某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究
李锦江;姜冬玲
【摘要】In order to simplify the launch operation and improve the launch reliability,an improved ground precooling scheme for a hydrogen-oxygen rocket engine of gas generator cycle was studied.Two real engines were tested and 8 precooling tests were carried out under real media,on a test bench of 45 degrees downward,6 in which were hot test.It shows that the scheme of high flow gravity discharge pre-cooling is feasible.There is plenty of time to cool down the engine in the launch process and the Geyser Instability in the oxygen supply pipe can be minimized.By simulating flight mission profile,it was confirmed that both the hydrogen and oxygen system can be cooled down before the engine ignition,but the temperature of the oxygen turbine bearing was higher than before.By the 6 hot tests,it was showed that the improved ground precooling scheme had no obvious influence on the ignition and starting process of the engine.%为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究.研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45 °的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验.试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生“间歇泉”不稳定现象.通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比
改进前偏高.6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响.
【期刊名称】《低温工程》
【年(卷),期】2017(000)004
【总页数】6页(P73-78)
【关键词】氢氧火箭发动机;射前预冷;自流预冷;起动过程
【作者】李锦江;姜冬玲
【作者单位】北京航天动力研究所北京100076;北京航天动力研究所北京100076
【正文语种】中文
【中图分类】TB663
氢氧火箭发动机具有高比冲、无毒、无污染等优点，在各国运载火箭中得到了普遍应用,但由于推进剂的极低温特性，氢氧发动机在点火前需要预冷,预冷是指在发动机点火前，利用推进剂或其它低温介质对发动机特定结构提前进行冷却的过程。

预冷如果不充分，将引起推进剂夹气，易造成涡轮泵汽蚀、推力室混合比剧烈波动等异常，导致发动机起动时间延长甚至失败[1]。

对于上面级氢氧发动机，为了降低飞行中预冷的推进剂消耗量，通常在火箭起飞前就进行预冷，称为射前预冷。

射前预冷的主要方式有浸泡预冷、自然循环预冷、强迫循环预冷、冷氦预冷和排放预冷等[2]。

根据贮箱是否增压，排放预冷又可分为增压排放预冷(以下简称增压预冷)和自流排放预冷(以下简称自流预冷)，增压预冷的流体驱动力主要为贮箱压力，而自流预冷的流体驱动力为重力。

目前，我国某膨
胀循环发动机的氧系统采用浸泡预冷、氢系统采用自流预冷，而本文研究的某型燃气发生器循环发动机(以下简称某发动机)的氢、氧系统均采用增压预冷。

从发射流程上看，增压预冷流程复杂，预冷过程操作多、参与设备的动作多，发生操作失误或设备损坏的概率大，发射可靠性相对较低；而自流预冷流程简单，预冷过程操作少、参与设备的动作少，发射可靠性相对较高。

典型的射前增压预冷流程和自流预冷流程如图1和图2所示。

从预冷速度上看，自流预冷比增压预冷慢，达到预冷好条件所需的时间长。

根据试验统计，某膨胀循环发动机射前自流预冷用时约15 min，而本文研究的某发动机射前增压预冷用时约5 min。

但是，这种程度上的时间差异对射前操作流程基本没有影响。

鉴于自流预冷的优势明显，有必要对某发动机射前由增压预冷改为自流预冷的方案开展研究。

3.1 研究对象
某发动机为燃气发生器循环，由推力室、燃气发生器、氢涡轮泵、氧涡轮泵、阀门和导管等零组件组成，真空推力约80 kN，系统原理如图3所示。

预冷时氢、氧
泵前阀同时打开，液氢进入氢泵进行预冷，然后分为3路：(1)冷却氢副管路后泄出；(2)冷却氢涡轮端轴承，然后冷却氧涡轮端轴承，最后泄出；(3)冷却氢主管路
后通过氢泄出阀泄出。

液氧进入氧泵进行预冷，然后分为2路：(1)冷却氧副管路
后泄出；(2)冷却氧主管路后通过氧泄出阀泄出。

按照上述预冷流路，泄出阀关闭
时为小流量预冷，泄出阀打开时为大流量预冷。

自流预冷试验通过2台真实发动
机使用真实氢、氧介质进行。

3.2 试验系统
为了更加真实地模拟射前垂直状态下的预冷效果，试验选择在倾斜45°的试验台上进行。

按照试验台的既有结构，从氢、氧贮箱到发动机入口的输送管长度约15 m，
氢输送管内径80 mm，氧输送管内径65 mm。

为了保证发动机入口推进剂的低温条件，氢输送管采用了真空绝热，氧输送管采用了发泡层绝热。

某发动机与试验台对接后的照片如图4所示。

3.3 试验方案
由于某发动机从未进行过自流预冷状态下的热试验，为降低风险，试验分两个阶段进行。

第一阶段进行大流量和小流量自流预冷试验，研究自流预冷是否能够达到预冷好条件。

第二阶段进行模拟任务剖面的预冷试验并点火，研究射前自流预冷任务剖面对发动机点火、起动过程的影响。

为监测预冷过程，在氢泵入口、出口和氧泵入口、出口均设置了压力、温度测点，同时在氢泵螺壳靠近氢泵出口处设置了氢泵壳壁温测点；在氧系统管路最细、流路最长、最难预冷的氧副汽蚀管处设置了氧副汽蚀管壁温测点。

为了研究自流预冷对氧涡轮端轴承的冷却效果，设置了氧涡轮端轴承后温度测点。

为了研究自流预冷对发动机点火、起动过程的影响，设置了推力室室压测点。

3.4 第一阶段试验结果
第一阶段使用第一台发动机进行了2次试验，第1次为大流量自流预冷，试验代号t1，第2次为小流量自流预冷，试验代号t2。

2次试验的结果如图5所示。

从图5可以看出，大流量自流预冷和小流量自流预冷都能使某发动机达到预冷好条件(氢泵壳壁温≤30K且氧泵壳壁温≤110K)。

大流量自流预冷氢、氧系统用时分别约14 min和6 min，小流量自流预冷氢、氧系统用时分别约21 min和18 min。

可以发现，氧系统比氢系统更快预冷好。

2次试验的氢泵入口压力Pri和温度Tri全程保持在0.105 MPa和20.5 K左右，试验系统较好地模拟了射前自流预冷状态。

2次试验的氧泵入口压力Pyi和温度Tyi曲线如图6所示。

从图中可以看出，第1次试验在氧泵前阀打开时发生了1次压力不稳定，其原因为泵腔内气体上升形成
了“气弹”。

第2次试验，除了氧泵前阀打开的1次，30 min时间内还发生了7次压力不稳定，并且没有趋于稳定的趋势，这说明液氧小流量自流预冷产生了典型的“间歇泉”现象[3-4]。

2次试验氧泵入口压力的稳定值约0.27 MPa。

第1次试验，氧泵入口温度从100.7 K逐渐趋于92 K；第2次试验，氧泵入口温度受“间歇泉”的干扰全程在95.8—100.7 K之间波动。

按设计条件，射前自流预冷时，氧泵入口压力约0.11 MPa，温度约85 K。

因此，试验系统未能完全模拟射前自流预冷状态。

“间歇泉”现象的发生与管路几何尺寸、流体物性及管壁漏热量等多种因素有关，这些因素相互作用影响流道内的局部气泡周期性产生、聚合与运动，影响流道内汽液两相的分布与流型，进而影响管内动态压力特性，规律复杂。

郭宁和匡波等人[3-4]的研究表明，管路长径比越大，“间歇泉”现象越显著，增加液氧的过冷度有利于抑制喷泉现象的发生。

箭上状态液氧输送管的长径比约为试验状态的1/5，并且箭上使用的是过冷液氧，因此箭上状态有利于抑制“间歇泉”现象的发生。

为避免射前自流预冷时发生液氧管路的“间歇泉”现象，同时从预冷时间上考虑，决定射前自流预冷采用大流量预冷方案。

3.5 第二阶段试验结果
第二阶段使用第二台发动机进行了6次试验，全部采用大流量自流预冷，试验代号为t3—t8，试验流程如图7所示。

此流程按照设想的射前自流预冷状态的任务剖面，模拟了射前自流预冷、起飞后发动机点火前增压预冷以及点火、起动过程。

此流程模拟了增压预冷前氢泵壳的初始壁温和贮箱压力，但未模拟起飞后氢泵壳壁温的回升过程。

试验结果如图8所示。

从图8a可以看出，预冷开始前的氢泵壳初始温度对预冷过程影响较大：当氢泵壳初始温度约275 K时，大流量自流预冷约8.2 min后氢泵壳壁温可降到80 K；当氢泵壳初始温度约240 K时，经过约7.5 min即可将氢泵
壳壁温降到80 K。

从图8a还可以看出增压预冷与自流预冷的显著差别，贮箱增压后，氢泵壳壁温迅速下降，并在发动机点火前达到预冷好条件。

试验还对氧涡轮端轴承后温度进行了监测，预冷过程的详细参数见表1。

从图8b可以看出，6次试
验氧副汽蚀管初始壁温基本一致，约280 K，大流量自流预冷约7 min后氧系统
达到预冷好条件，一致性较好；贮箱增压后，氧副汽蚀管壁温继续缓慢下降，可见贮箱增压对氧系统预冷的影响比氢系统小。

从表1可以看出，点火前氧涡轮端轴承后温度Tyz在68—100 K之间，这远高于预冷方案改进前的40 K，但6次试验发动机点火、起动过程均正常。

以推力室室
压Pc为代表的起动过程曲线见图9，图中t0为预冷方案改进前的点火、起动曲线。

从图9可以看出，射前预冷改进方案对发动机起动过程无明显影响，发动机起动
加速性和性能参数稳定性等指标均无明显变化。

通过6次试验，对射前自流预冷
任务剖面下发动机点火、起动的可靠性进行了验证。

通过使用真实发动机进行地面预冷试验，并模拟任务剖面进行重复性点火试验，本文的研究可以得出如下结论：
(1)某发动机射前预冷由增压预冷改进为自流预冷是可行的，采用大流量自流预冷
方案可满足预冷时间的要求，也能最大程度避免液氧供应管路发生“间歇泉”不稳定现象，改进后射前操作减少，发射可靠性提高；
(2)在射前自流预冷情况下，某发动机的氧系统比氢系统更快达到预冷好条件；
(3)在射前自流预冷的任务剖面下，发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件，但氧涡轮端轴承后温度只能降低到68—100K，在此温度下发动机点火、起动可靠，起动加速性和性能参数稳定性等指标无明显变化。

受试验条件限制，模拟射前自流预冷试验只能在倾斜45°试验台上进行，与实际情况垂直状态下的预冷还有一定差异。

但通过分析，实际情况下氢、氧输送管较短，且液氧为过冷状态，因此实际预冷效果应当比试验结果更好。

第二阶段试验没有真
实模拟任务剖面中火箭起飞后的氢泵壳回温过程，但通过试验设计，模拟了飞行中增压预冷前的氢泵壳初始壁温和贮箱压力，因此预冷效果具有较强的参考意义，并且地面预冷的环境较飞行环境恶劣，试验结果可供工程应用参考。

【相关文献】
1 钟轶魁.低温液体火箭发动机循环预冷模拟试验研究[D].杭州：浙江大学，2003.
2 孙礼杰，樊宏湍，刘增光，等.低温推进剂火箭发动机预冷方案研究[J].上海航天，2012，29(4)：41-48.
3 刘昊，匡波，陈吉安，等.低温推进剂输送与预冷系统间歇泉不稳定性数值模拟研究[J].上海航天，2013，30(6)：46-51.
4 郭宁，匡波，张中伟，等.低温推进剂火箭发动机循环预冷系统喷泉非稳现象的数值研究[J].低温
工程，2013(2)：24-35.
Guo Ning1，Kuang Bo，Zhang Zhongwei，et al. Numerical study on geysering instability in circulating precooling system for cryogenic propellant rocket turbopump[J].Cryogenics，2013(2)：24-35.。