氫噴前溫度遞降對液氧/氣氫燃燒特性的影響

王 玨，丁兆波

（1. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076；2. 北京航天動力研究所，北京，100076）

0 引 言

氫氧火箭發動機的燃燒穩定性相對較好，但隨著發動機推力增大，燃燒室尺寸也相應增大，其燃燒不穩定性問題也日益突出。在國內外的大推力氫氧發動機研制和試驗過程中，都曾遇到燃燒不穩定性問題[1～3]。國內外的研究經驗表明，對于某一給定再生冷卻身部和同軸式噴注器的氫氧推力室，對激發燃燒不穩定性影響最大的工作條件是氫的噴射溫度。同軸式噴注器通常具有一個安全工作氫溫的下限，如果在低于該下限的溫度下工作幾十分之一秒，則將激勵燃燒不穩定性[1～4]。J-2發動機在采用液氫模擬起動瞬變過程的條件下噴注器組件試驗總是發生不穩定，而在接近額定工況（噴射氫溫為111 K）時試驗始終是穩定的，從而將氫噴射溫度范圍確定為最重要的穩定性準則，將氫噴前溫度遞降法作為評定穩定性裕度的重要方法[1]。NASA LeRC在20000lbf發動機穩定性試驗中采用氫噴前溫度遞降法進行了大量試驗，表明降低氫噴射溫度趨向于產生自發性的高頻不穩定性，并對發動機參數進行了關聯，確定了經驗性的穩定性邊界，即不穩定燃燒的氫轉變溫度[1,5,6]。RS-68全尺寸推力室噴注器進行了多次氫噴前溫度降溫擠壓熱試驗，并進行了爆炸彈脈沖鑒定，在33～83 K的氫噴前溫度范圍內均沒有激起不穩定[7]。Vulcain發動機在縮比推力室上進行了氫降溫試驗，從額定遞降到45 K，在有/無聲腔的情況下均未發生不穩定[8]。

中國之前僅通過數值仿真研究過氫噴射溫度對氫氧火箭發動機燃燒穩定性的影響[9]，但迄今尚未開展過氫噴前溫度遞降對燃燒穩定性的熱試驗研究。

本文在中國首次開展了液氧/氣氫燃燒的氫噴前溫度遞降試驗，獲得了氫噴前溫度對同軸噴注單元燃燒特性的影響規律，為氫氧發動機的燃燒穩定性評定提供了一套可行的方法。

1 單噴嘴試驗研究

1.1 試驗系統與試驗件

單噴嘴試驗采用雙機并聯擠壓式試驗。采用液氧和低溫氣氫推進劑，其中低溫氣氫通過常溫氣氫與低溫液氫經過預混器摻混后得到，分別在常溫氣氫路設置音速噴嘴，在低溫液氫設置氣蝕管用于二者流量的控制，通過調整二者流量分配可以實現摻混后的低溫氣氫溫度在90～230 K間調節。試驗件采用鎢滲銅安裝環+分段水冷燃燒室，安裝環上設置點火器接口，采用氣氫/氣氧火炬點火器點火。通過氫頭腔溫度測點檢測氫噴前溫度變化；在氫氧頭腔分別設置kulite高頻速變壓力測點，在頭部和身部分別設置振動測點，用于檢測評估降溫過程中的穩定性。試驗系統原理如圖1所示。

圖1 單噴嘴試驗系統原理Fig.1 Principle Diagram of Single Injector Test

1.2 氫噴前降溫試驗

1.2.1 氫噴前溫度對燃燒效率的影響

如圖2所示，在噴嘴結構相同的情況下，在穩定燃燒狀態下燃燒效率隨氫噴前溫度提高而提高，主要原因在于氣氫的噴注速度隨氫噴前溫度提高而提高，氣氫相對于液氧的流速增加，動能增大，從而加速了液氧液柱的剝離，利于液柱破碎，從而使液氧核心區長度減小，能夠提高和改善霧化和混合質量，從而提高燃燒效率。而在氫噴前溫度由額定工況（約135K）降低到90 K左右時，燃燒效率反而有所提高。分析認為可能由于噴嘴的工作狀態嚴重偏離額定設計工況，雖然噴注速度比下降，但氣氫流動處于較大的脈動狀態，湍流強度增加，氣氫對液氧射流的擾動更明顯，有利于氣氫和液氧間的動量交換，燃燒狀態隨之發生轉變，發生粗糙燃燒，燃燒效率反而有所提高。

圖2 單噴嘴氫噴前溫度與燃燒效率關系Fig.2 Relation Diagram of Single Injector Hydrogen Spray Temperature and Combustion Efficiency

1.2.2 氫噴前溫度遞降對燃燒穩定性的影響

試驗過程中氫噴前溫度不斷遞降，當試驗進行到30 s時，氫噴前溫度降至90 K，此時室壓和氧噴前均出現明顯的低頻壓力脈動，并伴隨著氫噴前溫度的遞降維持到試驗結束，如圖3所示。

在溫度遞降過程中，振動綜合加速度未見明顯變化，最大綜合加速度不超過550 m/s2，但與額定工況相比，頭部軸向振動量級顯著增大（見表1）；穩定段突出頻率主要集中在5500 Hz左右的氧噴嘴聲學頻率，最大分頻加速度幅值不超過360 m/s2，與額定工況相比量級顯著增大（見表2）。

表1 單噴嘴降溫試驗振動綜合加速度比較Tab.1 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration of Single Injector Test

表2 單噴嘴降溫試驗振動分頻加速度比較Tab.2 Comparison of Vibration Division Acceleration of Single Injector Test

氧噴前高頻速變壓力脈動最大值不超過±3%，與額定工況相比，脈動量級未見增大；穩定段突出頻率同樣集中在5500 Hz左右的氧噴嘴聲學頻率，且最大分頻加速度幅值不超過0.2 MPa，幅值未見增大（見表3）。綜合分析認為，在單噴嘴氫噴前溫度遞降試驗中未發生燃燒不穩定，但存在低頻粗糙燃燒。

表3 單噴嘴降溫試驗氧噴前高頻速變壓力脈動及分頻對比Tab.3 Pressure Pulsation and Spectrum of Oxygen Injection in the Single Injector Test

2 縮比噴注器試驗研究

2.1 試驗系統與試驗件

縮比噴注器試驗采用液氧和低溫氣氫推進劑擠壓式試驗。其中低溫氣氫同樣通過常溫氣氫與低溫液氫經過預混器摻混后得到，通過調整二者流量分配可以實現摻混后的低溫氣氫溫度在65～145 K間調節。其中區別于單噴嘴試驗，在常溫氣氫路設置旁通路，通過切斷其中一路可以實現一次試驗中低溫氣氫溫度由120 K依次遞降為90 K和65 K。試驗件采用分段水冷燃燒室，在頭部設置點火器接口，采用火藥點火器點火。通過氫頭腔溫度測點檢測氫噴前溫度變化，在氫氧頭腔分別設置kulite高頻速變壓力測點，在頭部和身部分別設置振動測點，首次設置PCB高頻速變壓力傳感器直接測量室壓，用于檢測評估降溫過程中的穩定性。試驗系統原理如圖4所示。

圖4 縮比噴注器試驗系統Fig.4 Diagram of the Sub-scale Combustor Test System

2.2 氫噴前降溫試驗

2.2.1 氫噴前溫度對燃燒效率的影響

縮比噴注器試驗氫噴前溫度與燃燒效率關系如圖5所示，在與單噴嘴試驗噴嘴結構相近的情況下，縮比噴注器試驗在氫噴前溫度由額定工況（約110 K）降低到80 K左右時，燃燒效率隨之顯著降低，表現出與單噴嘴降溫試驗相反的趨勢。分析認為由于在單噴嘴狀態下僅有噴嘴自身的射流霧化一個因素對燃燒效率起作用，而在縮比噴注器狀態下有噴嘴自身的射流霧化與噴嘴間的相互作用兩個因素共同控制，從而可能導致在相近的低氫噴前溫度下二者的燃燒狀態不同。

圖5 縮比噴注器試驗氫噴前溫度與燃燒效率關系Fig.5 Relationship between Hydrogen Temperature and Combustion Efficiency in the Sub-scale Combustor Test

2.2.2 氫噴前溫度遞降對燃燒穩定性的影響

試驗中氫噴前溫度由120 K緩慢遞降至80 K，并最終降至70 K。如圖6所示，在氫噴前溫度遞降至80 K過程中沒有出現燃燒不穩定的情況，其中穩定段的速變室壓的脈動幅值與穩態室壓的比值小于±5%。

圖6 縮比噴注器降溫試驗壓力與溫度曲線Fig.6 Pressure and Temperature Curves of the Sub-scale Combustor Test

與額定工況相比，振動量級未見顯著增大（見表4）；氫、氧噴前高頻速變壓力脈動最大值均不超過±5%，與額定工況相比，脈動量級未見顯著增大（見表5）。

表4 縮比噴注器降溫試驗振動綜合加速度比較Tab.4 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration in the Sub-scale Combustor Test

表5 縮比噴注器降溫試驗高頻速變壓力脈動比較Tab.5 High Frequency Pressure Pulsation in the Sub-scale Combustor Test

在氫噴前溫度由80 K遞降至70 K過程中，室壓與噴前壓力均出現大幅脈動，其中氧噴前與室壓速變壓力脈動最大值接近或超過±5%，脈動量級顯著增大（見圖6a和表5），振動量級亦顯著增大（見圖7a和表4）；同時出現與國外某氫/氧燃燒室氫降溫試驗發生燃燒不穩定時類似的壓力波動現象，即瞬間室壓下降，噴前壓力上升，噴嘴壓降增大的現象[1,2]，說明此時燃燒已經趨于不穩定（見圖6b）。壓力脈動和振動的突出頻率均集中在7000 Hz及其倍頻，分頻加速度幅值均顯著增大（見圖7b和圖8）。

圖7 縮比噴注器降溫試驗振動加速度與頻譜Fig.7 Vibration Acceleration and Spectrum of Sub-scale Combustor Test

圖8 縮比噴注器降溫試驗高頻速變壓力頻譜圖Fig.8 Spectrum of High Frequency Pressure in the Sub-scale Combustor Test

3 氫噴前溫度對燃燒穩定性的影響機理分析

同軸直流式噴注器設計時通常采用較高的氫噴射溫度，當氫噴射溫度足夠低時，這種單元總是自發地產生高頻聲學燃燒不穩定，其原因在于在恒定的流量下，降低氫的噴射溫度引起氫的密度增加，并降低了氫的噴射速度和噴注器阻抗，使氫的噴射速率可能對室壓響應而產生振蕩，振蕩的噴射速率導致燃燒速率的振蕩，從而將使壓力振蕩趨于增強。同時，降低氫的噴射溫度影響了氫氧噴射速度比，而氫氧噴射速度比是影響燃燒不穩定性的主要參數之一[1]。

據文獻[10]介紹，當同軸直流噴嘴的氣液速度比從高至低降至一定范圍內時，可能會出現噴嘴縮進區內流阻突增的情況，同時中心氧噴嘴會產生較劇烈的機械振動，縮進區內的霧化混合變劇烈。根據與國外文獻的對比，懷疑縮比噴注器降溫試驗中當氫噴前溫度遞降至70 K后在推力室氧噴嘴縮進區內發生了較劇烈的霧化、燃燒，導致室壓和噴嘴壓降等參數的變化。

縮比噴注器降溫試驗中出現的7000 Hz突出振蕩頻率為氧噴嘴固有聲振頻率，而與燃燒室的固有振型不一致。分析認為，除了在噴嘴縮進區內發生較劇烈的霧化、燃燒外，還可能發生氧噴嘴固有聲振頻率的振蕩燃燒。據文獻[11]介紹，在JAXA進行的液氧/甲烷推力室熱試中，出現的振蕩燃燒頻率為氧噴嘴固有聲振頻率，與燃燒室的固有振型不一致，與本次試驗結果一致。

將兩次降溫試驗參數與國外通過熱試車得出的穩定性邊界[2]進行對比，結果見圖9。由圖9可以看出，單噴嘴降溫試驗參數位于不穩定性邊界邊緣，而縮比噴注器降溫試驗參數位于不穩定性邊界以內，試驗相關結果與文獻[10]、[11]的對比結果基本一致。

圖9 氫噴射溫度及噴注速度比對燃燒穩定性的影響[2]Fig.9 The Effect of Hydrogen Injection Temperature and Injection Velocity Ratio on Combustion Stability[2]

依據縮比噴注器降溫試驗結果，對文獻[1]中NASA LeRC總結的不穩定燃燒的氫轉變溫度公式進行修正，可得：

式中THtrans為發生不穩定燃燒時的氫轉變溫度；pc為室壓；pH為氫噴嘴壓降；ρox為噴射時的氧密度；diox為氧噴孔直徑；r為混合比。

4 結 論

本文對氫氧發動機推力室用大流量噴嘴開展了氫噴前溫度遞降試驗，主要結論如下：

a）單噴嘴熱試驗中氫噴前溫度降至90 K時未發生不穩定燃燒，表現為以低頻脈動為主的粗糙燃燒；

b）縮比噴注器熱試驗中氫噴前溫度遞降到70 K時激發了不穩定燃燒，機械振動和壓力脈動均出現與氧噴嘴固有聲振頻率相同的突頻脈動，同時出現與相關文獻一致的瞬間室壓下降，噴前壓力上升，噴嘴壓降增大的典型現象；

c）液氧/氣氫同軸直流式噴嘴燃燒存在一個穩定工作氫溫的下限，如果在低于該下限的溫度下工作，則將激勵燃燒不穩定性。與國外文獻進行對比，結果基本一致；

d）所選用的氫氧發動機推力室大流量噴嘴具有一定的燃燒穩定性裕度，氫噴前溫度遞降試驗可以作為氫氧發動機燃燒穩定性評定的一套可行方法。