口壓力響應時間影響發動機的起動過程，點火時序設置由煤油入口壓力達到最小值的時刻決定；點火時刻處于氧主的穩定流動段。所得結果為后期燃燒不穩定研究提供了基礎。

模型發動機； 煤油入口壓力響應時間； 氧主入口壓力； 推力室總壓； 點火時序； 模擬試驗； 爆燃； 發動機起動

0 引言

高頻燃燒不穩定性是液體火箭發動機研究的技術瓶頸。它是由燃燒過程和聲學振蕩耦合的結果，也稱聲學不穩定性，振蕩頻率通常大于1 000 Hz[1]。國外研究機構對高頻燃燒不穩定進行了大量研究[2-3]。由于液體火箭發動機正常工作在高溫高壓(分別大于3 500 K，大于15 MPa)條件下，全尺寸發動機熱試車風險大、成本昂貴，因此尋找和發展各種低壓縮尺模擬試驗方法受到了廣泛關注[4]。但燃燒不穩定問題涉及流體力學、燃燒學、熱力學和聲學等多個學科領域，屬復雜的物理化學過程。

發動機的起動過程、推進系統流量的波動等都會引起液體火箭發動機燃燒室內流場參數的擾動，這些擾動與燃燒室內推進劑霧化、蒸發、混合等過程耦合時，極有可能激發燃燒不穩定，甚至是高頻燃燒不穩定性[5]。因此，研究高頻燃燒不穩定性的前提是發動機平穩起動。起動過程的成功與否直接關系發動機能否正常運行。已有的液體火箭發動機研制經驗表明：在起動過程中，因發動機受控制推進劑管路電磁閥的響應時間影響，其參數(如供應管路中推進劑的壓力，推進劑流量，推進劑入口壓力響應時間，燃燒室壓力，推力等)均會發生急劇變化，導致出現很高的壓力峰，引起試驗系統和發動機部件破壞，無法進行下一步的熱試車試驗，因此結合實際研究成本與風險對縮尺發動機的起動過程進行深入探索，以揭示其規律對后續闡明燃燒不穩定性機理有其重要意義。文獻[6]指出了全流量補燃循環試驗發動機起動過程的特點和難點，建立了管路模塊、閥門模塊、聲速噴嘴模塊、燃燒室模塊等相應的動態數學模型，并提出了可行的起動方案。文獻[7-10]分析了液體火箭發動機的起動過程，用C++，Simlink，ROCETS，Matlab等軟件通過元件模塊化進行仿真計算，得出控制閥門開啟時間、起動速率、推進劑流量和推力室壓力能有效判定發動機起動過程的規律，考慮了各閥門的打開時序對起動過程的影響，但未考慮系統本身因推進劑產生的壓力對發動機起動是否產生波動的影響。文獻[11]通過對富氧補燃循環、自身起動發動機的仿真研究，得出預燃室燃料流量、點火時間，以及燃燒室建壓時間的合理選取利于發動機穩定的結論，文中是針對有預燃室的補燃循環發動機進行仿真研究，給出的結論中忽略了燃料入口壓力對起動過程的影響。上述文獻主要集中于建立專用的數學模型，采用動態過程仿真形式進行研究，并未詳細闡述這些參數與點火時序設置間的關系及相關試驗現象。另外，由于仿真研究無法完全考慮實際系統中各部分管路充填、閥門開啟延遲時間、水擊、瞬態兩相流傳熱等復雜的工作過程，簡化后的仿真結果不完全適于真實實驗。

基于此，本文用自主設計的氣氧/煤油單噴嘴模型火箭發動機對多種工況不同點火時序進行了熱試車試驗，測量了模型燃燒室的推力室總壓、氧氣和煤油入口壓力響應時間等參數，分析和研究了煤油入口壓力響應時間對發動機起動過程點火時序設置的影響。

1 試驗系統

本文采用基于瑞利相似準則設計的氣氧/煤油單噴嘴模型火箭發動機進行縮比試驗，滿足單噴嘴模型燃燒室的縱向振型與全尺寸發動機最易出現燃燒不穩定的切向固有頻率相等的條件。本試驗的目的是為進行高頻燃燒不穩定性試驗做前期準備工作，保證試驗在起動過程平穩、順利；若出現故障，及時排查原因調整試驗方案，準確捕捉試驗中可能出現的燃燒不穩定現象。試驗裝置為氣氧煤油單噴嘴模型火箭發動機，由火炬點火器、噴注器、主燃室和水冷噴管組成，如圖1所示。氫氧火炬點火器用于提供模型燃燒室點火能量，采用火花塞放電點燃混合氣的形式。水冷噴管采用雙圓弧設計。該模型發動機主要技術參數為：噴嘴1個；推進劑組合為氧氣、煤油；氧噴嘴直徑5.5 mm；煤油噴嘴直徑9 mm；燃燒室設計壓力2.5 MPa；燃燒室長度505 mm；燃燒室直徑50 mm；噴管喉部直徑16.4 mm。試驗工質供應系統包括4個分系統：氧氣供應分系統、煤油供應分系統、氫氣供應分系統和氮氣供應分系統，其中氧氣供應分系統分別提供主燃室和火炬點火器所需氧氣(以下簡稱氧主和氧點)。點火時序設置如圖2所示，工況設置參數見表1。

試驗工況總質量流量/(g·s-1)氧氣質量流量/(g·s-1)油質量流量/(g·s-1)混合比118010080125220010010010032401401001404390230160144

2 結果與討論

2.1實驗結果

在4種工況發動機試驗中，工況1～3均正常起動，未出現極端不穩定燃燒過程，燃燒室壓力穩定建立，工況4發生爆炸，并對試驗系統造成嚴重破壞，其過程如圖3所示。

觀察發現在開始爆炸時，形成的高壓燃氣團反向沖擊推力室及氧主供應管路，由于試驗所用軟管耐壓能力很高，但抗拉伸能力較弱，導致強大的燃氣流將氧主管路“拉斷”， 火焰“回收”至推力室內，此時氧氣和煤油閥門尚未關閉，一部分繼續噴入推力室，一部分反沖至氧主供給管路，已經形成的高溫燃氣引燃煤油，釋放能量，燃燒至推進劑消耗結束為止。

2.2爆炸原因分析

4種工況下氧氣入口、煤油噴前壓力和推力室總壓(圖中虛線代表燃燒室實際點火開始時刻)隨時間的變化如圖4所示。

由圖4可知：供應管路都存在一定的填充時間，4種工況的氧氣填充時間基本一致，而工況 4煤油的填充時間明顯少于其他工況，其原因一是煤油管路縮短導致；二是煤油質量流量偏大，導致集聚在軟管中的燃料過多，閥門開啟后在煤油噴前壓力的作用下迅速充滿推力室。

工況1～3的燃燒室內點火時間都在煤油填充完之前，而工況 4的點火在煤油填充完成2 s后。此處，本文定義煤油入口壓力響應時間為開始打開電磁截止閥到煤油充入推力室的時間，即煤油入口壓力下降開始至煤油壓力上升至平穩數值為止。則可認為：工況 4點火前燃燒室內集聚大量煤油，在富氧條件下點火時形成爆炸。圖4中氧噴前壓力在點火前出現明顯升高，說明發生爆燃后形成的沖擊波瞬間堵塞了推力室出口，也進一步表明大量煤油的存在導致氧的噴前壓力升高。由于4種工況中，點火時刻均發生在氧主入口壓力達到平穩狀態后，說明發動機起動過程出現的爆炸與氧主入口壓力無明顯關聯，因此只需保證點火時刻處于其穩定階段即可。

綜上所述，為實現穩定起動，必須依據供應系統響應時間設定合適的點火時機。通過對比可知：點火時間應在煤油填充完之前，即煤油入口壓力響應時間完成前。為驗證分析結果的可行性，實驗中對時序進行了調整，如圖5所示，點火時間在煤油充填結束前0.5 s(依據上述實驗閥門開啟時間與煤油充填管路時間確定)。

試驗時序調整后，分別進行了氧氣質量流量100 g/s、煤油質量流量100 g/s；氧氣質量流量230 g/s、煤油質量流量100 g/s兩個試驗，結果如圖6所示。

圖6中黑色虛線位置為調整后點火時間，在煤油入口壓力響應時間結束前，可發現：點火后推力室壓力穩定建立，未出現爆炸現象，驗證了之前的結論。

綜合上述實驗結果可確定發動機穩定起動過程的時機，獲得良好的發動機起動特性，為設計和實驗提供可靠的理論依據，同時采用縮尺模型發動機也節省了大量的人力和成本支出，保證了后續研究燃燒不穩定性的進程。

3 結論

本文通過試驗研究了縮比模型發動機中煤油入口壓力響應時間與起動過程點火時序的關系，得到如下結論：一是點火時機對發動機起動過程有顯著影響，錯誤的點火時機會導致極端不穩定燃燒的出現。二是在煤油入口壓力平穩時點火(即煤油入口壓力響應時間結束后點火)，會導致煤油集聚在管路中過多，打開閥門瞬間填滿整個推力室，遇氧氣即刻燃燒，更容易激發不穩定，嚴重時可發生爆燃，損壞試驗系統部件；發動機起動點火時刻處于氧主入口壓力的穩定段。三是在煤油入口壓力開始上升前(即煤油入口壓力響應時間范圍內)點火，燃燒室壓力穩定建立，未出現爆炸。

點火時刻的正確選擇可保證發動機實現穩定點火，為完成整個燃燒過程提供前期基礎，防止因起動問題影響發動機系統，同時也保證了后續研究燃燒不穩定的進程。

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InfluenceofInletPressureResponseTimeonEngineStartingProcess

WANG Di1， NIE Wan-sheng2， WANG Hui2， SHI Tian-yi2， AN Hong-hui1

(1. Department of Postgraduate, Equipment Academy, Beijing 101416, China;2. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China)

For gas oxygen/kerosene single nozzle design model of the engine, the kerosene entrance pressure response on timing setting time and starting process of ignition was researched to realize the safe and smooth starting of the engine in this paper, which could be served as the preparation for the fucture study. By carrying out the different working conditions of engine hot test, the kerosene entrance pressure, oxygen pressure of the main entrance, thrust chamber total pressure and the relationship between pressure and time were obtained. The pictures were sampled by using high pixel monitoring system for real-time image acquisition. According to the test data, the test start smoothly and exploding generated were analyzed. The results show that the entrance pressure response time of kerosene engine starting process has obvious influence on the starting process. The ignition timing is set by the kerosene entrance pressure reaching the minimum value of the moment decision. The ignition time shall be in steady flow oxygen of the lord. The study has provided a solid base for the study of combustion stability in the future.

model engine; pressure response time of kerosene inlet; oxygen inlet pressure; thrust chamber pressure; ignition timing; simulation test; explosion; engine starting

1006-1630(2017)05-0083-05

2017-04-26；

2017-06-24

國家自然科學基金資助(91441123)

王 迪(1991—)，女，碩士生，主要研究方向為液體火箭發動機推進理論與技術。

聶萬勝(1969—)，男，教授，博士生導師，主要研究方向為液體火箭發動機推進理論與技術。

V434

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.05.013