发动机试验富燃气体安全处理技术发展综述

郭 敬，孔凡超，张家仙，罗天培

(北京航天试验技术研究所，北京 100074)

发动机试验富燃气体安全处理技术发展综述

郭 敬，孔凡超，张家仙，罗天培

(北京航天试验技术研究所，北京 100074)

首先介绍了液体火箭发动机试验过程富燃气体的排出方式以及安全处理的必要性。文中总结了国内外最具代表性的液体火箭发动机试验冷氢排放处理所采用的高空排放、 火炬烟囱和燃烧池三种不同方式的特点、工作原理和典型试验台的应用情况。重点介绍了惰性气体吹除、被动燃烧和主动燃烧三种富燃燃气安全处理方式及不同富燃燃气处理方式在不同试验台的应用情况。所总结的液体火箭发动机试验过程富燃气体安全处理相关技术可为大推力氢氧发动机试验台燃气安全处理研究提供借鉴。

火箭发动机试验；安全处理；惰性气体吹除；主动燃烧；被动燃烧

0 引言

液体火箭发动机试验中有大量的富燃气体排出，按照排放阶段不同分为三个部分。一部分来自于地面试验或高空模拟试验时发动机预冷加注、紧急停车以及发动机预冷过程中所产生的冷氢排放。这部分如果处理不当，氢气会聚集在发动机和试验设备周围，重则容易产生爆炸，轻则参与燃烧，对发动机点火过程和下游试验设施构成潜在安全风险；另一部分来自于发动机点火过程所产生的富燃气体，这些高温富燃气体会集中在扩压器、消声系统等设备中，试验后难以迅速扩散，并和空气掺混形成爆炸条件。如果不及时进行处理也存在很大风险。因此，如何对液体火箭发动机试验过程中产生的富燃气体进行安全处理，保证试验的顺利进行是火箭发动机试验台设计必须考虑的问题。本文主要对当前国内外液体火箭发动机试验台与富燃气体处理相关技术进行介绍。

1 冷氢排放技术发展现状

液体火箭发动机、地面贮箱和管路通常采用排放式预冷，在点火之前需要采用液氢对液氢流路进行预冷，以使发动机达到点火所需要的温度条件。对这部分冷氢，国内外的处理方式类似，都是接入排放汇总管，通过高空排放管直接排入大气，或者通过火炬烟囱和燃烧池点燃燃烧。

法国发射阿里安系列火箭的库鲁兹发射场和各试验站以0.6 m3/min大流量加注和试验预冷时采用高空排放。美国宇航局的一些试验站及发射“人马座”火箭的肯尼迪航天中心36号发射场也部分采用了高空排放[1]。目前，国内氢氧发动机试验台试验时排出的冷氢都采用高空排放方式。国内50吨级氢氧发动机地面试验以最大流量1～1.5 m3/min的速度加注液氢时，也采用该排放方式，多年试验未出现氢排放事故。高空排放方式简单安全，但不适用进行大流量冷氢排放处理。美国道格拉斯-艾尔拉夫特公司认为少量气态氢经通风管排放足够安全，只要通风管距试验地点足够远，无需进行补燃。在俄罗斯试验台上，当氢排放超过0.5 kg/s时，无论试验准备还是试验过程，均要进行补燃。少量氢可以不补燃，利用试验台工艺系统直排大气并用氮气吹风[2]。这个流速可以看作高空排放冷氢的安全极限值。

与高空排放相比，火炬烟囱与试验系统连接结构基本一样，在末端增加了燃烧处理装置(即火炬头)和防止空气扩散进入排放管的分子密封器[2]。火炬烟囱排放的最大优点是人为点燃低温氢气，使其在空气中燃烧成水蒸气，消除了低温氢气与空气形成的可燃混合气潜在危害。美国普惠公司坚持焚烧所有氢排放物确保试验安全，因此，在所有氢气排放管上方均安装了丙烷气体火炬[3]。这种方法可以用来燃烧大流量的冷氢排放。国内尚无在火箭发动机试验中采用火炬烟囱的例子。究其原因，一是国内氢氧火箭发动机推力量级与国外相比要小得多，试验过程排出的冷氢流量相应的也较小，采用高空排放的方式可以安全解决；二是火炬燃烧存在的最大缺陷是回火，如果从火炬头排放的氢气速度和流量小，低于燃烧速度时，则火焰会倒飘入烟囱内引发回火。这种方法在国外大推力氢氧发动机试验台已经得到成熟应用，说明国外已经掌握了处理火炬烟囱回火等缺陷的方法。美国斯坦尼斯宇航中心A-2 试验台一直采用火炬烟囱方式处理运输贮存过程蒸发的液氢和试验过程中排放的冷氢，如图2 所示[4]。

美国空军试验室1-A试验台是338.2吨大推力氢氧发动机RS68的产品研制试验所用的试验台。该试验台配有两个火炬烟囱。其中一个烟囱用于从液氢容器安全阀处排放的氢气，另一个用于试验时液氢贮箱预冷和置换、管路预冷时排出冷氢。每个火炬烟囱均采用丙烷火炬点燃排出的氢气，并利用氮气吹除的方式保证火炬烟囱管路内的氧气。火炬烟囱的控制可以自动点火，调节火焰温度。目前，火炬烟囱采用远程控制方式，可在控制间观察火焰的燃烧过程[5]。图3为该试验台的火炬烟囱。

燃烧池是另一种采用燃烧处理氢气的方式[6]，它克服了火炬烟囱排放存在的回火问题，同时处理氢气的能力大大增加，是目前公认为最安全可靠、处理能力最大的方式。氢气在水面上与空气混合燃烧，池水既能防止回火，又能有效阻止外界空气进入排放管，起到水封作用。燃烧池还具有适应氢流量大幅度波动的优点，非常适合在试验的不同阶段排放氢气流量跨度较大的发动机试验台和大流量加注的火箭发射场。美国肯尼迪角的37B、39A发射场以及萨科拉曼多的道格拉斯试验站都采用了燃烧池方式，37B燃烧池在最小背压条件下设计处理能力为0.454 kg/s，在处理管入口压力达到8.4 MPa时该系统能处理113.4 kg/s的氢。由此可见，燃烧池的处理能力是高空排放所不可比的[1]。西昌卫星发射中心的2#、3#发射工位的燃烧池见图4，占地约为25×15 m，从发射工位至燃烧池的氢气输送管线长约400 m，采用Ф350×5 mm规格的防锈硬铝管[7]。

对于推力较大的氢氧发动机，点火启动之前需要预冷推力室以减少启动时的压力梯度，从发动机排出大量的冷氢，这部分氢气会对发动机点火及下游试验设施构成潜在安全风险，必须在发动机点火前将其处理。对于这部分冷氢排放，目前国内外都是采用直接点燃并引流的方式。美国空军试验室1-A试验台在发动机主燃烧室出口将发动机预冷排出的冷氢采用氢氧火炬点燃。斯坦尼斯宇航中心为进行338.2吨大推力氢氧发动机RS-68试验而对B-1推进系统试验台进行的改建。为了消除从主发动机喷管和涡轮泵排泄喷管喷出的氢，设计了许多放置在可移动的支撑臂上的氢点火装置。在发动机启动之前发到指定位置，发动机启动后收回。支撑臂上面放置氢气和压缩空气的管线以用来点燃点火器。同时设计了规模庞大的氮气吹除系统，用于减少发动机关机和泄露情况下发动机头部的氢聚集现象。周围还布置了大量的气体和火焰检测系统[8]。

国内现有的大流量发动机试验台也是通过这种方式处理海平面试验时发动机排出的冷氢。50吨级氢氧发动机试验台采用常温氢气作为点火能量源，可处理排放流量约0.75～1.3 kg/s的低温氢气。向发动机出口处引入常温氢气，通过远程电控击发点火形成火炬后，引燃发动机排出的低温氢气。通过氮气引流向下排放，避免火焰、高温燃气上飘影响发动机喷管附近设备。

2 富燃燃气排放技术发展现状

液体火箭发动机最大比冲是在富燃状态下达到的，所以当前主流发动机多采用富燃设计，因此发动机排出的燃气多为富燃燃气。由于发动机试验时，在发动机后端会有扩压器、引射器或消音系统，形成一个封闭或者半封闭的空间。试验后大量的富燃燃气会残留在设备内部，难以迅速扩散，并和倒吸入的空气掺混形成爆炸条件，如果不进行处理会存在很大风险。世界各个航天强国采用各种手段解决这个问题。随着氢氧发动机推力的增大和工作方式的不同，主要采用惰性气体吹除、被动燃烧和主动燃烧等方式。

1)惰性气体吹除方式。该方法是将试验后残留到试验台内的富燃燃气用惰性气体稀释并吹除出去。如美国1957年NASA格林研究中心建立的9吨推力发动机试验台IDEAS，是美国第一座氢氧发动机试验台。在实际火箭系统点火过程中，火箭喷管的燃气排入在消声系统中，存在爆炸的风险。在试验前和试验过程中，消声系统内灌入12吨CO2，CO2在试验结束后会被吹出排放系统。这种处理方式抬高了试验费用，并且在试验前，需要1小时的时间将CO2压入排放系统，经济性不好[3]。

国内在进行9吨级上面级氢氧发动机高模试验时，通过试验前和试验后吹入大量氮气，结合现场氢浓度监测传感器监测的方法处理发动机点火过程中所产生的氢气。最大可处理处理能力分别为含氢量为1.0 kg/s的燃气，可满足当前发动机试验需要。国内尚无燃烧处理方式。但是随着发动机推力的增大，试验时排出的富燃燃气量会大大增加，继续采用氮气吹除的方式费时费力，而且有排不尽的风险。

2)主动燃烧处理方式。这种方法是在试验过程中通过补充氧化剂，采用外能源点燃的方式将多余富燃气体烧掉，安全排出。美国NASA格林研究中心IDEAS试验台后来对惰性气体吹除的方式进行改进，在消声系统中安装了7个小的F2火炬来提供持续的点火源将多余的燃料烧掉。运行后，发动机附近的传感器显示在40%～60%的爆炸极限范围，随着H2被火炬燃烧掉，几分钟后迅速地降低到0。因为氢气火炬能够被随意的开和关，只需要少量的氢气，费用大幅降低[3]。其内部结构如图5所示。

俄罗斯动力机械生产联合体1948年在莫斯科郊区的800吨级РД-170大推力发动机高空模拟试验台也采用主动燃烧的方式处理全封闭式导流系统中的富燃气体。其补燃装置为带有夹套冷却的圆筒，60个喷嘴，喷入800 kg/s液氧，补燃装置长25 m，内径5.2 m，不但使燃烧物得到处理，发动机试验噪声也得到有效抑制[3]。图6为试验台内部补燃装置图。

俄罗斯科洛廖夫城试验站的C1.5400A台将推力为8.5吨的上面级РД58М发动机试验时的富燃气体通过扩压器出口的火炬点燃处理。图7中给出了试验台上的发动机及试验台燃气排放管道示意图。排气管道包括扩压器，燃气管道包含缓冲导流槽及排气导流通道。排气出口截面为矩形，尺寸为8×12 m[3]。

俄罗斯普利摩尔斯克的立式试验台主要用于暴风雪号在轨机动模块的相关试验。该机动模块主要包括两台推力为9吨的轨道机动发动机、控制发动机、小推力姿控发动机和用于紧急分离的固体燃料发动机等。试验台布局及发动机安装、排气管道等见图8。图8中展示的排气装置由四个部件组成：扩压器，补燃器，燃气通道和消音器。扩压器、补燃器、排气管道与模块几乎是同轴的，补燃器内气流偏转105度。其中补燃器位于扩压器出口，用于吸入外界空气将发动机排出的富燃气体烧掉，扩压器缝隙吸入的空气流量计算值为36 kg/s[3]。

РД58М发动机在普利摩尔斯克水平试验台试验时的补燃方法与此类似，其排气导流装置情况见图9。排气导流系统为专用设施，包括扩压器和补燃燃烧器。引射的空气量按引射效应计算，约42 kg/s[3]。

3)被动燃烧处理方式。这种方法不需要采用外能源点燃，在达到一定温度和掺混条件时被动燃烧。美国斯坦尼斯试验台在E3C1工位进行推力为130吨级的上面级氢氧发动机J-2X缩尺海平面试验时，发动机与后面的扩压器不连接，发动机气流在膨胀到发动机扩压器时会从外界吸入大量的空气。吸入的空气和发动机排出的副氢燃气在扩压器中混合。在缩比扩压器排出系统会产生二次燃烧现象。图10给出在扩压器系统的出口排出的大量二次燃烧气流[9]。

在J-2X发动机缩尺高模试验时，发动机和后面的扩压器等引射设备构成封闭空间，从蒸汽引射器喷出的过量未燃烧氧气和发动机喷出的富氢燃气会在扩压器内产生二次燃烧。发动机喷出的富氢燃气和引射器喷入的富氧水蒸气会在弯管段混合，在激波的作用下，在弯管段的外壁和靠近二级引射器的部位产生燃烧。燃烧过程释放大量的热，导致弯管段压力和温度上升。图11所示为在转弯段和二级引射器附近产生的火焰面的仿真结果。

图中火焰面用OH聚合物的等值面表示。二次燃烧过程释放大量的热，可能会引起引射器不启动[10]。

3 结论

论述了液体火箭发动机试验过程中富燃燃气常用的安全处理方式。随着富燃气体的排放流量的增大，富燃气体的处理方式经历了排空(吹除)到主动或被动燃烧的过程。当前，我国由于发动机推力量级相比航天强国来说要小的多，试验时产生的富燃气体排放流量也远小于它们，因此富燃气体处理的能力和手段也相对简单。随着百吨级以上氢氧发动机研制需求的提出，有必要借鉴国外先进的富燃燃气处理方式为大推力氢氧发动机试验台的设计提供技术积累。

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Development of fuel-rich gas safety treatment technology for engine test

GUO Jing，KONG Fanchao，ZHANG Jiaxian，LUO Tianpei

(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology，Beijing 100074，China)

The necessity of fuel-rich gas exhausting mode and safety treatment during liquid rocket engine test is introduced. The key characteristics, operating principle and typical test bed application of high-altitude exhaust, flare stack and burning pool used for the most representative chilled hydrogen exhaust treatment at home and abroad in the process of liquid rocket engine test are summarized. Three fuel-rich gas safety treatment ways of inert gas blowdown, active combustion and passive combustion implied to different test beds are introduced emphatically. The fuel-rich gas safety treatment technologies used in the process of liquid rocket engine test are helpful to the safety treatment research of large thrust LOX/LH2rocket engine test bed.

rocket engine test； safety treatment； inert gas blowdown； active combustion； passive combustion

2016-10-31；

2017-02-11

郭敬(1979—)，女，博士，高级工程师，研究领域为液体火箭发动机试验技术

V433.9-34

A

1672-9374(2017)06-0001-06

(编辑：陈红霞)