220 t級補燃循環氫氧發動機推力室研制

丁兆波，劉 倩，王天泰，楊繼東，孫紀國，龔杰峰

(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 引言

“航天發展，動力先行”，為全面提升我國進出空間、利用空間的能力，開展重型運載火箭發動機的研制勢在必行。高壓補燃循環氫氧發動機具有大推力、高比沖等系列優點，是未來載人登月和深空探測重型運載火箭上面級的首選動力。推力室作為220 t高壓補燃氫氧發動機的核心部件，用于實現能量轉化產生推力。為了滿足真空比沖指標要求，推力室燃燒效率需達到99.5%以上，這一指標已經達到了國內外氫氧發動機的最高水平。同時，相比現役某型大推力氫氧發動機，220 t補燃循環氫氧發動機推力室室壓和流量均成倍增加，且為氣氫、液氧和富氫燃氣三股介質組織燃燒方式，大流量大尺度下有效組織推進劑的霧化、均勻混合、燃燒室高效燃燒、大幅變推及穩定燃燒等都變得更加困難。220 t氫氧發動機采用了補燃循環系統技術和推力室分流冷卻技術方案，身部熱防護難度大幅增加。

為了達到高的比沖性能指標要求，220 t氫氧發動機推力室面積比達到100，噴管長度達3.5 m，是世界上尺寸最大的氫氧發動機噴管。借鑒國外成熟型號的設計經驗，噴管擬采用再生冷卻+氣膜冷卻的分段式結構，以大幅降低結構質量，但需要在關深階段深入研究如何達到熱防護和結構質量的最優化。

220 t高壓補燃循環氫氧發動機推力室額定工況下室壓高達18 MPa，需要深入開展推力室結構優化設計，以滿足結構強度大幅提高的需求。此外，為滿足發動機混合比調節范圍±5%、推力調節范圍60%～100%的要求，推力室在極限混合比和室壓下穩定可靠工作的技術難度也相應大幅增加。通過對高壓大流量補燃推力室國內外技術發展情況進行綜合分析,得出以下結論，具體參數如表1所示。

表1 補燃循環氫氧發動機推力室方案對比

1)噴注器均采用四底三腔結構，且通常氫腔在靠近面板側，對面板進行冷卻；采用燃氣腔在上的方案可以避免氧噴嘴過長及受到燃氣高速熱沖擊，從而防止噴嘴高周熱疲勞的發生。

2)噴注器普遍采用同軸直流式噴嘴、同心圓排列的結構；高壓補燃循環發動機推力室的氫/富氫燃料溫度均較高，不易發生燃燒不穩定問題。

3)主燃燒室一般采用再生冷卻方案，通常內壁采用銅合金銑槽內壁、外壁為電鑄鎳、擴散釬焊或熱等靜壓外壁，輔以低混合比邊區、膜冷卻、隔熱涂層等。

4)噴管延伸段型面一般采用拋物線、截短理想等造型；噴管冷卻方案主要有再生冷卻和排放冷卻兩種方案，補燃循環一般采用再生冷卻方案。

5)大面積比噴管段趨向于采用引入超音速氣膜冷卻的金屬薄壁噴管方案。

相對于現有國內外高壓大流量推力室，220 t補燃循環氫氧發動機推力室技術指標顯著提高，其中設計總流量516.3 kg/s，約為RD—0120的1.2倍，約為SSME的1.1倍，是當今世界上流量最大的一款氫氧推力室。設計室壓18.3 MPa，略低于RD—0120和SSME。220 t補燃循環發動機推力室為重型補燃發動機中唯一一款上面級發動機，噴管面積比取為100，約為RD—0120的1.2倍，約為SSME的1.4倍，設計制造難度大幅度增加。220 t補燃循環氫氧發動機推力室在流量、制造等方面均實現了跨越式提升。

1 基本技術方案

220 t氫氧發動機推力室基本技術方案如下:推力室主要由頭部、身部、噴管上段和噴管下段組成，頭部和身部的連接采用電子束焊接結構，身部與噴管上段、噴管上段與噴管下段的連接均為法蘭結構。推力室頭部采用四底三腔平頂式結構，采用同心圓排列的大流量同軸直流式噴嘴，不設置專門的燃燒穩定裝置；采用較高的噴嘴壓降以適應變推力工況。

推力室身部采用變肋寬變肋高溝槽結構的再生冷卻方案，同時輔以鍍鎳層和邊區低混合比噴嘴、氣膜冷卻進行熱防護，燃燒室內外壁采用鋯銅內壁+電鑄鎳外壁結構。噴管型面采用Rao氏型面，喉部下游半徑取0.4倍喉部半徑，長度取80%錐形噴管。噴管采用上下段分段式結構，上段采用再生冷卻，下段采用氣膜冷卻。推力室點火采用火炬電點火方式。該方案汲取了國內外相關氫氧推力室的研制經驗，符合我國目前的設計、工藝水平，具備一定的先進性。通過相關關鍵技術攻關，研制風險可控，能夠滿足系統的設計要求。

2 關鍵技術解決途徑與仿真研究驗證

2.1 高效變工況四底三腔噴注器技術

為突破高效變工況補燃發動機推力室噴注器技術，創新設計實現了一種大流量液氧/燃氣/氣氫三組元四底三腔噴注器，如圖1所示。

1-氧集合器；2-三底；3-燃氣腔整流柵；4-燃氣頂蓋； 5-二底；6-氫集合器；7-噴嘴組件；8-發汗面板。圖1 推力室頭部結構示意圖Fig.1 Thrust chamber head structure

通過三組元噴嘴的組合設計，實現了高效穩定燃燒，解決了SSME和LE-7A采用氧腔在上方案多次出現的高溫燃氣沖擊下噴嘴高周疲勞斷裂問題。推力室燃氣腔設置球殼形整流柵(圖2(a)所示)；推力室氧腔由三底和二底組成，為單入口，氧集合器入口為喇叭口并設置導流片；推力室氫腔由二底和一底組成，為單入口，氫集合器入口為喇叭口并設置導流片。仿真結果表明:

1)通過優化整流柵上孔數量及分布，確保整流柵壓降損失滿足設計參數要求，如圖2(b)所示。

2)通過優化氧腔徑向孔數量、徑向孔傾斜角度等，使氧腔總壓損失控制在設計參數要求以內，如圖2(c)所示。

3)通過優化氫腔導流片結構，使總壓損失控制在設計參數要求以內，如圖2(d)所示。

圖2 頭腔流場仿真計算Fig.2 Flow field simulating calculation in head cavity

4)噴注器燃氣噴嘴、氧噴嘴和氫噴嘴的噴嘴出口流量均勻性均控制在±4.5%以內，可以保證推進劑較均勻的混合。

2.2 大流量推力室穩定燃燒技術

國內外研究證明，較高的燃料溫度、噴嘴壓降和噴注速度比可以有效保證氫氧推進劑穩定燃燒。220 t補燃發動機推力室燃料為高溫富氫燃氣和高溫氫氣，其噴前溫度遠遠超過不穩定邊界溫度(195 K)；推力室選擇了較高的氧噴嘴壓降，確保在推力調節60%～100%范圍內，能保證推力室燃燒穩定；推力室噴嘴的噴注速度比選擇與RD—0120等噴注速度比相當。最終，通過合理設計噴嘴結構，實現噴嘴與燃燒室聲學錯頻。

通過仿真和試驗可知，如圖3所示，優選氧噴嘴的聲學頻率為6 345～6 554 Hz。推力室噴嘴頻率與燃燒室各振型錯開，可有效避免噴注耦合不穩定燃燒。

圖3 噴嘴聲學頻率Fig.3 The acoustic frequency of nozzle

2.3 大熱流身部熱防護技術

為突破大熱流身部熱防護技術，在國內氫氧發動機推力室上首次成功實現了一種邊區低混合比+氣膜冷卻+再生冷卻的組合熱防護方案，并通過快速電鑄和擴散釬焊兩種工藝實現了身部外壁的快速成型，如圖4所示。

圖4 身部結構Fig.4 The structure of body

為進一步提高推力室身部冷卻可靠性，對影響冷卻通道內冷卻劑流量分布均勻性的進出口集合器進行了結構優化設計，確定了進出口集合器兩容腔兩次均壓的設計方案。仿真結果如圖5所示，結果表明:

圖5 身部流場計算Fig.5 Flow field simulating calculation in combustion chamber

1)推力室身部在額定工況、燃氣側高邊區當量混合比(工況1)、108.5%工況(工況2)、60%工況(工況3)下冷卻劑流量周向均勻性偏差均小于±5%；

2)內壁最高氣壁溫約732 K，滿足材料使用要求。

2.4 高效率噴管造型技術

利用二維仿真計算方法對比分析了拋物線型面(TOP)、截短理想噴管型面(TIC)和RAO氏最大推力型面這3種型面，綜合考慮噴管性能、流動分離特性、質量等，并結合以往型號設計經驗，最終確定了220 t補燃發動機噴管型面采用應用較成熟的RAO式造型。

為研究大面積比噴管附面層對噴管性能的影響，分別對附面層修正前后噴管比沖性能進行了二維流場仿真計算(見圖6)，結果表明:①附面層修正對噴管的比沖提升的幅值很小(增加約0.1%)，所以不考慮對型面進行附面層修正；②仿真計算表明噴管效率為97.52%(該值的準確性待后續研究和試驗驗證)，滿足推力室設計要求。

圖6 流場計算馬赫數云圖Fig.6 Flow field simulating calculation Ma in nozzle

2.5 大尺寸高效再生冷卻噴管技術

為突破大尺寸高效再生冷卻噴管技術，噴管上段采用銑槽式再生冷卻方案，首次將擴散釬焊工藝應用于氫氧發動機噴管內外壁連接，冷卻通道結構采用等肋寬、等肋高的形式。為了提高各冷卻通道流量均勻性，采用兩進兩出的結構方案，且在入口集合器內設有均流板等均流措施，如圖7所示。

圖7 再生冷卻噴管結構Fig.7 The structure of above section of nozzle

仿真結果表明:

1)各通道流動均勻性較好，滿足使用要求，如圖8所示；

圖8 再生冷卻噴管仿真計算Fig.8 The simulation of above section of nozzle

2)噴注器采用邊區低混合比方案比均一混合比方案端頭處溫度減小了140 K，可有效緩解端頭處溫度過高帶來的結構強度問題。

2.6 大尺寸單壁氣膜冷卻噴管技術

為突破大尺寸單壁氣膜冷卻噴管技術，首次設計了超音速氣膜冷卻結構，以滿足噴管冷卻效果、氣膜均勻性和結構工藝性的多方面要求。在大噴管入口設計了一周360個機加方形小噴管，用于引入冷卻噴管上段的部分氫氣進行超音速氣膜冷卻，同時金屬單壁噴管也通過輻射散熱，進一步降低壁溫。仿真結果表明:

1)噴管下段最高氣壁溫為1 400 K，如圖9所示，滿足材料GH3230長期工作的許用溫度。

圖9 噴管下段溫度分布曲線Fig.9 Temperature distribution simulation of below section of nozzle

2)各方形小噴管出口流量偏差在±3%以內，該集合器結構均勻性滿足使用要求。

3 關鍵技術縮尺熱試驗研究與驗證

縮尺推力室由縮尺頭部、縮尺身部、縮尺噴管上段和縮尺噴管下段4部分組成，各部分之間采用法蘭和雙頭螺柱連接，石墨圈密封，試驗件結構如圖10(a)所示。

圖10 縮尺推力室熱試車Fig.10 Hot test of scale thrust chember

縮尺頭部包括燃氣腔、氫腔和氧腔，由兩圈24個同軸直流式噴嘴組成，縮尺頭部所用材料及工藝與全尺件保持一致。 為了考核全尺寸身部的低混合比邊區和氣膜冷卻方案的可靠性及研究低邊區混合比噴嘴及氣膜冷卻對身部換熱的影響規律，縮尺身部通過溝槽結構的精心設計，使燃燒室及喉部下游內壁氣壁溫隨距喉部的無量綱距離分布與全尺寸基本一致。

縮尺噴管上段組件與全尺寸采用相同的不銹鋼內壁、外壁擴散釬焊結構。冷卻方案同樣采用氫順流方案，為控制冷卻氫流量并模擬全尺寸噴管方案，冷卻氫采用縮尺推力室身部出口的氣氫，冷卻通道肋寬與全尺寸保持一致。縮尺噴管下段與全尺寸采用相同的氣膜冷卻單壁結構，氣膜冷卻結構也采用內外壁擴散焊，在內壁上沿圓周方向機加幾十個拉瓦爾方形小噴管的結構形式。

縮尺推力室共進行了6次熱試車，研究了不同參數對縮尺推力室燃燒特性、流量特性、熱防護性能等的影響?；旌媳?、噴嘴壓降占比等參數均覆蓋了全尺寸60%～100%工況，未發生熄火、燒蝕和高頻燃燒不穩定故障。試驗起動關機過程正常，全程火焰平穩，典型火焰如圖10(b)所示。

試后檢查噴嘴和面板、身部、噴管上段和噴管下段，均無燒蝕和結構破壞，表明各結構熱防護性能和制造工藝得到初步考核，如圖11所示。

圖11 試后檢查Fig.11 Post-test inspection

3.1 高效變工況補燃燃燒技術研究驗證

通過6次縮尺熱試車，成功地考核了220 t補燃循環大推力氫氧發動機推力室噴注器設計方案，燃燒高效穩定，結構安全可靠。優選設計方案的燃燒效率達到99.7%以上。結合以往研制經驗，在全尺寸推力室中，燃燒室室壓、各噴嘴壓降、氣氫溫度等將進一步提高，這將有利于保證更高效的燃燒?？s尺噴注器60%低工況下的燃燒效率仍高達99.6%，且燃燒過程穩定，沒有出現燃燒不穩定的情況。

3.2 大流量推力室穩定燃燒技術研究驗證

研究表明:各次熱試車均沒有出現燃燒不穩定的情況。各次測量中穩定段的縮尺推力室高頻速變燃氣腔壓力的脈動幅值與穩態燃氣腔壓力的比值小于±5%，氧腔高頻速變壓力與穩態氧腔壓力的比值小于±5%。

3.3 大熱流身部熱防護技術研究驗證

研究表明:由熱試驗測量推導得到的當地氣壁溫與采用一維計算方法的設計計算值相符較好，各個工況的氣壁溫分布趨勢也與設計狀態一致。試驗最高氣壁溫為760 K，數值包絡了全尺身部喉部最高氣壁溫設計值732 K。采用邊區混合比+氣膜冷卻的冷卻措施后氣壁溫降低約90 K。圖12為冷卻劑溫度，圖例線條為各試驗工況的計算值，點為各試驗工況測量值。l—1工況、l—2工況為僅采用再生冷卻的對比工況，l—3工況為邊區低混合比+氣膜冷卻+再生冷卻組合冷卻工況。

圖12 邊區對冷卻劑溫度的影響Fig.12 Effect of border mixing ratio on coolant temperature

3.4 再生冷卻噴管上段技術研究驗證

研究表明:結合縮尺試驗工況及縮尺噴管上段通道溫升和通道壓降等參數，將一維、三維仿真計算結果與縮尺試驗結果進行對比分析，發現三維仿真結果與縮尺試驗結果吻合較好，如圖13所示，確定了可用于再生冷卻噴管上段傳熱分析的模型為三維仿真計算模型。利用三維仿真模型確定了縮尺噴管上段熱試車中入口壁溫和最高氣壁溫可以基本覆蓋全尺噴管上段相應溫度。

圖13 縮尺噴管上段壁面溫度仿真與試驗對比Fig.13 Wall temperature contrast of simulation and test in above section of scale nozzle

3.5 氣膜冷卻噴管下段技術研究驗證

研究表明:結合兩次縮尺熱試車中GH3230單壁段外壁測量溫度(最高為1 000 K左右)，確定了適用于超音速氣膜冷卻傳熱計算的三維仿真模型，如圖14所示，可用于全尺寸噴管下段熱防護仿真校核，其中圖14中軸向

x

=380 mm附近的2個外壁溫數據懷疑異常。

圖14 縮尺噴管下段壁溫仿真與試驗對比圖Fig.14 Wall temperature contrast of simulation and test in below section of scale nozzle

截止目前，通過多項生產工藝關鍵技術攻關，已完成220 t補燃循環氫氧發動機全尺短噴管推力室、全尺寸噴管上段的生產，全尺噴管下段也即將完成生產制造過程(見圖15)。

圖15 全尺寸短噴管推力室Fig.15 Full-scale short-nozzle chamber

4 結論

通過全面的方案優化設計、數值仿真與熱試驗驗證，突破了四底三腔噴注器、穩定燃燒、身部熱防護、噴管高效造型、噴管上段熱防護、噴管下段熱防護等六項關鍵子技術，標志著高壓補燃循環大推力氫氧發動機推力室的關鍵技術攻關取得較大突破:

1)為解決高效變工況補燃燃燒及燃燒穩定性問題，方案設計上采用大流量三組元四底三腔噴注器方案，采用高燃料溫度、高噴嘴壓降、高速度比等參數設計，并利用合理的噴嘴結構設計，實現了噴嘴與燃燒室聲學錯頻。

2)為解決大熱流身部熱防護問題，方案設計上采用邊區低混合比+氣膜冷卻+再生冷卻的組合熱防護措施，縮尺試驗最高氣壁溫為760 K，數值包絡了全尺身部喉部最高氣壁溫設計值732 K；采用邊區混合比+氣膜冷卻的冷卻措施后氣壁溫降低約90 K。

3)為突破再生冷卻噴管上段技術，設計上采用了內壁銑槽擴散釬焊外壁的再生冷卻方案，縮尺噴管上段熱試車中入口壁溫和最高氣壁溫可以基本覆蓋全尺噴管上段相應溫度。

4)為突破氣膜冷卻噴管下段技術，方案設計上采取高超音速氣膜/輻射冷卻方案，并確定了適用于超音速氣膜冷卻傳熱計算的三維仿真模型。