双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

赵 婷,刘昌国,吴凌峰,倪维根

(1.上海空间推进研究所,上海 201112;2.上海空间发动机工程技术研究中心,上海 201112)

0 引言

针对某高轨卫星双组元落压推进系统任务需求,双组元离心式10 N发动机工作入口压力范围为0.8～2.2 MPa。根据国内外同类发动机研制经验,由于发动机入口压力和混合比变化范围大,可能在高工况时因温度过高,材料耐热裕度不足导致可靠性下降;在低工况时头部流阻偏低,可能会与供给系统产生低频共振,此外低流阻引起的雾化程度不足也可能导致推力输出不稳定[1-8]。即10 N发动机使用工况的偏差会使发动机真空比冲、混合比、燃烧室壁温等产生较大变化。为了获得10 N发动机在系统入口压力范围内的偏工况工作性能,开展10 N发动机偏工况试验研究。

本文通过采用专用小流量喷雾试验台和42 km 高空模拟试验台,对10 N发动机偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。研究结果表明,该型发动机可以满足较宽的入口压力工况,额定工况下发动机真空比冲为2 881 N·s/kg,入口压力为0.6～2.5 MPa下,发动机累计工作61.8万次,累计工作时间32.7 h,发动机性能及寿命均完全覆盖使用要求。

1 国内外同类产品偏工况试验情况

欧洲EADS公司经过改性设计的10 N发动机(S10-18型),采用离心式喷注器,可在恒压下或落压下用于长程稳态工作和脉冲模式工作。推进剂为N2O4、MON-1或MON-3/MMH,推力范围6.0～12.5 N、在额定推力10 N、混合比1.65时,真空比冲为2 844 N·s/kg,当推力增加时,真空比冲也增加(真空推力12.5 N时,真空比冲达到了2 942 N·s/kg),该发动机鉴定试验时单次最长点火时间15 h,累计点火时间70 h,脉冲工作100万次[1]。

英国Atlantic Research Coporation(ARC)用于卫星位置保持的22 N发动机(LEROS 20),采用无涂层的Pt/Rh合金,为了改善稳态和脉冲工作性能,专门设计了喷注器,推进剂选用MON-3/MMH组合,发动机额定流量7.8 g/s,额定混合比1.65,燃烧室压力0.888 MPa,稳态比冲2 903 N·s/kg;室压1.5 MPa下,推力27 N,比冲达2 962 N·s/kg。发动机可适用于混合比1.0～2.1、供应压力0.96～2.76 MPa的偏工况[6,9]。

印度宇航研究组织的液体推进系统中心(LPSC of ISRO)研制的10 N双组元发动机,采用MON-3/MMH为推进剂,离心式喷嘴结构,混合比1.65,额定工况真空比冲2 844 N·s/kg。随着入口压力的增加,雾化质量更好,真空比冲也增加。真空推力从7～11 N时,真空比冲增加近147 N·s/kg[2]。

美国Marquardt公司研制的R-53 8.9N发动机推进剂为N2O4/MMH,1对直流互击式喷嘴和液膜辐射冷却身部,边区冷却流量20%,身部为C103铌合金及硅化物涂层,试验中在1 500 ℃工作温度下,真空比冲2 893 N·s/kg,偏工况适应真空推力范围为8.5～9.3 N[3]。

北京控制工程研究所研制的10 N双组元发动机采用的推进剂为MON-1/MMH,额定工况下真空比冲2 844 N·s/kg,入口压力适用0.9～2.0 MPa,对应真空推力8～12 N[10]。

2 10 N发动机设计方案

10 N发动机由推力室和两只推进剂控制阀通过紧固件、密封件连接组成,产品外形图1所示。

图1 双组元离心式喷注器10 N发动机外形Fig.1 Profile of a 10 N bipropellant thruster

推力室由切向进口离心式喷注器头部和单壁辐射冷却身部组成。推力室身部由铌合金基体喷涂并熔渗“056”高温抗氧化涂层,身部的扩张段采用Rao氏喷管型面,喷管面积比为100,整个身部整体加工,避免了由于焊接造成变形对推力矢量的影响。推进剂控制阀采用独立作动式双阀座双密封方案,即阀腔内采用两套独立的阀芯阀座,构成两道串联的密封副,保证了长期在轨密封可靠性。发动机推进剂为MON-1/MMH,额定入口压力1.58 MPa、额定混合比1.65、额定真空推力10 N,额定工况真空比冲优于2 881 N·s/kg[11],可以适应入口压力工况变化范围为0.6～2.5 MPa。

离心式喷注器性能直接影响10 N发动机性能[12-14],通过采用一组双组元外混合离心式喷嘴,氧化剂和燃料在燃烧室壁面附近混合燃烧,突出优点是具有两层象伞一样的液体推进剂保护膜,有效防止燃烧火焰的辐射、传导和燃气回流,从而保护喷注器面[15]。

3 试验研究方案

3.1 冷流试验

通过专用小流量喷雾试验台进行发动机头部的雾化性能冷流试验。试验台组成示意图如图2所示,包括模拟氧化剂和燃料供应系统、流量和压降测试系统、喷雾粒径测试系统和集水系统等部分组成。模拟氧化剂和燃料供应系统采用高纯氮气对去离子水增压后供应;流量和压降测试系统测量不同推力工况对应的流量条件下的模拟液通过发动机头部的压降,并通过摄像机获得喷雾锥角,从而得到不同流量下的头部压降及喷雾锥角;喷雾粒径测试系统中光学测量装置为相位多普勒粒子分析仪(PDA),主要包括激光发生器、接收器、信号处理系统、坐标架及控制器等几个部分,根据粒子通过激光光束时产生的多普勒效应实现测粒径[16-17]。

图2 冷流实验台组成示意图Fig.2 Sketchmap of cold flow test facility

试验台供应管路由不锈钢制成,在与产品连接管路入口均设置过滤器,氧化剂路和燃料路在同一系统进行试验,流量的测量精度优于0.5,压强的测量精度优于0.2。测定头部氧化剂路和燃料路各工况对应水当量的压降、喷雾扇完整情况、漩流稳定情况及喷雾锥角、喷雾粒径分布等。

此外,对于发动机状态节流孔板调定后,进行发动机落压工况下的冷流试验,以获得发动机的混合比随入口压力变化情况。

3.2 高模试验

高空模拟热试验在42 km高空模拟试车台上进行,采用10 N稳态推力架,推力轴线方向垂直向下。高模试车程序主要包括额定工况及偏工况稳态、脉冲性能程序。并针对在轨长寿命工作需求,进行了脉冲可靠性试车和长程可靠性试车。

发动机的主要测量参数有：真空推力(Fv)、氧化剂流量(qmo)、燃料流量(qmf)、燃烧室压强(pc)、氧化剂进口压强(pio)、燃料进口压强(pif)。推力室高温区为身部圆柱段和喉部,安装两个红外温度测点Tt、Tb,头身焊缝处温度用四个均布的热电偶测试。其中,推力单位为N,流量单位为g/s,压强单位为 MPa,温度测量单位为 ℃。

4 试验结果

4.1 冷流试验

4.1.1 头部喷注器冷试

喷雾边界上最大体积通量所在点和喷嘴出口连线的夹角即为喷雾锥角,在试验压力范围内,推进剂单路工作及两路同时工作时均能保证喷雾扇完整、漩流稳定;喷注器在推力工况偏低的条件下,喷雾锥角更小,随着推力工况增加,冷试测得的喷嘴压降和喷雾锥角相应增大。典型喷雾锥角测试照片如图3所示。

图3 10 N发动机头部典型工况喷雾锥角Fig.3 Typical spray cone angle of a 10 N thruster

图4 10 N发动机头部喷注器在不同推力工况对应的流量下液雾SMD 沿径向分布Fig.4 Radial distribution of SMD of a 10 N thruster at different thrust conditions

由图4可见,在喷注器中心轴线附近喷雾液滴的SMD 都很小,并沿径向尺寸的增加而增加,在喷雾锥边缘处达到最大,然后减小。随着推力工况增加,喷雾液滴的SMD 明显减小,雾化质量更好。

4.1.2 发动机冷试

10 N发动机分别对每路入口压力为2.537～0.560 MPa下的流量值和混合比进行了测试,试验时氧化剂和燃料两路入口压力保持一致,测试结果如表1所示。

表1 10 N发动机落压冷试数据Tab.1 Cold test data of a 10 N thruster down pressure

由表1可见,当入口压力从2.537 MPa落压工作至0.560 MPa时,混合比呈现先增大后逐渐减小的趋势,入口压力2.537 MPa时混合比为1.648,入口压力在2.116 MPa时对应的混合比最大为1.664,入口压力在0.643 MPa时对应混合比最小为1.626,入口压力在额定1.578下,混合比为1.656;该变化趋势与喷嘴的流量特性规律一致,可以满足0.8～2.2 MPa入口压力全过程平均混合比在1.65±0.05范围内。

4.2 高模试车

4.2.1 试车工况

高模试车主要针对氧燃两路入口压力同步从0.6 MPa逐步增加至2.5 MPa,此时相应的真空推力从4.7 N逐步增大至14 N,混合比稳定在约1.65。此外,试验过程通过对氧燃两路入口压力不同步拉偏,获得了真空推力分别在4.7 N，10 N，14 N时,混合比为1.2和2.1的双偏工况下的性能。实测入口压力、混合比和真空推力的包络范围如图5所示。

图5 试验工况包络范围Fig.5 Envelope range of test conditions

4.2.2 比冲性能

随着入口压力的提高,发动机真空推力随之增大,由入口压力0.6 MPa下的4.7 N增加到入口压力2.5 MPa 下的14 N。不同入口压力下真空推力实测数据如图6所示,可见真空推力随入口压力基本呈线性变化,拟合公式为Fv=2.236 65+4.860 42×pio(相关系数R=0.991 32)。

发动机真空比冲也随着入口压力的提高而增大,由入口压力0.6 MPa 下4.7 N对应的约2 600 N·s/kg 增加到入口压力2.5 MPa 下14 N对应的约2 956 N·s/kg。不同入口压力下稳态真空比冲Isv实测数据如图7所示,可见真空比冲随入口压力基本呈对数形态变化,拟合公式为Isv=2 873.529 2+125.937 2×ln(pio-0.480 28)(相关系数R=0.990 03)。结合冷流试验结果分析认为,随着入口压力的提高,液雾粒径更小、更均匀,即液滴雾化质量更好,燃烧更充分,从而真空比冲也随之显著增加。

图6 真空推力随入口压力的变化Fig.6 Variation of vacuum thrust with inlet pressure

图7 真空比冲随入口压力的变化Fig.7 Variation of vacuum specific impulse with inlet pressure

发动机额定入口压力下,混合比为1.656;落压试车过程中,两路入口压力同步变化,10 N发动机混合比随入口压力变化情况如图8所示。

图8 混合比随入口压力的变化Fig.8 Variation of mixing ratio with inlet pressure

试验数据表明,当落压工作时,混合比先缓慢减小后急剧下降,入口压力2.5～1.0 MPa,混合比为1.67～1.63;入口压力1.0～0.6 MPa,混合比为1.63～1.44。对比冷流数据可见,热试车过程中在较低入口压力下混合比变化比冷试结果减小更多,初步认为此现象与推进剂低压下的密度、黏性等物理性质与水存在一定差异,同时低压下离心式喷嘴两路的推进剂流速均较低,且流动状态处于低雷诺数下流量系数急剧变化区间相关,具体差异产生的量化机理分析尚需进一步开展研究。

4.2.3 温度特性

发动机燃烧室壁温随着入口压力的增大而增大,由0.6 MPa 入口压力下4.7 N对应的低于800 ℃增加到2.5 MPa 入口压力下14 N对应的约1 275 ℃。不同推力工况下的稳态性能程序中燃烧室壁温测试结果如图9所示。

图9 燃烧室壁温随真空推力的变化Fig.9 Variation of combustor wall temperature with vacuum thrust

4.2.4 工作可靠性

发动机两路入口压力相同,依次在2.2 MPa，2.0 MPa，1.8 MPa，1.7 MPa，1.6 MPa，1.5 MPa，1.4 MPa，1.2 MPa，1.0 MPa，0.8 MPa及0.6 MPa等11个不同入口压力工况下各进行50 000次脉冲及10 000 s长稳态程序的偏工况工作可靠性考核热试车。

在考核的各工况下10 000 s长稳态程序工作过程中,入口压力2.2 MPa时发动机燃烧室壁温最高,该工况下点火全程壁温曲线见图10,喉部壁温约1 200 ℃,身部壁温约1 100 ℃。

图10 入口压力2.2 MPa长程工作燃烧室壁温曲线Fig.10 Combustor wall temperature under long-time operation with inlet pressure of 2.2 MPa

试验结果表明,各偏工况长稳态程序工作过程中,发动机燃烧室壁温均得到了有效控制,远低于当前成熟铌合金材料抗高温氧化涂层长寿命许用温度(1 450 ℃)[19-20]。最终10 N发动机顺利完成了61.8万次脉冲和累计32.7 h稳态程序,表明该发动机具有较好的在轨长寿命工作特性。

5 结论

通过采用专用小流量喷雾试验台和42 km高空模拟试验台,对10 N发动机偏工况条件下的冷态性能、热试性能及工作可靠性进行试验研究,结论如下：

1)10 N发动机具有较大的落压工作能力,入口压力从2.5 MPa到0.6 MPa,对应真空推力从14 N到4.7 N,落压比达到3。

2)在试验入口压力范围内,随着入口压力的增大发动机真空比冲也增大,由入口压力0.6 MPa 下2 600 N·s/kg 增加到入口压力2.5 MPa 下2 956 N·s/kg,1.58 MPa额定入口压力下真空比冲2 881 N·s/kg以上,达到国际上同类发动机的比冲性能水平。

3)发动机偏工况条件下燃烧室壁温控制在远低于燃烧室材料许用温度范围内,发动机工作可靠性高,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能和寿命需求。