雙組元離心式噴注器10 N發動機偏工況試驗

趙 婷,劉昌國,吳凌峰,倪維根

(1.上海空間推進研究所,上海 201112;2.上海空間發動機工程技術研究中心,上海 201112)

0 引言

針對某高軌衛星雙組元落壓推進系統任務需求,雙組元離心式10 N發動機工作入口壓力范圍為0.8～2.2 MPa。根據國內外同類發動機研制經驗,由于發動機入口壓力和混合比變化范圍大,可能在高工況時因溫度過高,材料耐熱裕度不足導致可靠性下降;在低工況時頭部流阻偏低,可能會與供給系統產生低頻共振,此外低流阻引起的霧化程度不足也可能導致推力輸出不穩定[1-8]。即10 N發動機使用工況的偏差會使發動機真空比沖、混合比、燃燒室壁溫等產生較大變化。為了獲得10 N發動機在系統入口壓力范圍內的偏工況工作性能,開展10 N發動機偏工況試驗研究。

本文通過采用專用小流量噴霧試驗臺和42 km 高空模擬試驗臺,對10 N發動機偏工況條件下的冷態性能及熱試性能進行試驗研究。研究結果表明,該型發動機可以滿足較寬的入口壓力工況,額定工況下發動機真空比沖為2 881 N·s/kg,入口壓力為0.6～2.5 MPa下,發動機累計工作61.8萬次,累計工作時間32.7 h,發動機性能及壽命均完全覆蓋使用要求。

1 國內外同類產品偏工況試驗情況

歐洲EADS公司經過改性設計的10 N發動機(S10-18型),采用離心式噴注器,可在恒壓下或落壓下用于長程穩態工作和脈沖模式工作。推進劑為N2O4、MON-1或MON-3/MMH,推力范圍6.0～12.5 N、在額定推力10 N、混合比1.65時,真空比沖為2 844 N·s/kg,當推力增加時,真空比沖也增加(真空推力12.5 N時,真空比沖達到了2 942 N·s/kg),該發動機鑒定試驗時單次最長點火時間15 h,累計點火時間70 h,脈沖工作100萬次[1]。

英國Atlantic Research Coporation(ARC)用于衛星位置保持的22 N發動機(LEROS 20),采用無涂層的Pt/Rh合金,為了改善穩態和脈沖工作性能,專門設計了噴注器,推進劑選用MON-3/MMH組合,發動機額定流量7.8 g/s,額定混合比1.65,燃燒室壓力0.888 MPa,穩態比沖2 903 N·s/kg;室壓1.5 MPa下,推力27 N,比沖達2 962 N·s/kg。發動機可適用于混合比1.0～2.1、供應壓力0.96～2.76 MPa的偏工況[6,9]。

印度宇航研究組織的液體推進系統中心(LPSC of ISRO)研制的10 N雙組元發動機,采用MON-3/MMH為推進劑,離心式噴嘴結構,混合比1.65,額定工況真空比沖2 844 N·s/kg。隨著入口壓力的增加,霧化質量更好,真空比沖也增加。真空推力從7～11 N時,真空比沖增加近147 N·s/kg[2]。

美國Marquardt公司研制的R-53 8.9N發動機推進劑為N2O4/MMH,1對直流互擊式噴嘴和液膜輻射冷卻身部,邊區冷卻流量20%,身部為C103鈮合金及硅化物涂層,試驗中在1 500 ℃工作溫度下,真空比沖2 893 N·s/kg,偏工況適應真空推力范圍為8.5～9.3 N[3]。

北京控制工程研究所研制的10 N雙組元發動機采用的推進劑為MON-1/MMH,額定工況下真空比沖2 844 N·s/kg,入口壓力適用0.9～2.0 MPa,對應真空推力8～12 N[10]。

2 10 N發動機設計方案

10 N發動機由推力室和兩只推進劑控制閥通過緊固件、密封件連接組成,產品外形圖1所示。

圖1 雙組元離心式噴注器10 N發動機外形Fig.1 Profile of a 10 N bipropellant thruster

推力室由切向進口離心式噴注器頭部和單壁輻射冷卻身部組成。推力室身部由鈮合金基體噴涂并熔滲“056”高溫抗氧化涂層,身部的擴張段采用Rao氏噴管型面,噴管面積比為100,整個身部整體加工,避免了由于焊接造成變形對推力矢量的影響。推進劑控制閥采用獨立作動式雙閥座雙密封方案,即閥腔內采用兩套獨立的閥芯閥座,構成兩道串聯的密封副,保證了長期在軌密封可靠性。發動機推進劑為MON-1/MMH,額定入口壓力1.58 MPa、額定混合比1.65、額定真空推力10 N,額定工況真空比沖優于2 881 N·s/kg[11],可以適應入口壓力工況變化范圍為0.6～2.5 MPa。

離心式噴注器性能直接影響10 N發動機性能[12-14],通過采用一組雙組元外混合離心式噴嘴,氧化劑和燃料在燃燒室壁面附近混合燃燒,突出優點是具有兩層象傘一樣的液體推進劑保護膜,有效防止燃燒火焰的輻射、傳導和燃氣回流,從而保護噴注器面[15]。

3 試驗研究方案

3.1 冷流試驗

通過專用小流量噴霧試驗臺進行發動機頭部的霧化性能冷流試驗。試驗臺組成示意圖如圖2所示,包括模擬氧化劑和燃料供應系統、流量和壓降測試系統、噴霧粒徑測試系統和集水系統等部分組成。模擬氧化劑和燃料供應系統采用高純氮氣對去離子水增壓后供應;流量和壓降測試系統測量不同推力工況對應的流量條件下的模擬液通過發動機頭部的壓降,并通過攝像機獲得噴霧錐角,從而得到不同流量下的頭部壓降及噴霧錐角;噴霧粒徑測試系統中光學測量裝置為相位多普勒粒子分析儀(PDA),主要包括激光發生器、接收器、信號處理系統、坐標架及控制器等幾個部分,根據粒子通過激光光束時產生的多普勒效應實現測粒徑[16-17]。

圖2 冷流實驗臺組成示意圖Fig.2 Sketchmap of cold flow test facility

試驗臺供應管路由不銹鋼制成,在與產品連接管路入口均設置過濾器,氧化劑路和燃料路在同一系統進行試驗,流量的測量精度優于0.5,壓強的測量精度優于0.2。測定頭部氧化劑路和燃料路各工況對應水當量的壓降、噴霧扇完整情況、漩流穩定情況及噴霧錐角、噴霧粒徑分布等。

此外,對于發動機狀態節流孔板調定后,進行發動機落壓工況下的冷流試驗,以獲得發動機的混合比隨入口壓力變化情況。

3.2 高模試驗

高空模擬熱試驗在42 km高空模擬試車臺上進行,采用10 N穩態推力架,推力軸線方向垂直向下。高模試車程序主要包括額定工況及偏工況穩態、脈沖性能程序。并針對在軌長壽命工作需求,進行了脈沖可靠性試車和長程可靠性試車。

發動機的主要測量參數有：真空推力(Fv)、氧化劑流量(qmo)、燃料流量(qmf)、燃燒室壓強(pc)、氧化劑進口壓強(pio)、燃料進口壓強(pif)。推力室高溫區為身部圓柱段和喉部,安裝兩個紅外溫度測點Tt、Tb,頭身焊縫處溫度用四個均布的熱電偶測試。其中,推力單位為N,流量單位為g/s,壓強單位為 MPa,溫度測量單位為 ℃。

4 試驗結果

4.1 冷流試驗

4.1.1 頭部噴注器冷試

噴霧邊界上最大體積通量所在點和噴嘴出口連線的夾角即為噴霧錐角,在試驗壓力范圍內,推進劑單路工作及兩路同時工作時均能保證噴霧扇完整、漩流穩定;噴注器在推力工況偏低的條件下,噴霧錐角更小,隨著推力工況增加,冷試測得的噴嘴壓降和噴霧錐角相應增大。典型噴霧錐角測試照片如圖3所示。

圖3 10 N發動機頭部典型工況噴霧錐角Fig.3 Typical spray cone angle of a 10 N thruster

圖4 10 N發動機頭部噴注器在不同推力工況對應的流量下液霧SMD 沿徑向分布Fig.4 Radial distribution of SMD of a 10 N thruster at different thrust conditions

由圖4可見,在噴注器中心軸線附近噴霧液滴的SMD 都很小,并沿徑向尺寸的增加而增加,在噴霧錐邊緣處達到最大,然后減小。隨著推力工況增加,噴霧液滴的SMD 明顯減小,霧化質量更好。

4.1.2 發動機冷試

10 N發動機分別對每路入口壓力為2.537～0.560 MPa下的流量值和混合比進行了測試,試驗時氧化劑和燃料兩路入口壓力保持一致,測試結果如表1所示。

表1 10 N發動機落壓冷試數據Tab.1 Cold test data of a 10 N thruster down pressure

由表1可見,當入口壓力從2.537 MPa落壓工作至0.560 MPa時,混合比呈現先增大后逐漸減小的趨勢,入口壓力2.537 MPa時混合比為1.648,入口壓力在2.116 MPa時對應的混合比最大為1.664,入口壓力在0.643 MPa時對應混合比最小為1.626,入口壓力在額定1.578下,混合比為1.656;該變化趨勢與噴嘴的流量特性規律一致,可以滿足0.8～2.2 MPa入口壓力全過程平均混合比在1.65±0.05范圍內。

4.2 高模試車

4.2.1 試車工況

高模試車主要針對氧燃兩路入口壓力同步從0.6 MPa逐步增加至2.5 MPa,此時相應的真空推力從4.7 N逐步增大至14 N,混合比穩定在約1.65。此外,試驗過程通過對氧燃兩路入口壓力不同步拉偏,獲得了真空推力分別在4.7 N，10 N，14 N時,混合比為1.2和2.1的雙偏工況下的性能。實測入口壓力、混合比和真空推力的包絡范圍如圖5所示。

圖5 試驗工況包絡范圍Fig.5 Envelope range of test conditions

4.2.2 比沖性能

隨著入口壓力的提高,發動機真空推力隨之增大,由入口壓力0.6 MPa下的4.7 N增加到入口壓力2.5 MPa 下的14 N。不同入口壓力下真空推力實測數據如圖6所示,可見真空推力隨入口壓力基本呈線性變化,擬合公式為Fv=2.236 65+4.860 42×pio(相關系數R=0.991 32)。

發動機真空比沖也隨著入口壓力的提高而增大,由入口壓力0.6 MPa 下4.7 N對應的約2 600 N·s/kg 增加到入口壓力2.5 MPa 下14 N對應的約2 956 N·s/kg。不同入口壓力下穩態真空比沖Isv實測數據如圖7所示,可見真空比沖隨入口壓力基本呈對數形態變化,擬合公式為Isv=2 873.529 2+125.937 2×ln(pio-0.480 28)(相關系數R=0.990 03)。結合冷流試驗結果分析認為,隨著入口壓力的提高,液霧粒徑更小、更均勻,即液滴霧化質量更好,燃燒更充分,從而真空比沖也隨之顯著增加。

圖6 真空推力隨入口壓力的變化Fig.6 Variation of vacuum thrust with inlet pressure

圖7 真空比沖隨入口壓力的變化Fig.7 Variation of vacuum specific impulse with inlet pressure

發動機額定入口壓力下,混合比為1.656;落壓試車過程中,兩路入口壓力同步變化,10 N發動機混合比隨入口壓力變化情況如圖8所示。

圖8 混合比隨入口壓力的變化Fig.8 Variation of mixing ratio with inlet pressure

試驗數據表明,當落壓工作時,混合比先緩慢減小后急劇下降,入口壓力2.5～1.0 MPa,混合比為1.67～1.63;入口壓力1.0～0.6 MPa,混合比為1.63～1.44。對比冷流數據可見,熱試車過程中在較低入口壓力下混合比變化比冷試結果減小更多,初步認為此現象與推進劑低壓下的密度、黏性等物理性質與水存在一定差異,同時低壓下離心式噴嘴兩路的推進劑流速均較低,且流動狀態處于低雷諾數下流量系數急劇變化區間相關,具體差異產生的量化機理分析尚需進一步開展研究。

4.2.3 溫度特性

發動機燃燒室壁溫隨著入口壓力的增大而增大,由0.6 MPa 入口壓力下4.7 N對應的低于800 ℃增加到2.5 MPa 入口壓力下14 N對應的約1 275 ℃。不同推力工況下的穩態性能程序中燃燒室壁溫測試結果如圖9所示。

圖9 燃燒室壁溫隨真空推力的變化Fig.9 Variation of combustor wall temperature with vacuum thrust

4.2.4 工作可靠性

發動機兩路入口壓力相同,依次在2.2 MPa，2.0 MPa，1.8 MPa，1.7 MPa，1.6 MPa，1.5 MPa，1.4 MPa，1.2 MPa，1.0 MPa，0.8 MPa及0.6 MPa等11個不同入口壓力工況下各進行50 000次脈沖及10 000 s長穩態程序的偏工況工作可靠性考核熱試車。

在考核的各工況下10 000 s長穩態程序工作過程中,入口壓力2.2 MPa時發動機燃燒室壁溫最高,該工況下點火全程壁溫曲線見圖10,喉部壁溫約1 200 ℃,身部壁溫約1 100 ℃。

圖10 入口壓力2.2 MPa長程工作燃燒室壁溫曲線Fig.10 Combustor wall temperature under long-time operation with inlet pressure of 2.2 MPa

試驗結果表明,各偏工況長穩態程序工作過程中,發動機燃燒室壁溫均得到了有效控制,遠低于當前成熟鈮合金材料抗高溫氧化涂層長壽命許用溫度(1 450 ℃)[19-20]。最終10 N發動機順利完成了61.8萬次脈沖和累計32.7 h穩態程序,表明該發動機具有較好的在軌長壽命工作特性。

5 結論

通過采用專用小流量噴霧試驗臺和42 km高空模擬試驗臺,對10 N發動機偏工況條件下的冷態性能、熱試性能及工作可靠性進行試驗研究,結論如下：

1)10 N發動機具有較大的落壓工作能力,入口壓力從2.5 MPa到0.6 MPa,對應真空推力從14 N到4.7 N,落壓比達到3。

2)在試驗入口壓力范圍內,隨著入口壓力的增大發動機真空比沖也增大,由入口壓力0.6 MPa 下2 600 N·s/kg 增加到入口壓力2.5 MPa 下2 956 N·s/kg,1.58 MPa額定入口壓力下真空比沖2 881 N·s/kg以上,達到國際上同類發動機的比沖性能水平。

3)發動機偏工況條件下燃燒室壁溫控制在遠低于燃燒室材料許用溫度范圍內,發動機工作可靠性高,可滿足雙組元落壓推進系統對姿控發動機的性能和壽命需求。