氫氧火箭發動機試驗低溫氫氣燃燒處理裝置研究

方維 張偉

1. 北京航天試驗技術研究所，北京 100074；2. 北京市航天動力試驗技術與裝備工程技術研究中心，北京 100074

一、引言

對于推力較大的氫氧火箭發動機，推力室壓力高，熱流密度大，點火啟動之前需要使用液氫預冷推力室以減少啟動時的壓力梯度。關機時為確保安全，往往采用富氫關機的方式，先關閉氧化劑流路。發動機富氫起動，富氫關機將排出大量的低溫氫氣，氫在空氣中的爆炸極限為18.3%～59%，這部分氫氣會對發動機及下游試驗設施構成潛在安全風險，必須進行處理。

對于這部分冷氫排放，國外多采用直接點燃并引流的方式[1-3]。美國空軍試驗室1－A試驗臺在發動機主燃燒室出口將發動機預冷排出的冷氫采用氫氧火炬點燃。斯坦尼斯宇航中心進行338.2噸大推力氫氧發動機RS－68試驗時，為了消除從主發動機噴管和渦輪泵排泄噴管噴出的氫，設計了可移動的氫點火裝置：在發動機啟動之前移動到指定位置，發動機啟動后收回。同時設計了規模龐大的氮氣吹除系統以減少發動機關機和泄露情況下發動機頭部的氫聚集現象[4]。

低溫氫氣處理是我國新一代氫氧火箭發動機設計及試驗過程中遇到的新課題，本文以某型氫氧火箭發動機研制及試驗為背景開展研究，采用數值仿真結合工程試驗的方式，設計發動機低溫氫氣燃燒處理裝置。以常溫氫氣火炬主動燃燒的方式處理環境中積聚的低溫氫氣，以氮氣引流的方式隔絕氫氣，并阻止氫氣、燃氣擴散。

二、設計要求

某型氫氧火箭發動機起動前使用液氫預冷推力室，預冷階段通過噴管排出低溫氫氣，單機冷氫排放流量如圖1所示。0s為發動機氫主閥打開時間，總排放時間約5s，單臺發動機流量0.75kg/s～1.35kg/s。對曲線進行離散化，計算排氫總量～5.5kg。排放溫度隨時間逐步降低，在排放結束時頭腔處溫度約60K，從噴管排出的低溫氫氣平均溫度～80K，發動機噴管直徑～1.5m。

三、低溫氫氣燃燒處理裝置設計

1、工作原理

發動機低溫氫氣燃燒處理裝置原理如圖2所示。系統由測控系統、燃料供應系統、點火系統、氮氣引流裝置以及相關的輸送管線、閥門、固定支架等組成。

基本工作原理為：發動機準備起動、預冷推力室前，低溫氫氣燃燒處理裝置提前開始工作，通過火花塞點燃點火噴嘴噴出的常溫氫氣，在發動機噴管底端形成火炬；發動機預冷推力室的同時，引流裝置開始工作；預冷推力室后由噴管排出的冷氫被氫氣火炬引燃，并在氮氣引流作用下向下排放，避免火焰上飄和擴散。發動機起動后，火花塞即停止工作，而點火噴嘴和引流環繼續工作直到試車關機程序結束，用于處理富氫關機時產生的低溫氫氣。

2、點火系統設計

某型大推力氫氧發動機起動前在貯箱壓力下預冷推力室，推力室排出的低溫氫氣處理方案按照P=0.15MPa，T=80K，Q=1.5kg/s進行設計。低溫氫氣能可靠的引燃，其必備條件包括合適的點火源及其抗風能力，合適的氧氣濃度等。氫在空氣中燃點溫度（850K）附近，焓值2921 kcal/kg[5]，而在80K溫度下，焓值只有323 kcal/kg。即，點燃80K、1kg的低溫氫氣需要的能量約為2598 kcal。

氫氣在空氣中的擴散速度快，所需的理論空氣量最少，能夠產生極高的燃燒熱值。氫氣在空氣中的燃燒溫度為2129℃，焓值 29150 kcal/kg[6-7]，在流量相同的條件下，氫氣的燃燒熱約是乙炔的3倍，可以為低溫氫氣提供更多的點火能量。另外，氫氣火焰壓力高，能夠更好地抵御風力的影響。因此，使用氫氣火炬點燃低溫氫氣是可靠的。

氫氣在空氣中點燃能量低，所需要的點火能量僅為0.019mJ，脈沖式火花塞的能量足以將火炬噴嘴中噴出的低壓常溫氫氣點燃。

根據以上分析，本設計中的點火系統的燃料氣采用常溫低壓氫氣，噴出點火噴嘴的氫氣與空氣混合后，利用脈沖式火花塞點火，形成長明火炬。點火裝置主要部件結構如圖3所示。

點火器使用高能電子點火器，輸入電源電壓為～220V，點火直流電壓2500V，發火頻率14Hz，火花塞點火能量12J，能夠可靠點燃常溫氫氧混合氣。

每臺發動機配置2個點火裝置，每個點火裝置配置2個火花塞。2個點火裝置通過固定支架安裝在發動機噴管出口處，沿噴管周向對稱分布。氫氣噴嘴的安裝位置應能確保發動機噴管噴出的低溫氫氣在最初的混合區域里在最短時間內完成可靠點火，因此要保證氫氣噴嘴距離噴管底部垂直距離足夠小，但同時又不會直接燒蝕發動機噴管；另一方面為了防止發動機尾流高溫燃氣的強烈輻射作用對點火裝置造成破壞，點火裝置距離噴管的安裝半徑應足夠大，因此對點火噴嘴火焰長度、火焰能量提出了較高要求。

本設計中氫氣噴嘴安裝位置根據以往氫氣安全處理的經驗，安裝位置參考：

其中，α —火炬與推力室徑向夾角；

R —火炬的安裝半徑；

d —低溫氫脫離噴管壁時的氣流的直徑，按照噴管直徑1500mm計算；

h —火炬與噴管出口垂直高度。經現場實際測試，火炬噴嘴與推力室徑向呈15° ～ 20°夾角向下噴射，與噴管出口垂直高度差230mm，與推力室中軸線距離950mm。

根據氫氣噴嘴安裝位置，需要設計篩選出火焰長度＞800mm的噴嘴方案。火炬噴嘴設計為收縮形噴嘴，噴管長度100mm，入口直徑8mm，出口直徑3mm～5mm。通過加工不同噴嘴并進行試驗篩選，使用出口直徑為4mm的噴嘴，在0.7MPa壓力下，火焰長度可達900mm，能夠滿足使用要求。

采用試驗的方式驗證點火裝置的點火效果，同時設計風力對點火可靠性影響試驗：利用大功率風扇模擬5～6級風力吹到噴管出口，與噴管軸線0°、45°、90°三個方向分別吹風，每個角度下做5次點火試驗，均能可靠點燃噴管排出的低溫氫氣，充分證實了上述裝置的可靠性。

3、引流裝置設計

推力室排出的低溫氫氣壓力較低，容易被風吹散；此外，由于氫氣密度小，燃燒后火焰將隨之上飄，因此必須主動控制。通過增加氮氣引流環，在引射作用下，隔絕氫氣并阻止氫氣、燃氣擴散，其結構原理如圖2所示。

圖4為無氮氣引流時氫氣自由擴散以及有氮氣引流時氫、氧濃度分布對比。湍流模型為標準k-ε雙方程模型和標準壁面函數，控制方程采用一階迎風格式離散，計算步長為0.01s。

如圖4（a）所示，當缺少引流措施時，預冷段排出的低溫氫氣自由擴散將在發動機周圍大量積聚；同時由于推力室排出的低溫氫氣壓力較低，被火炬點燃后容易被風吹散，火焰飄向試車間其他位置易成為不安全因素。圖4（b）、（c）為在發動機噴管周圍設置氮氣引流后，環境中氫氣擴散云圖以及發動機周圍氧濃度分布情況。

氮氣引流的效果包括：

（1）對向上擴散低溫氫氣和火焰起到抑制和吹除作用，將氫氣和火焰控制在允許的范圍之內；

（2）降低向上擴散火焰的溫度，降低發動機周圍設備被燒壞的風險。

不利影響包括：

（1）氮氣的摻混減小了噴管附近氧氣的濃度，不利于氫氣的點燃和燃燒；

（2）對點火火炬產生影響，降低點火火炬的溫度，并使火炬發生偏轉，降低了點火的可靠性。

上述兩方面因素需綜合考慮并進行試驗驗證，以確保試車時低溫氫氣處理可靠有效。

引流環設計是本方案的難點，其外廓尺寸受試車間結構的限制，空間布局受氫氧渦輪燃氣排放管的干擾。研究采用數值模擬結合工程試驗的方式，通過數值模擬分析計算氮氣引流環相對發動機徑向、軸向位置，以及氮氣吹除角度等對噴管中排出的低溫氫氣擴散、發動機周圍環境氧濃度的影響。以計算數據為參考，綜合試車臺以及發動機結構，合理設計安排引流環結構、位置參數等，進而采取試驗方式對引流效果進行評估，進一步改進設備。

圖5是不同軸向位置吹除5s時的氫氣濃度分布，氮氣引流環設置過高或過低對氫氣引流的效果均不理想。吹除位置過高時，在氫氣擴散區域，氮氣流速低、動量小，對氫氣的吹除能力減弱；位置過低時，氫氣將從引流環與擋火板的間隙向外擴散，不能起到完全控制氫氣擴散范圍的作用。

圖6為不同徑向位置吹除時的氫氣濃度分布。吹除位置距離發動機擋火板越近，從間隙向上擴散的氫氣越少，向上擴散的范圍越小。

圖7為45°吹除角和垂直向下吹除時的氫氣濃度分布，從圖示結果可以看出，氮氣以一定的角度向內側吹除能夠對氫氣起到更好的控制作用。

綜合考慮數值模擬結果與試車臺實際情況，設計引流環直徑為1600mm，選用?32mm×3.5mm厚壁管，沿圓周打3排?2的針孔，100個/排，起到引流作用；沿圓周焊接40個噴嘴，每個噴嘴入口直徑10mm，出口為長圓孔形，出口截面4mm2，噴射氣流擴散角度約20°。使用4m3氮氣瓶供氣，氮氣流量～3kg/s，電磁閥直接控制供氣。

試驗研究表明：只要氮氣的吹除沖擊點不正對點火裝置火炬噴嘴出口，則氮氣引流環不會吹滅氫氣火焰，空氣可以不斷地以混合擴散方式進入氮氣環內部提供燃燒氧氣。上述設備的可靠性已被多次發動機試驗以及動力系統試驗所證實。

四、結論

本文采取數值模擬結合工程試驗的方式，設計氫氧火箭發動機試驗低溫氫氣燃燒處理裝置，用于消除氫氧火箭發動機富氫起動、富氫關機時排出的低溫氫氣。裝置以常溫氫氣長明火炬主動燃燒的方式處理環境中積聚的低溫氫氣，以氮氣引流的方式隔絕氫氣，阻止氫氣、燃氣擴散。此方案在多個型號的發動機整機試驗及動力系統試驗中得到了成功的應用，具有較高的可靠性。其研究思路和工程經驗對于液體火箭發動機試車過程中的可燃氣體處理，有毒或腐蝕性推進劑、燃燒產物排放等問題具有一定指導意義。