导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES
1999年 第4期 No.4 1999



三组元高压推力室试验技术研究
王占林
　　摘要　通过对氧烃氢三组元推力室试验特点、技术关键的论述和分析，确定了正确的三组元推力室的试验启动程序，解决了高压低温条件下的系统密封、停车水击压力冲击、双燃料系统相互影响及氢组元流量测控等问题。由于这些技术关键的圆满解决，全部试验(4次)均为一次成功。本项试验的成功，验证了三组元发动机概念的可行性。
　　主题词　三元推进剂，推力燃烧室，发动机试验。
A Research on Test Technology of Three-Component High Pressure Thrust Chamber
Wang Zhanlin
(Beijing Fengyun Test Technology Institute, Beijing，100074)
　　Abstract　By means of studying and analyzing the test characteristics and key technologies of the three-component (oxygen,hydrocarbon and hydrogen) thrust chamber, these problems, such as the determination of the correct test starting procedure of the three-component thrust chamber, the system sealing under the conditions of high pressure and low temperature, the impact of hydraulic shock during cutoff, the mutual influence of bifuel systems, and the measurement and control of hydrogen component flow,etc. are properly solved. As a result all the tests (four times) are successful.The successful test verifies that the concept of the three-component engine is feasible.
　　Key Words　Tripropellant, Thrust chamber, Engine test. 
1　前　言
　　随着航天技术的发展和近地空间活动的日益频繁，火箭运载系统已从单纯追求高性能向效益、可靠性、性能并重方面转化。烃燃料具有密度高、资源丰富、廉价、无污染等特性，因而世界各航天大国对烃燃料重新发生了兴趣。但是，研究表明，烃燃料用于高压、可重复使用的发动机存在着许多技术关键，严重地限制了烃氧发动机性能的提高。
　　分析发现，在烃类燃料中添加少量液氢是克服这些技术关键的有效途径。它不仅能解决烃类发动机的燃烧稳定性、烃燃料冷却能力差等技术关键，而且还提高了燃烧效率和发动机的性能(真空比冲达350 s以上)。这样就提出了氧烃氢三组元发动机的概念。理论研究表明，三组元发动机兼有氢氧发动机和烃氧发动机的主要优点，是液体火箭发动机的重要发展方向。
　　氧烃氢三组元发动机的概念70年代末就已提出，国外对三组元发动机的理论研究和探索一直十分活跃，并且在喷注方案、冷却方案和整体发动机方案等方面均取得不同程度的突破。但到目前为止，尚未见三组元发动机及组件点火试验的报道。
　　本文对三组元高压推力室的试验过程和试验技术作些探讨，在此基础上得出一些有益的经验和结论。
2　试验特点
2.1　试验任务简介
　　三组元高压推力室推进剂为LOX/LC3H8+H2。三组元高压推力室试验分两阶段进行，主要性能参数如下：
　　第1阶段　　　　　　第2阶段
　　pK=9.8 MPapK＝14.7 MPa
　　R=2.5×104 NR=3.75×104 N
　　Gy=7.437 kg/sGy=11.2 kg/s
　　Gr1=2.936 kg/sGr1=4.52 kg/s
　　Gr2=0.2 kg/sGr2=0.29 kg/s
　　t=10 st=10 s
　　三组元高压推力室试验的主要目的：
　　a) 检验三组元推进剂的燃烧稳定性；
　　b) 获得三组元喷注器的工作特性；
　　c) 研究三组元推力室的启动特性。
2.2　试验系统简介
　　试验工位原为液氧/煤油推力室试车台。接受三组元高压推力室试验任务后，经改进完善系统，将该台改建为三组元推力室试车台。其中，丙烷系统由煤油系统改建而成，氢系统为新建系统。在第2阶段试验时，还加设一超高压氮气源，并对气路系统进行了部分改进。
　　试验系统原理图见图1。

图1　试验系统原理图
2.3　试验特点
2.3.1　推进剂为三组元
　　国内尚无三组元推力室试验经验，国外也未见这方面报道，因此要进行三组元推力室试验就须解决诸如三组元推进剂同时性调整等技术关键。
2.3.2　推力室压力pK高至14.7 MPa
　　三组元推力室试验不仅增加一推进剂组元，而且pK高至14.7 MPa，为目前国内最高水平，这就带来了高压密封等问题。
2.3.3　试验内容新颖
　　三组元推进剂中不仅存在着气、液两相，而且丙烷首次作为推进剂使用，无疑给试车台系统的设置、技安等方面带来许多新的难题。
3　技术关键的解决
3.1　三组元推力室试验关键技术的突破
　　三组元推力室采取双燃料预混式同轴喷注结构。这种结构使双燃料腔相通(如图2所示)，因此双燃料系统在推力室工作过程中必然会产生相互影响。

图2　预混式喷注结构
　　由三组元推力室试验特点可知，三组元推进剂的同时性调整至关重要，尤其是双燃料组元的同时性调整。为此，在定性分析的基础上，设计了一组比对试验，结果如下：
　　a) 双燃料系统单独充填和同时充填的充填时间偏差小于0.01 s；
　　b) 双燃料系统单独充填时，非充填腔与充填腔建压比值小于5%。
　　上述结果表明，三组元推力室充填方式对充填时间影响甚微，推力室工作时双燃料系统会产生相互影响，但影响很小。因此，可按照双组元同时性调整原则进行三组元同时性调整，而双燃料系统的相互影响可以不计。
　　同时性调整解决后，可根据试验任务要求来确定试车启动程序，进而确定试车程序。
3.2　高压低温条件下系统的密封
　　对于小管径系统，球头螺帽密封是简单有效的联接方式。由于氢系统管径较小(DN26)、系统压力较高(19 MPa)，为节约经费，加快进度和规范系统，氢系统基本上采用高强度37°球头螺帽密封结构。
　　液氧系统试验时处于高压低温状态，且管径较大(DN50)，故摒弃了宽圆环式密封结构，全部采用了高压台阶式法兰密封结构(见图3)，保证了系统的密封。

图3　密封结构的改进
　　丙烷系统除个别部位外管径均不大于DN30，只在个别部位采用了高压台阶式密封结构，其他均采用37 °球头螺帽密封结构。为确保密封，超高压气源系统和气路系统在关键部位采用了铜透镜垫片或高压台阶式密封结构，其他部位基本上采用37 °球头螺帽密封结构。
3.3　氢系统的建立
　　受客观条件限制，氢流量测控精度的要求为5%， 综合考虑各种因素， 决定采用体积为 4 m3、工作压力为20 MPa的氢气瓶做气源，氢气靠自身降压膨胀输送。
　　由于气源较大，氢气在短时间内的流动状态比较稳定，因此，设计了一定性试验。试验结果表明，在主级工作时间内，靠自身降压膨胀输送的氢气流动状态比较稳定，压力波动小于1%，且启动动态响应特性良好。因此，上述系统设置方式是可行的，能够满足试验要求。
　　氢组元为气相，其流量测控选用了音速喷嘴元件。
　　对于第1阶段试验，通过计算得到测控元件的出口压力为11.7 MPa。对于带恢复段的音速喷嘴，取恢复系数为0.8～0.9，则音速喷嘴喉部直径d为4.91 mm～5.73 mm。
　　经调试，选用了Φ5.65 mm的音速喷嘴元件，解决了氢的测控问题。
　　对于第2阶段试验，由于pK较高，氢气源压力有限，加上加工等问题，氢气测控元件不适宜选取音速喷嘴结构。根据试验要求和现有条件，设计加工出了Φ11.07 mm的角接取压孔板，解决了氢流量测控问题。
3.4　丙烷推进剂的使用
　　丙烷常温常压下为气态，其空气混合物的爆炸极限较宽(2.37%～9.5%)，点火能仅为0.25 mJ，加上其蒸气密度比空气重，因此，丙烷系统在建立和使用过程中，除考虑物性及高压状态下存在的问题外，还应重点考虑技安问题。
　　丙烷常压下液化温度为-42 ℃，常温下饱和蒸气压为0.7 MPa，考虑到系统情况和试验要求，决定采取增压保持液态丙烷的试验方案。因此，丙烷液位计须承压0.9 MPa以上，为此选择了UB-1型板式液位计，解决了液位指示问题。
　　上述试验方案决定的加注方式，必使丙烷主活门前积存一部分丙烷与氮气的混合物。这对三组元推力室的启动是不利的。因此，在丙烷主活门进口处设置了一放气开关，以排除主活门前的混合物，保证三组元推力室的顺利启动。
　　此外，还核实了接触丙烷的材料的相容性，并做了部分材料的相容性试验，保证了系统的安全可靠，而且在系统密封性、消灭点火能方面采取了具体措施，保证了试验安全。
3.5　水击压力对系统的冲击
　　通过对试验过程和试车台强度的分析，试车系统在停车时的水击压力工作条件最为恶劣，而丙烷系统流量计又是系统中的最薄弱环节，下面对这一薄弱环节进行分析。
　　由流体力学知，瞬时关闭阀门的水击压力为

(1)
若以第2阶段参数代入，得

　　故停车时丙烷流量计处压力为

　　因丙烷流量计的设计压力为25 MPa，故丙烷流量计可能在停车时损坏。通过对上述公式的分析和水击过程的研究，结合系统采取以下措施：
　　a) 采用分级停车。 此时，由于关机流量减少 40%， 使 Δpr1等于 5.21 MPa， pgr1等于 23.43 MPa，小于25 MPa；
　　b) 将丙烷流量计尽量靠近上游，远离下游弯曲处和断流阀，可减缓阀门关闭过程，也可使Δpr1下降。
　　试验证明，上述措施有效地抑制了停车水击的冲击，保证了试车台安全无损地完成试验任务。
4　试　验
4.1　试车台调整参数的确定
4.1.1　流路损失的确定
　　据流体力学原理，管路损失为

(2)
或

(3)
因而可确定管路损失Δp1，见表1。
表1　试车台调整参数
额定流量
kg.s-1管路损失
Δp1/MPa喷注损失
Δp2/MPa总损失Δp/MPa箱压
px/MPa
计算值冷调值
LOX12R017.4371.320.782.102.212.0
12R021.763.083.213.0
12R0311.213.232.225.455.620.3
12R041.534.764.919.6
C3H412R012.9630.7721.272.0422.111.9
12R021.081.8521.911.7
12R034.520.992.533.722.717.4
12R04
H212R010.21.951.473.423.6313.43
12R021.183.133.3313.13
12R030.291.9052.534.4354.519.2
12R04
注：1 此组数据中，Δp计算值与冷调值差别很大，试验结果证明是由Δp不准确所致，见表3；
　　2 表中px（箱体中装有氢气时的箱压）并非试车调整值，而是停车值，调整值应加上氢气源试车消耗。
　　由液流试验数据――喷注损失Δp2及上述Δp1确定流路损失计算值为

(4)
其数值见表1。
　　经冷调，最终确定的Δp试验值见表1。
4.1.2　箱压的确定
　　由流体力学可知箱压px为

(5)
试验过程中

故式（5）中ΔpH可以忽略，因此

(6)
依上式确定的箱压值见表1。
4.2　试车程序的确定
4.2.1　充填时间的确定
　　箱压确定之后，每个系统都单独进行了模拟启动状态的冷充填试验。试验结果见表2。
表2　充填时间

系　　统充填介质充填时间/s
12R01，12R0212R03，12R04
LOXLOX0.280.29
C3H4H2O0.380.35
H2N20.160.10


4.2.2　试车程序的确定
　　任务要求，py应比pr2先建压0.05 s～0.1 s,pr2比pr1先建压0 s～0.05 s。根据上述要求和充填时间，确定试车启动程序如图4所示。

图4　试车启动程序
　　图中，“开”表示主活门打开，“↑”表示喷前建压。
　　依据试验特点和要求，最终确定热试车程序。
4.3　试　验
　　本项目分别于1988年7月16日、8月6日和1990年9月14日、9月20日进行了热试车，共4次，均获成功。试验主要数据见表3。
表3　试验数据

参数名称符号单位参　　　　数
12R0112R0212R0312R04
地面推力RN25 00223 79137 60037 960
液氧流量Grkg.s-18.0116.92914.06012.015
丙烷流量Gr1kg.s-12.4532.8144.6624.048
氢流量Gr2kg.s-10.2050.1950.3110.298 5
推力室压力pKMPa9.7889.28914.53714.878
液氧喷前压力prMPa10.63711.20916.19717.753
丙烷喷前压力pr1MPa11.13610.98216.19516.458
氢喷前压力pr2MPa11.83311.29016.35217.194
K.C轴向振动a1m.s-23531 401661.5294.0
K.C径向振动a2m.s-22451 107999.6284.2
K.C切向振动a3m.s-22841 176950.6377.3
主级工作时间ts10.6110.7210.3110.25
燃烧效率φ―0.950.9560.820.961


4.4　试验结果分析
　　a) 通过对4次（全部）试验数据的分析和试验现场的观察，4次试验均取得圆满成功，很好地完成了试验任务。
　　b) 有些试验数据如px与G关系等偏离了相应的冷调数据的关系。通过分析和研究，主要是由冷调假设条件理想化造成的。今后需加强这方面研究，以使冷调和热试车数据一致或近似。
　　c) 各次试车启动迅速,停车干脆,火焰明亮,稳定有力，主级段主要性能参数稳定,试车完毕试验系统和推力室外观检查无异常。12R03次热试车，由于液氧喷嘴端部太薄，在大的传导热流的作用下，约有2/3喷嘴不同程度地被烧蚀，致使试验数据偏离调整值和设计值较严重，但试验仍取得成功。这说明，三组元推力室试车台采用的技术措施是相当成功的，抗冲击、抗干扰裕度也较大，并且试车台与推力室组成了一个稳态系统，较好地抑制了事故的发生。
　　d) 在整个试验过程中，试验系统的密封性、抗振动冲击能力俱佳，证明了系统采用的密封结构及其技术措施的合理性。
　　e) 12R01，12R03热试车推力室采用H2，LC3H8预混轴流式同轴喷注器。12R02，12R04热试车推力室，采用H2，LC3H8预混离心式同轴喷注器。从分析试验数据知，推力室性能和燃烧稳定性能可同时达到较高水平。
5　结束语
　　三组元发动机是为适应航天技术的发展而产生的概念，无论在经济性、先进性和使用性能方面都具有明显的优越性，同时三组元试车台的建成和推力室热试车的成功，将为我国开展三组元发动机的研究和设计提供试验基础和第一手资料。
作者单位：(北京丰云试验技术研究所，北京，100074)
参考文献
　1　化学工业部化工工艺配管设计技术中心站.化工管路手册(下册).北京：化学工业出版社，1988：1～61
收稿日期：1998-10-24
