全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)方案研究

邢理想，蘇 展，張 航，武曉欣，張衛(wèi)紅

(1. 西北工業(yè)大學(xué)，西安 710100；2. 西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100)

0 引言

航天活動(dòng)需要大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力，其性能和可靠性直接關(guān)系到航天事業(yè)的發(fā)展，重大航天任務(wù)對大推力、高可靠、高安全火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的需求更加迫切。近年來，隨著空間活動(dòng)商業(yè)化和產(chǎn)業(yè)化的快速發(fā)展，下一代航天運(yùn)載火箭多以可重復(fù)使用為目標(biāo)，從而大幅度降低發(fā)射費(fèi)用、縮短發(fā)射周期，以滿足航天任務(wù)低成本、快響應(yīng)的需求[1-2]。

全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)以其高性能、高可靠、可重復(fù)使用的特點(diǎn)[3]，將成為世界重復(fù)使用液體主動(dòng)力的重要發(fā)展方向。與現(xiàn)有其他循環(huán)方式相比，全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)更復(fù)雜、回路多，對工況調(diào)節(jié)方案的設(shè)計(jì)提出了更高的要求；此外，甲烷為低溫推進(jìn)劑，臨界溫度低，其物理性質(zhì)在高溫高壓的工作環(huán)境下變化較為劇烈，傳熱情況更為復(fù)雜，對發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍變工況影響較大。

俄羅斯在1960—1970年研制RD-270全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行了27次點(diǎn)火測試，試驗(yàn)了22臺發(fā)動(dòng)機(jī)。1970年12月，RD-270火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的各項(xiàng)研發(fā)工作停止，未完全突破關(guān)鍵技術(shù)。21世紀(jì)初，美國國家航空航天局(NASA)在SSME和RS-2100的基礎(chǔ)上，研發(fā)了全流量補(bǔ)燃循環(huán)氫氧IPD演示驗(yàn)證機(jī)，其推力量級為1 000 kN，截至2006年完成系統(tǒng)級試驗(yàn)23次，累計(jì)在100%功率下工作429 s，基本突破全流量補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)[4-8]。SpaceX公司于2012年開始研制全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)(猛禽，Raptor)，目前已生產(chǎn)超過300臺發(fā)動(dòng)機(jī)，已完成多次低空飛行和星艦首飛[9-12]。但是，發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性仍需進(jìn)一步提升。經(jīng)過多輪技術(shù)迭代，猛禽V3.0發(fā)動(dòng)機(jī)推力可達(dá)269 t。

國內(nèi)尚無成功研制的全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，其變推力系統(tǒng)方案的研究則更少。本文針對200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)多種推力調(diào)節(jié)方案，通過系統(tǒng)敏感性分析，分析了不同調(diào)節(jié)元件設(shè)置方案的優(yōu)缺點(diǎn)，提出了推力和混合比調(diào)節(jié)耦合程度最低的調(diào)節(jié)元件系統(tǒng)設(shè)置方案。在此系統(tǒng)方案基礎(chǔ)上，通過仿真對比分析，選擇出了最佳推力調(diào)節(jié)方案。

1 全流量補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案簡介

200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)簡圖如圖 1所示，全流量補(bǔ)燃循環(huán)是性能最高的發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)方式，同時(shí)流路也最為復(fù)雜。該系統(tǒng)采用兩套發(fā)生器--渦輪泵系統(tǒng)，大部分流量的燃料和少量氧化劑輸送到富燃燃?xì)獍l(fā)生器中進(jìn)行燃燒，產(chǎn)生富燃燃?xì)庥脕眚?qū)動(dòng)燃料主渦輪；大部分流量的氧化劑和少量燃料輸送到富氧燃?xì)獍l(fā)生器中進(jìn)行燃燒，產(chǎn)生富氧燃?xì)庥脕眚?qū)動(dòng)氧化劑主渦輪。全部推進(jìn)劑經(jīng)過預(yù)先燃燒后均用來驅(qū)動(dòng)渦輪作功，因此，相比富氧補(bǔ)燃和富燃補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，相同性能情況下，全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪入口溫度較低，改善了發(fā)生器、渦輪及推力室頭部等部件的工作環(huán)境，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性；驅(qū)動(dòng)渦輪后的燃?xì)膺M(jìn)入推力室燃燒，燃燒效率高、燃燒穩(wěn)定性好，大范圍變推力適應(yīng)性強(qiáng)[13]。

圖1 液氧/甲烷全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)簡圖Fig.1 System diagram of liquid oxygen/methane full flow combustion cycle engine

發(fā)動(dòng)機(jī)變推力論證目標(biāo)為25%～110%，發(fā)動(dòng)機(jī)具有四路調(diào)節(jié)元件，分別設(shè)置在兩泵后主流路、發(fā)生器供應(yīng)路上。通過四路調(diào)節(jié)元件可以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)。全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)流路多，可通過在不同流路上設(shè)置不同調(diào)節(jié)元件組合形成多種不同的調(diào)節(jié)元件配置方案。

目前，雙組元泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)多采用在推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)設(shè)置流量調(diào)節(jié)器或節(jié)流閥來調(diào)節(jié)推進(jìn)劑的流量[14]，進(jìn)而改變液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。常見的流量調(diào)節(jié)器結(jié)構(gòu)如圖 2所示，流量調(diào)節(jié)器通常為兩級節(jié)流機(jī)構(gòu)，利用反饋原理進(jìn)行工作。通過作用在敏感面積處的壓差控制滑閥的位置保持第一級節(jié)流壓差基本不變，從而保證在不同壓降下流量調(diào)節(jié)器的流量不變。節(jié)流閥結(jié)構(gòu)相對簡單，是一種可變開度的節(jié)流裝置，隨著節(jié)流面積的改變，其流阻產(chǎn)生相應(yīng)的變化[15-17]。

圖2 流量調(diào)節(jié)器結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Regulator structure diagram

2 工況調(diào)節(jié)仿真模型

發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)特性建模與仿真分析是發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中的重要環(huán)節(jié)，對發(fā)動(dòng)機(jī)方案論證和優(yōu)化設(shè)計(jì)、關(guān)鍵參數(shù)選擇、試車方案制定和結(jié)果分析、發(fā)動(dòng)機(jī)故障分析和組件適應(yīng)性分析具有重要工程指導(dǎo)作用。根據(jù)以往的研究經(jīng)驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)不同組件工作過程遵循相應(yīng)的物理化學(xué)規(guī)律，形成了不同的靜態(tài)數(shù)學(xué)模型[18-19]。全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)室壓高，高壓燃?xì)鉁u輪真實(shí)氣體效應(yīng)明顯[20-21]；同時(shí)，甲烷推進(jìn)劑在高溫高壓工作環(huán)境下物性變化劇烈，冷卻套傳熱模型對發(fā)動(dòng)機(jī)變工況影響較大[22-23]。本文重點(diǎn)對真實(shí)氣體絕熱功模型和冷卻套傳熱模型進(jìn)行分析。

2.1 真實(shí)氣體絕熱功模型

理想氣體效應(yīng)模型常應(yīng)用于描述低壓高溫環(huán)境下的氣體狀態(tài)，由于燃?xì)獍l(fā)生器溫度高于500 K，且壓力大于50 MPa，真實(shí)氣體效應(yīng)突出，理想氣體假設(shè)與真實(shí)氣體的偏差會導(dǎo)致葉片機(jī)械功率計(jì)算的偏差，因此，必須考慮真實(shí)氣體效應(yīng)對渦輪絕熱功的影響。

真實(shí)氣體的理論絕熱功為

Lr=ht1-ht2

(1)

式中，Lr為理論絕熱功，ht1和ht2為基于立方形狀態(tài)方程的渦輪實(shí)際入口和出口的焓值。焓的變化可以簡化為

(2)

(3)

式中，La為考慮真實(shí)氣體效應(yīng)的焓變的近似值，Cpi為氣體定壓比熱，T01為氣體入口溫度，ε為渦輪壓比的倒數(shù)，γ為絕熱指數(shù)，Li為渦輪的理論絕熱功，Z為氣體的壓縮因子。

2.2 冷卻套溫升模型

200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室室壓高，熱流密度大，需采用發(fā)汗冷卻、再生冷卻和液膜冷卻等多種冷卻方式共同進(jìn)行推力室熱防護(hù)。在設(shè)計(jì)再生冷卻和膜冷卻推力室時(shí)，必須進(jìn)行推力室結(jié)構(gòu)的熱分析，因?yàn)槔鋮s系統(tǒng)的可靠性與有效性直接關(guān)系到液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的壽命，本文采用巴茲公式描述再生冷卻模型[24]

(4)

(5)

(6)

式中，Taw為燃?xì)鉁囟龋琓wg為燃?xì)鈧?cè)壁溫，Twl為冷卻劑側(cè)壁溫，Tl為冷卻劑溫度，hg為燃?xì)鈧?cè)對流換熱系數(shù)，λw為室壁熱導(dǎo)率，δw為室壁厚度，hl為冷卻劑側(cè)對流換熱系數(shù)，σ為對流換熱修正系數(shù)，C*為特征速度效率，Tc為推力室溫度，kg為絕熱指數(shù)。燃?xì)獾膭?dòng)力黏度μg和普朗特?cái)?shù)Prg根據(jù)燃?xì)獾钠渌麩崃?shù)近似計(jì)算，在喉部附近換熱系數(shù)可以采用喉部曲率半徑修正。

對于甲烷，冷卻劑側(cè)對流換熱系數(shù)[25]

(7)

式中，vl為甲烷流速，dl為冷卻通道直徑，ρl，λl，Cpl，μl分別為液甲烷密度、熱導(dǎo)率、定壓比熱和動(dòng)力黏度。

2.3 渦輪泵功率平衡模型

為簡化計(jì)算，將氧主渦輪泵和燃料主渦輪泵簡化為單個(gè)渦輪泵處理。其中，渦輪功率

(8)

式中，Pt為渦輪功率，qm為渦輪流量，η為渦輪效率。

氧主泵功率為

(9)

燃料主泵功率為

(10)

渦輪泵的功率平衡為

Pto=Ppo

(11)

Ptf=Ppf

(12)

式中，Ppo，Ppf為主泵功率，qmo，qmf為主泵流量，Δppo，Δppf為主泵揚(yáng)程，ρo，ρf為主泵介質(zhì)密度，ηpo，ηpf為主泵密度，Pto，Ptf為主渦輪功率。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)元件設(shè)置方案選擇

對于雙組元泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，工況調(diào)節(jié)元件可以設(shè)置在兩泵后主流路、發(fā)生器供應(yīng)路、渦輪入口燃?xì)饴返取Ｕ{(diào)節(jié)元件設(shè)置的主要原則為：一是推力和混合比調(diào)節(jié)盡量解耦，即調(diào)節(jié)推力時(shí)，混合比變化很小；調(diào)節(jié)混合比時(shí)，推力變化很小。二是大流量路設(shè)置結(jié)構(gòu)簡單的節(jié)流閥，小流量路可設(shè)置結(jié)構(gòu)復(fù)雜但自帶穩(wěn)流作用的調(diào)節(jié)器。對于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)線性方程組，常采用線性化處理辦法，計(jì)算自變量微弱變化對整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。計(jì)算表明發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合比對主閥的敏感性較低，主閥節(jié)流面積變化5%時(shí)，推力和混合比的變化小于0.5%。而發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合比對副路調(diào)節(jié)元件的敏感性較高，分別計(jì)算了不同調(diào)節(jié)元件設(shè)置方案在額定工況下，副系統(tǒng)路流量調(diào)節(jié)器流量變化5%時(shí)或節(jié)流閥流通面積變化5%時(shí)推力和混合比的變化，以此來評估發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合比對副系統(tǒng)路調(diào)節(jié)元件的敏感性，見表1。

配置1為兩副系統(tǒng)路均設(shè)置流量調(diào)節(jié)器，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比對副系統(tǒng)路流量偏差較為敏感。因此副路調(diào)節(jié)元件不能同時(shí)采用流量調(diào)節(jié)器，否則通過一個(gè)調(diào)節(jié)器調(diào)節(jié)推力時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)混合比會大幅偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)。

配置2為副系統(tǒng)路均采用節(jié)流閥，發(fā)動(dòng)機(jī)推力對節(jié)流面積的敏感度相對于混合比敏感度均較大，推力和混合比耦合程度強(qiáng)。

配置3為氧副路采用調(diào)節(jié)器，燃料副路采用節(jié)流閥方案，該方案相對前兩種配置，推力和混合比調(diào)節(jié)的耦合相對較小，但氧副路調(diào)節(jié)器流量較大，調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)難度較大。

配置4為燃料副路采用調(diào)節(jié)器，氧副路采用節(jié)流閥方案。該方案氧副路節(jié)流閥在調(diào)節(jié)混合比時(shí)，基本不影響推力。因此，氧副路節(jié)流閥可作為混合比控制的執(zhí)行元件。燃料副路流量調(diào)節(jié)器對推力的調(diào)節(jié)能力更強(qiáng)，同時(shí)對混合比的影響相對較小。因此，燃料副路流量調(diào)節(jié)器可作為推力控制的執(zhí)行元件。該方案可以實(shí)現(xiàn)兩個(gè)工況參數(shù)控制的基本解耦，降低控制系統(tǒng)研制難度。且燃料副路流量較小，調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)難度相對較小。綜上所述，從控制系統(tǒng)解耦的角度看，配置4最優(yōu)。因此，氧和燃料副路的調(diào)節(jié)元件分別為節(jié)流閥和調(diào)節(jié)器。

4 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)方案選擇

在發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)過程中：

1)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比變化不宜過大，以便于火箭總體兩貯箱推進(jìn)劑加注量控制以及保證發(fā)動(dòng)機(jī)自身性能穩(wěn)定。

2)發(fā)生器溫度不宜過高或過低，較高的溫度會造成渦輪葉片燒蝕，而較低的溫度易產(chǎn)生不穩(wěn)定燃燒。推力室冷卻套壁溫不宜過高，以避免冷卻套壁面結(jié)構(gòu)性損壞。

3)低工況時(shí)發(fā)生器噴注器壓降不宜過低，防止燃燒低頻不穩(wěn)定性。

4)副系統(tǒng)路調(diào)節(jié)器壓降不宜過低，避免調(diào)節(jié)器不起調(diào)的風(fēng)險(xiǎn)。

200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)具有4個(gè)調(diào)節(jié)元件，通過控制任意調(diào)節(jié)元件可改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器的混合比，進(jìn)而改變渦輪功率，控制發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。不同調(diào)節(jié)元件相互組合，形成了多種推力調(diào)節(jié)方案。本文通過仿真計(jì)算，著重對比分析了單路調(diào)節(jié)方案、雙路調(diào)節(jié)方案和四路調(diào)節(jié)方案。

4.1 單路調(diào)節(jié)方案

單路調(diào)節(jié)方案通過設(shè)置在富氧發(fā)生器燃料路上的流量調(diào)節(jié)器或富燃發(fā)生器氧路上的節(jié)流閥進(jìn)行推力調(diào)節(jié)，其他調(diào)節(jié)元件不參與變工況調(diào)節(jié)。該方案通過調(diào)節(jié)流經(jīng)富氧(富燃)發(fā)生器小流量路的流量，控制富氧(富燃)發(fā)生器的混合比，改變發(fā)生器的溫度，改變氧(燃料)主渦輪的功率，進(jìn)而影響整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，進(jìn)行推力調(diào)節(jié)。

分別對比了氧副路節(jié)流閥單路調(diào)節(jié)方案(方案1)和燃料副路流量調(diào)節(jié)器單路調(diào)節(jié)方案(方案2)，見圖 3。如圖 3(a)所示，發(fā)生器副系統(tǒng)路流量對推力室混合比有一定影響，當(dāng)推力調(diào)節(jié)至較低工況時(shí)，兩種方案推力室混合比變化均較大，但是由于燃料副路調(diào)節(jié)器(方案2)對推力室混合比更敏感，其可適應(yīng)的調(diào)節(jié)范圍相對方案1更小。當(dāng)限定發(fā)動(dòng)機(jī)混合比變化不超過額定工況的±10%時(shí)，方案1可適應(yīng)的推力調(diào)節(jié)范圍為75%～110%，方案2可適應(yīng)的推力調(diào)節(jié)范圍為80%～110%。

如圖 3(b)～(d)所示，兩單路調(diào)節(jié)方案在上述推力調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，組件適應(yīng)性良好。隨著工況降低，流經(jīng)富燃燃?xì)獍l(fā)生器的氧化劑流量降低，富燃燃?xì)獍l(fā)生器的混合比降低，富氧燃?xì)獍l(fā)生器的混合比上升，兩燃?xì)獍l(fā)生器的溫度均降低，溫度變化范圍滿足燃?xì)獍l(fā)生器溫度限制要求。冷卻套最高液壁溫和最高液壁溫均不超過設(shè)計(jì)點(diǎn)的110%，滿足冷卻要求。流量調(diào)節(jié)器壓降呈現(xiàn)先升后降的趨勢，當(dāng)處于110%工況時(shí)，其壓降達(dá)到最低，高于其起調(diào)壓降，滿足流量調(diào)節(jié)器的調(diào)節(jié)要求。在兩方案推力調(diào)節(jié)能力下限時(shí)，富氧燃?xì)獍l(fā)生器燃料噴注壓降和富燃燃?xì)獍l(fā)生器氧化劑噴注壓降均不低于設(shè)計(jì)點(diǎn)0.1倍，滿足發(fā)生器噴嘴壓降要求。

(a)推力室和富燃發(fā)生器混合比

綜上，氧副路單路調(diào)節(jié)方案推力調(diào)節(jié)范圍為75%～110%，燃料副路單路調(diào)節(jié)方案推力調(diào)節(jié)范圍為80%～110%。但采用單路調(diào)節(jié)推力時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)混合比仍受一定影響，特別是推力調(diào)節(jié)范圍增大時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)混合比偏離較大，不能滿足使用要求。

4.2 雙路調(diào)節(jié)方案

單路調(diào)節(jié)方案可以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，但推力室混合比限制了單路調(diào)節(jié)方案的調(diào)節(jié)范圍。為了解決上述問題，采用在單路調(diào)節(jié)的基礎(chǔ)上，增加一路調(diào)節(jié)元件，維持混合比穩(wěn)定，從而增大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)范圍。

雙路調(diào)節(jié)方案組合較多，通過初步篩選，在6種雙路調(diào)節(jié)方案里選出了2種調(diào)節(jié)方案進(jìn)行對比分析，分別為雙副路調(diào)節(jié)方案(方案3)和富氧發(fā)生器副路流量調(diào)節(jié)器+燃料主路節(jié)流閥調(diào)節(jié)方案(方案4)。

如圖 4(a)所示，隨著工況的下降，兩種雙路調(diào)節(jié)方案均受發(fā)生器溫度限制，50%工況下兩種方案富氧發(fā)生器和富燃發(fā)生器溫度均較低，已低于可接受的溫度下限。

如圖 4(b)～(c)所示，兩種雙路調(diào)節(jié)方案在上述推力限制范圍內(nèi)，組件適應(yīng)性良好。隨著工況逐漸下降，推力室冷卻套溫度逐漸下降，冷卻通道最高氣壁溫和液壁溫均不超過設(shè)計(jì)點(diǎn)的1.1倍，滿足冷卻要求。流量調(diào)節(jié)器壓降呈現(xiàn)先升后降的趨勢，當(dāng)處于110%工況時(shí)，其壓降達(dá)到最低，高于其起調(diào)壓降，滿足流量調(diào)節(jié)器的調(diào)節(jié)要求。在兩方案推力調(diào)節(jié)能力下限時(shí)，富氧燃?xì)獍l(fā)生器燃料噴嘴壓降和富燃燃?xì)獍l(fā)生器氧化劑噴嘴壓降均高于設(shè)計(jì)點(diǎn)的0.1倍，滿足發(fā)生器噴嘴壓降要求。

(a)發(fā)生器溫度

綜上，兩種雙路調(diào)節(jié)方案的推力調(diào)節(jié)范圍為50%～100%。

4.3 四路調(diào)節(jié)方案

采用雙路調(diào)節(jié)的推力調(diào)節(jié)方式，可以在調(diào)節(jié)推力的同時(shí)，維持推力室混合比穩(wěn)定。但是，受限于燃?xì)獍l(fā)生器溫度下限，無法實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)深度變推的目的。因此，在雙路調(diào)節(jié)的基礎(chǔ)上，增加兩路調(diào)節(jié)元件，在推力深度調(diào)節(jié)過程中，維持兩個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器溫度穩(wěn)定，擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)范圍(方案5)。

如圖 5所示，當(dāng)工況降低至額定工況的60%時(shí)，富氧燃?xì)獍l(fā)生器和富燃發(fā)生器溫度較低，易產(chǎn)生燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象。為保證兩發(fā)生器穩(wěn)定工作，進(jìn)一步降工況時(shí)，調(diào)節(jié)氧主閥和燃主閥，保持兩燃?xì)獍l(fā)生器的混合比不變，進(jìn)而維持兩發(fā)生器溫度基本穩(wěn)定，在25%～110%推力調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，冷卻通道最高氣壁溫和液壁溫均不超過設(shè)計(jì)點(diǎn)的1.1倍，滿足推力室冷卻要求。

如圖 6所示，隨著工況下降，兩燃?xì)獍l(fā)生器副路噴注壓降均逐漸下降，且下降幅度較為穩(wěn)定。在20%工況時(shí)，富氧燃?xì)獍l(fā)生器和富燃燃?xì)獍l(fā)生器噴注壓降約為設(shè)計(jì)點(diǎn)的10%，噴注器壓降較低，后續(xù)需要進(jìn)行發(fā)生器低噴注壓降下的工作穩(wěn)定性考核。

圖6 發(fā)生器噴嘴壓降隨工況變化Fig.6 Variation of generator parameters with operating conditions

(a)調(diào)節(jié)元件壓降

如圖 7所示，在25%～110%推力調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，燃料副路流量調(diào)節(jié)器壓降和氧副路節(jié)流閥壓降呈現(xiàn)先降后升的趨勢，在推力調(diào)節(jié)過程中，流量調(diào)節(jié)器壓降均較高，始終高于對應(yīng)工況的起調(diào)壓降，具有良好的調(diào)節(jié)能力。當(dāng)推力降低至額定工況的60%以下時(shí)，兩主閥開始節(jié)流。當(dāng)推力逐漸降低至額定工況的25%時(shí)，兩主閥當(dāng)量流通面積的變化量分別為67%和72%，調(diào)節(jié)靈敏度適中，能夠?qū)崿F(xiàn)推力的調(diào)節(jié)。

綜上所述，四路調(diào)節(jié)方案可滿足發(fā)動(dòng)機(jī)25%～110%的推力調(diào)節(jié)范圍。

5 結(jié)論

全流量補(bǔ)燃循環(huán)調(diào)節(jié)系統(tǒng)復(fù)雜，調(diào)節(jié)方案多樣，本文以200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對象，提出了發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)元件設(shè)置方案，即氧副路設(shè)置調(diào)節(jié)閥，燃料副路設(shè)置流量調(diào)節(jié)器方案。該方案可以實(shí)現(xiàn)兩個(gè)控制通道的解耦，降低控制系統(tǒng)研制難度。

通過5種推力調(diào)節(jié)方案的對比分析，發(fā)現(xiàn)限制單路推力調(diào)節(jié)方案的主要因素為推力室混合比，限制雙路調(diào)節(jié)方案的主要因素為兩個(gè)發(fā)生器的溫度。其中，四路調(diào)節(jié)方案變推范圍最大，各組件工作參數(shù)較優(yōu)。

在四路調(diào)節(jié)方案下，發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行25%～110%推力調(diào)節(jié)時(shí)，各組合件工作狀態(tài)變化仍較大，后續(xù)需要開展大量研究工作確認(rèn)各組合件在大范圍變工況條件下的工作適應(yīng)性。