膨脹循環發動機低溫起動特性研究

王 玨，孫慧娟，劉 恒，李錦江

（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

某氫氧發動機采用了先進的閉式膨脹循環[1]，氫氧渦輪泵的驅動工質不再是高溫燃氣，而是經過推力室冷卻夾套加溫的常溫氣氫。該發動機沒有采取其它發動機利用起動器作為外能源起動的方案，而是采取箱壓自身啟動方式[2]，最初的起動能源是經過推力室冷卻夾套等結構金屬熱容加溫的氣氫[3]，起動能量有限。因此膨脹循環發動機起動過程與結構溫度具有相關性。在深空探測任務中，發動機長時間在深冷空間駐留或滑行后，結構溫度逐漸降低，進而導致初始起動能量降低。發動機低溫下起動，存在起動失敗風險。本文對閉式膨脹循環發動機在較低結構溫度情況下的起動特性開展分析研究。 主要由推力室、氫/氧渦輪泵、閥門等組合件組成，氫/氧渦輪泵的驅動工質是經過推力室冷卻夾套加溫的氣氫，做功后的氣氫全部進入推力室與全部氧進行混合燃燒，燃氣經噴管延伸段膨脹加速產生推力。發動機系統原理見圖1。

圖1 閉式膨脹循環發動機系統原理Fig.1 Closed Expander Cycle System

1 膨脹循環發動機工作原理

閉式膨脹循環發動機沒有燃氣發生器副系統[4,5]，與中國其它氫氧發動機采用火藥啟動器的外能源起動方式不同，膨脹循環發動機采用了更加簡潔的箱壓自身起動方案，即在氫/氧貯箱的低壓力下，推進劑分別經過氫/氧泵進入推力室點火燃燒，同時渦輪泵由靜止逐漸開始旋轉加速，貯箱供應的低壓推進劑經過泵升壓后進入推力室，推力室壓力也隨之升高，直至發動機達到額定推力下的參數水平。

膨脹循環發動機預冷時，低溫氫與管路和推力室冷卻夾套金屬進行熱交換達到某一個溫度，為起動渦輪的工質提供一定初始能量。當氫/氧泵預冷充分，發動機滿足起動條件后，推力室點火器點火。箱壓下，推力室冷卻夾套出口的氣氫驅動氫渦輪泵起旋，并經氫主閥進入推力室內與氧混合，進行低壓燃燒，燃氣使推力室冷卻夾套內的氫溫度升高，驅動渦輪的氣氫能量增加，渦輪起動加速，最終達額定工況平穩工作[6]。

從膨脹循環發動機工作原理可以看出，以推力室冷卻夾套為主的結構溫度是發動機初始起動能量的基礎，當其它條件滿足要求后，結構溫度就決定初始起動能量的大小。結構溫度與起動能量成正相關。深空駐留或滑行過程中，外界環境為冷黑背景，發動機結構由于輻射換熱，逐漸趨于環境溫度；預冷過程中，氫進入到冷卻夾套及管路，最終截止在氫主閥前，隨著時間的發展，容腔內低溫氫質量逐漸增加，結構溫度也不斷下降；如果出現閥門泄漏等故障情況，結構也會進一步降低。這些情況都會對發動機的起動工作造成不利影響。

美國RL10發動機是世界上首臺閉式膨脹循環發動機。在研制過程中，對較低結構溫度下的起動特性進行了研究。根據研究結果規定飛行過程中發動機起動時，推力室結構平均溫度必須介于139~316 K，其燃燒室壓力起動曲線[7,8]如圖2所示。

圖2 不同推力室結構溫度下RL10發動機的起動曲線Fig.2 RL10 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

從圖2可以看出，推力室結構溫度降低后，發動機起動速度變慢。表現在初始起動后的壓力快速爬升轉折點明顯推遲，起動壓力峰也大幅降低。

2 發動機低溫起動過程仿真分析

為了獲得發動機在不同結構溫度下起動特性，利用AMESim仿真軟件，按照發動機系統構成進行了建模與分析。發動機系統仿真模型如圖3所示。在發動機中渦輪起動功質氫能源主要來源于推力室，因此推力室冷卻夾套換熱仿真模型是本文研究重點，其它組件仿真模型[9,10]不再闡述。

圖3 AMESim仿真系統Fig.3 AMEsim Simulation Model

2.1 推力室冷卻夾套換熱仿真模型

膨脹循環發動機起動過程中，氫介質在推力室冷卻夾套內存在液態、兩相、氣態等狀態變化，因此其換熱模型是膨脹循環發動機仿真模型的重要組成部分。為保證仿真精度，將推力室冷卻夾套沿軸向分為9段，換熱面積變化較大的喉部和擴散段分段數適度增加。

由于進入推力室冷卻夾套內的介質初始為液氫，起動過程中介質沿流動路程隨推力室傳熱情況存在升溫氣化兩相轉變[11]，因此選用兩相流換熱管道進行分析。本文分析過程中使用了單相和兩相流動模型。對于推力室的金屬熱容量選用熱容量模型進行計算。

a）單相流動模型。

針對單相流動模型，按照層流和湍流2種流動情況進行分析。

層流流動時，對流換熱系數為

式中λ為流體熱導率；Dh為等效水力直徑；Nulam為努賽爾數，取定值：Nulam=3.66。

湍流流動時，對流換熱系數使用Gnielinski模型[12]計算：

式中Re為雷諾數；Pr為普朗特數；ξ為摩擦系數，使用Churchill模型[13]進行計算。

b）兩相流動模型。

對于兩相流動的情形，按照氣相在壁面冷凝或液相在壁面沸騰2種情況分析。

當壁面溫度低于過流介質氫溫度時，介質會在壁面冷凝。冷凝過程的對流換熱系數采用Shah[14]相關系數計算：

式中x為含氣率；h為對流換熱系數，腳標l表示液相參數；pred為參考壓力。

當壁面溫度高于過流介質氫溫度時，介質會在壁面沸騰。沸騰過程的對流換熱系數采用VDI[15]相關系數計算：

式中hcv為對流沸騰換熱系數，采用式（6）計算；hNcB為核態沸騰換熱系數，采用式（7）計算[16]。

式中ρ為密度，腳標g為氣相參數；hl用式（2）計算。

式中hNcB0為參考壓力下的核態沸騰換熱系數；FPF為從介質傳遞給壁面的熱量，用式（8）計算；q為熱流密度；nf為熱流密度歸一化指數，用式（9）計算；Rp為表面粗糙度；F(M)為剩余修正因子，取為0.35；腳標0表示標準值。

c）熱容量。

推力室結構金屬溫度T動態數值用能量平衡公式計算：

式中 dhi為輸入的熱量；Cp為溫度T下材料的比熱。

2.2 發動機低溫起動特性仿真

利用上節建立的動態仿真模型，在保持特定貯箱壓力情況下，選擇了5種推力室結構溫度代表不同的初始熱容量，對發動機的起動特性進行了仿真分析，結果見圖4。常規地面試驗曲線見圖5。

圖4 不同推力室結構溫度發動機起動曲線Fig.4 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

圖5 常規地面試驗發動機起動曲線Fig.5 Start Curve of Routine Test

從圖4和圖5可以看出，在常規試驗條件下，發動機起動仿真曲線和試驗結果曲線一致性較好，仿真模型精度滿足分析要求。從仿真曲線可以看出其他溫度下發動機起動速度較常溫下偏慢，并且溫度越低，起動速度越慢。即隨著發動機推力室結構溫度的降低，氫介質溫度進入冷卻夾套后獲得的熱量有限，發動機初始起動能量逐漸減弱，同時在起動過程中，推力室內燃氣對冷卻氫加熱的時滯性逐漸明顯，導致發動機起動速度變慢，且起動壓力峰值逐漸消失。快速爬升轉折點與RL10發動機一樣明顯推遲。分析結果也表明在推力室結構溫度低至60 K時發動機依然可以起動，低于RL10發動機起動條件要求的結構下限溫度。

3 發動機低溫起動特性試驗

為了獲得推力室冷卻夾套溫度較低情況下膨脹循環發動機的起動特性，與仿真分析結果互相印證，采用主動冷卻推力室方式，利用3臺發動機進行了一系列結構溫度邊界起動試驗，研究推力室較低結構溫度對膨脹循環發動機起動的影響。

以最低試驗溫度為例進行論述。該次試驗時，在發動機預冷過程中推力室壁溫變化曲線如圖6所示。到發動機點火起動前，沿縱向布置的3個推力室壁溫測量傳感器的溫度基本穩定，且數值十分接近，均低于50 K，表明推力室結構整體已達到溫度平衡，并接近冷卻氫溫度。隨后發動機按照既定程序點火起動。圖7為推力室不同壁溫情況下的起動曲線。表1為獲得的發動機起動加速性數據。

圖6 推力室結構溫度變化曲線Fig.6 Thrust Chamber Metal Temperature Variation

圖7 推力室不同結構溫度條件下的發動機起動壓力曲線Fig.7 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

表1 發動機起動加速性Tab.1 Start-up Acceleration

由發動機低溫起動試驗可知，不同的溫度下，發動機起動加速性不同，溫度越低，起動加速性越慢，表現出了與結構溫度的正相關性，這與仿真分析結論一致。試驗結果表明發動機在推力室結構溫度達到 70 K時依然能夠可靠起動，該溫度不僅覆蓋了美國RL10的結構溫度，還向低溫方向進一步拓寬了溫度范圍，表明中國膨脹循環發動機起動具有較大的溫度裕度。該溫度遠低于通過其它試驗和仿真分析獲得的深空長時間滑行的起動溫度需求，對深空環境適應能力強。按照發動機的系統構成，對飛行中的某些故障模式進行了評估。若飛行過程中故障模式出現，推力室結構溫度被降低，可達到的溫度依然在這些試驗驗證溫度范圍內，發動機依然可以正常起動，不存在起動失敗風險，表明了膨脹循環發動機具有較高的起動可靠性。

4 結束語

膨脹循環發動機系統特點及箱壓自身起動技術決定了推力室結構溫度是膨脹循環發動機高空初始起動重要條件之一。通過仿真分析與低溫起動試驗獲得了發動機較低結構溫度下的起動特性，證明了膨脹循環發動機低溫起動能力裕度高、健壯性好。