高压补燃大推力氢氧发动机预燃室关键技术

丁兆波，潘 刚，牛旭东，孙纪国

（北京航天动力研究所，北京，100076）

0 引 言

预燃室作为220吨级氢氧发动机的核心组件之一，用于产生富氢燃气作为发动机主涡轮泵的驱动工质，其燃烧室直径约为现役50吨级氢氧发动机YF-77燃气发生器的2倍，流量约20倍，组织大流量大尺度下的液/液高效稳定燃烧的难度大大增加，必须开展燃烧稳定性控制技术研究[1～4]。预燃室燃气平均温度值直接决定了涡轮泵的做功能力和发动机性能水平，而其出口燃气的温度均匀性则直接决定了涡轮泵和发动机的工作可靠性。无论是美国的 SSME发动机还是苏联的RD-0120发动机都在预燃室出口燃气的均匀性问题上遇到过重大难关，出现过多次试车故障[5～7]。大流量大尺度下的燃气温度均匀性保证难度大幅提高，必须开展相关扰流均温措施研究[8,9]。尽管预燃室稳定工作段的理论燃烧温度只有850 K左右，但是大流量大尺度下液液燃烧的喷雾均匀性控制难度大，同时启动关机过程局部混合比的控制难度更大，局部很可能出现高温区，造成预燃室烧穿等严重故障[10,11]，因此必须开展热防护技术研究。220吨级氢氧发动机预燃室额定室压约为YF-77的4倍，对结构强度的要求大幅提高，需要深入开展预燃室结构优化设计。此外，为适应发动机推力调节范围60%～100%，混合比调节范围±5%的要求，预燃室在相应极限室压和混合比下稳定可靠工作的技术难度也大大增加[12]。

1 国内外情况及技术方案

1.1 国内外情况对比

与国内外高压大流量预燃室技术发展情况对比如表1所示。

表1 国外氢氧发动机预燃室方案对比Tab.1 Contrast of Preburner Scheme for Hydrogen-oxygen Engine

由表1可知：

a）为保证高效稳定燃烧，国内外各高压大流量预燃室均对高频不稳定燃烧问题高度重视并采取了对应措施；氢喷嘴均采用直流方式，氧喷嘴直流和离心方式均有采用；

b）国内外高压大流量预燃室为保证可靠的热防护，均采用了排放冷却方式；

c）燃气温度均匀性保证始终是高压大流量预燃室的研制难点之一。SSME和RD-0120预燃室的燃气温度均匀性偏差均在±70 K左右。

相对于现有国内外高压大流量预燃室，220吨级补燃循环氢氧发动机预燃室技术指标显著提高，其中设计流量约为RD-0120的1.5倍、SSME的1.7倍、YF-77的20倍，是当今世界上流量最大的一款氢氧预燃室；其中设计压力略低于RD-0120，与SSME相当，约为YF-77的4倍；相对于中国现役最大推力的氢氧发动机YF-77的燃气发生器，220吨级补燃循环氢氧发动机预燃室在流量、室压方面均实现了跨越式提升；系统要求的出口燃气温度均匀性小于±50 K，优于报道的 SSME和 RD-0120预燃室的燃气温度均匀性偏差（±70 K左右），达到国际先进水平。

1.2 基本技术方案

经深入论证后，220吨级氢氧发动机预燃室基本技术方案如下：预燃室主要由头部和身部组成，各部件间的对接均采用焊接结构。其中预燃室头部整体外廓设计成球形结构，球形设计既有助于提高整体承载能力，又有助于氢集合器的布置。头部采用三底两腔结构，其中二底、液氧顶盖之间为氧腔，一、二底之间为平顶式氢腔。喷注器采用同轴直流与同轴离心喷嘴组合方案。预燃室身部采用排放冷却结构，下游设置有扰流环，通过约90°拐弯进入球形三通后分流，通过两路并联的燃气管路后分别再进入氢氧涡轮入口。该方案汲取了国内外相关氢氧预燃室（燃气发生器）的研制经验，技术方案合理、可行，符合中国目前的设计、工艺水平，具备一定的先进性，通过相关关键技术攻关，研制风险可控，能够满足系统的设计要求。

图1 预燃室结构Fig.1 Precombustion Chamber Structure

2 关键技术解决途径与仿真研究验证

2.1 高压大流量变工况预燃室稳定燃烧技术

为突破高效稳定燃烧技术，预燃室喷注器采用同轴直流与同轴离心喷嘴组合方案，考虑流强密度分区和声学错频设计。其中，喷嘴节流尺寸、缩进深度等关键参数通过缩尺和全尺预燃室热试验考核后优化确定。先后开展了单喷嘴及燃烧室声学特性仿真、单喷嘴冷态喷雾试验；设计 20：1量级的多喷嘴缩尺试验件，对喷嘴燃烧效率、燃烧稳定性等问题进行初步验证；开展全尺寸预燃室流动、燃烧、声学特性和强度等仿真研究；最终通过全尺寸预燃室完成约 50%工况的热试验验证。声学特性及结构强度仿真如图2所示。

图2 声学特性及结构强度仿真Fig.2 Acoustic and Strength Characteristics Simulation

仿真结果表明：a）设计上实现了预燃室三阶以内的径向和切向声学频率与同轴直流氧喷嘴声学频率间的错频；b）通过不稳定燃烧和声学系统解耦仿真评估分析，预燃室在60%～100%工作稳定。

2.2 高压大流量预燃室身部热防护技术

为突破预燃室热防护技术，采用边区喷嘴和身部排放冷却设计。通过流动均匀性和极限混合比热防护仿真优化验证；进一步通过缩尺试验件，对身部防热技术进行初步试验验证；最终通过全尺寸预燃室极限混合比工况的热试验验证。排放冷却流动均匀性及极限混合比燃烧仿真结果如图3所示。

图3 排放冷却流动均匀性及极限混合比燃烧仿真Fig.3 Flow Uniformity and High Mixture Ratio Combustion Simulation

续图3

图3a中周向各冷却通道流量分布相对较为均匀；图3b中极限混合比MR=1.2工况下，扰流环温度最高约为1240 K，满足使用要求。

2.3 高压大流量预燃室温度均匀性控制技术

为突破预燃室燃气温度均匀性技术，通过采用扰流环、身部弯头和球形三通等技术方案从设计上解决预燃室出口温度均匀性问题。采用数值仿真与试验相结合的方式进行研究，首先采用数值仿真的方式对预燃室的头腔流动均匀性和燃气温度均匀性控制技术影响因素进行研究，在此基础上采用缩尺预燃室挤压试验进一步研究不同方案和结构参数等对燃气温度均匀性的影响，最终采用全尺寸预燃室试验方式对预燃室的燃气温度均匀性进行验证考核。

头腔流动均匀性及燃气温度分布仿真结果如图4所示。图4a中氢、氧头腔内的压力变化在±2.5%以内，较为均匀；图4b中不同工况下，预燃室内部的高温区主要存在圆柱段内，沿流体流动方向燃气的温度逐渐均匀。在研究工况范围内，出口燃气温度均匀性均小于±50 K。

图4 头腔流动均匀性及燃气温度分布Fig.4 Head Cavity Flow Uniformity and Gas Temрerature Distribution

3 关键技术热试验研究与验证

3.1 缩尺预燃室研究验证

缩尺预燃室的喷注器由1圈6个喷嘴组成，如图5a所示，喷嘴结构与全尺寸保持一致，其中3种方案为缩进深度不同的同轴离心式喷嘴；1种为同轴直流喷嘴。圆柱段采用单壁不冷却结构，分为扰流环和格栅两种方案。拐弯段与全尺寸预燃室保持一致，均是使燃气流动方向改变90°。

图5 缩尺预燃室挤压热试车Fig.5 Subscale Preburner Hot-fire Test

缩尺预燃室共进行了10次热试车，获取了不同结构和工况参数对于燃烧特性的影响，优选出综合性能最优的喷嘴和扰流形式。研究表明：设计的缩尺预燃室可在设计混合比的 0.7～1.3倍、氧喷嘴压降占比的7%～30%范围内高效稳定工作。从影响规律分析，预期全尺寸预燃室燃烧效率、压力脉动和燃气温度均匀性可满足设计要求。

3.2 全尺寸预燃室研究验证情况

在全面的流场/强度/燃烧/传热/声学数值仿真、冷态试验和缩尺预燃室热试验的基础上，优化确定了全尺寸预燃室的初步技术状态。全尺寸预燃室实物如图6所示。

图6 全尺预燃室挤压热试车Fig.6 Full-Scale Preburner Hot-fire Test

参加挤压试验的全尺寸预燃室布置了多处壁温测点、不同插深的燃气温度测点和喷前及室压高频速变压力测点。

全尺寸预燃室挤压试验共计进行了6次，试车的主要目的是考核预燃室的工作可靠性，获取预燃室流量特性、燃烧性能和燃气温度均匀性，验证预燃室喷注单元结构设计及参数选择的合理性。其中最低氧喷嘴压降占比6%和设计混合比的（0.7～1.3）倍工作范围两项核心考核指标均覆盖发动机全系统工况要求。

3.2.1 高效稳定燃烧技术研究验证

全尺寸预燃室挤压试验最高室压达到13.5 MPa（约40%额定室压），流量达到YF-77燃发器的12倍（约60%额定流量）。主级段室压脉动小于±5%（有效测量段），燃烧稳定。热试车曲线及燃烧效率研究结果如图7所示。随着室压增大，燃烧效率升高，并且在混合比等于或接近额定混合比时燃烧效率不小于0.99。鉴于预燃室在全系统60%～100%工作状态下的室压相对挤压试验有明显提高，同时混合比为额定混合比，可以预计预燃室在全系统60%～100%工作状态下的燃烧效率不小于0.99，满足系统要求。

图7 热试车曲线及燃烧效率Fig.7 Pressure/temрerature and Combustion Efficiency of Hot-fire

3.2.2 身部热防护技术研究验证

图8为壁温曲线及包络，由图8可知，预燃室各壁温测点的平均值和包络值均在300 K左右，温度分布规律与全尺寸预燃室流场传热仿真计算结果基本一致。由于受到预燃室内部燃烧/传热过程和试验时间的影响，预燃室身部壁温未达到稳定值。试验后检查无烧蚀破坏，表明全尺寸预燃室身部热防护结构措施有效。结合数值仿真，可以初步预估预燃室身部热防护在发动机工况下安全可靠。

图8 壁温曲线及包络Fig.8 Wall Temрerature Distribution of Hot-fire

3.2.3 燃气温度均匀性技术研究验证

全尺寸预燃室氢、氧涡轮侧出口燃气温度分布如图9所示。研究表明：氢、氧涡轮侧出口燃气温度均匀性均可以满足系统±50 K的设计要求，氧涡轮侧优于氢涡轮侧。燃气温度均匀性优于SSME和RD-0120预燃室均匀性偏差（±70 K左右），达到国际先进水平。考虑到发动机工况下室压进一步提高将有助于燃烧组织，结合数值仿真，可以初步预估预燃室在发动机工况下的出口燃气温度均匀性也可以满足设计要求。

图9 燃气出口温度分布Fig.9 Gas Temрerature Distribution of Hot-fire

4 结 论

通过全面的方案优化设计、数值仿真与热试验验证，突破了高压大流量预燃室稳定燃烧、身部热防护与燃气温度均匀性控制3项关键技术，达到了国际先进水平，标志着大推力补燃循环氢氧发动机预燃室关键技术攻关取得重大突破：

a）为解决大流量预燃室液/液高效稳定燃烧问题，采用同轴直流与同轴离心喷嘴组合方案，考虑流强密度分区和声学错频设计。

b）为解决预燃室身部热防护问题，方案设计上采用边区喷嘴+排放冷却圆柱段的组合方案。

c）为突破燃气温度均匀性技术，采取高均匀性头腔+扰流环+拐弯+球形三通的全流路组合均匀性措施。

d）通过全面的数值仿真优化、冷试及缩尺热试验研究获取了不同结构和工况参数的影响，选出了综合性能最优的喷嘴和扰流形式，并通过了全尺寸预燃室挤压试验考核验证，燃烧稳定高效，热防护安全可靠，出口燃气温度均匀。