全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力调节方案研究

2023-08-16邢理想武晓欣张卫红

宇航总体技术 2023年4期

邢理想，苏展，张航，武晓欣，张卫红

(1. 西北工业大学，西安 710100；2. 西安航天动力研究所，西安 710100)

0 引言

航天活动需要大推力液体火箭发动机提供动力，其性能和可靠性直接关系到航天事业的发展，重大航天任务对大推力、高可靠、高安全火箭发动机的需求更加迫切。近年来，随着空间活动商业化和产业化的快速发展，下一代航天运载火箭多以可重复使用为目标，从而大幅度降低发射费用、缩短发射周期，以满足航天任务低成本、快响应的需求[1-2]。

全流量补燃循环发动机以其高性能、高可靠、可重复使用的特点[3]，将成为世界重复使用液体主动力的重要发展方向。与现有其他循环方式相比，全流量补燃循环发动机系统更复杂、回路多，对工况调节方案的设计提出了更高的要求；此外，甲烷为低温推进剂，临界温度低，其物理性质在高温高压的工作环境下变化较为剧烈，传热情况更为复杂，对发动机大范围变工况影响较大。

俄罗斯在1960—1970年研制RD-270全流量补燃循环发动机，进行了27次点火测试，试验了22台发动机。1970年12月，RD-270火箭发动机的各项研发工作停止，未完全突破关键技术。21世纪初，美国国家航空航天局(NASA)在SSME和RS-2100的基础上，研发了全流量补燃循环氢氧IPD演示验证机，其推力量级为1 000 kN，截至2006年完成系统级试验23次，累计在100%功率下工作429 s，基本突破全流量补燃循环技术[4-8]。SpaceX公司于2012年开始研制全流量补燃循环液氧甲烷发动机(猛禽，Raptor)，目前已生产超过300台发动机，已完成多次低空飞行和星舰首飞[9-12]。但是，发动机可靠性仍需进一步提升。经过多轮技术迭代，猛禽V3.0发动机推力可达269 t。

国内尚无成功研制的全流量补燃循环液氧甲烷发动机，其变推力系统方案的研究则更少。本文针对200 t级全流量补燃循环发动机多种推力调节方案，通过系统敏感性分析，分析了不同调节元件设置方案的优缺点，提出了推力和混合比调节耦合程度最低的调节元件系统设置方案。在此系统方案基础上，通过仿真对比分析，选择出了最佳推力调节方案。

1 全流量补燃发动机系统方案简介

200 t级全流量补燃循环发动机系统简图如图 1所示，全流量补燃循环是性能最高的发动机循环方式，同时流路也最为复杂。该系统采用两套发生器--涡轮泵系统，大部分流量的燃料和少量氧化剂输送到富燃燃气发生器中进行燃烧，产生富燃燃气用来驱动燃料主涡轮；大部分流量的氧化剂和少量燃料输送到富氧燃气发生器中进行燃烧，产生富氧燃气用来驱动氧化剂主涡轮。全部推进剂经过预先燃烧后均用来驱动涡轮作功，因此，相比富氧补燃和富燃补燃循环发动机，相同性能情况下，全流量补燃循环发动机涡轮入口温度较低，改善了发生器、涡轮及推力室头部等部件的工作环境，提高了发动机的可靠性；驱动涡轮后的燃气进入推力室燃烧，燃烧效率高、燃烧稳定性好，大范围变推力适应性强[13]。

图1 液氧/甲烷全流量补燃循环发动机的系统简图Fig.1 System diagram of liquid oxygen/methane full flow combustion cycle engine

发动机变推力论证目标为25%～110%，发动机具有四路调节元件，分别设置在两泵后主流路、发生器供应路上。通过四路调节元件可以实现发动机推力调节。全流量补燃循环发动机系统流路多，可通过在不同流路上设置不同调节元件组合形成多种不同的调节元件配置方案。

目前，双组元泵压式液体火箭发动机多采用在推进剂供应系统设置流量调节器或节流阀来调节推进剂的流量[14]，进而改变液体火箭发动机的推力。常见的流量调节器结构如图 2所示，流量调节器通常为两级节流机构，利用反馈原理进行工作。通过作用在敏感面积处的压差控制滑阀的位置保持第一级节流压差基本不变，从而保证在不同压降下流量调节器的流量不变。节流阀结构相对简单，是一种可变开度的节流装置，随着节流面积的改变，其流阻产生相应的变化[15-17]。

图2 流量调节器结构图Fig.2 Regulator structure diagram

2 工况调节仿真模型

发动机静态特性建模与仿真分析是发动机研制过程中的重要环节，对发动机方案论证和优化设计、关键参数选择、试车方案制定和结果分析、发动机故障分析和组件适应性分析具有重要工程指导作用。根据以往的研究经验，发动机不同组件工作过程遵循相应的物理化学规律，形成了不同的静态数学模型[18-19]。全流量补燃循环发动机室压高，高压燃气涡轮真实气体效应明显[20-21]；同时，甲烷推进剂在高温高压工作环境下物性变化剧烈，冷却套传热模型对发动机变工况影响较大[22-23]。本文重点对真实气体绝热功模型和冷却套传热模型进行分析。

2.1 真实气体绝热功模型

理想气体效应模型常应用于描述低压高温环境下的气体状态，由于燃气发生器温度高于500 K，且压力大于50 MPa，真实气体效应突出，理想气体假设与真实气体的偏差会导致叶片机械功率计算的偏差，因此，必须考虑真实气体效应对涡轮绝热功的影响。

真实气体的理论绝热功为

Lr=ht1-ht2

(1)

式中，Lr为理论绝热功，ht1和ht2为基于立方形状态方程的涡轮实际入口和出口的焓值。焓的变化可以简化为

(2)

(3)

式中，La为考虑真实气体效应的焓变的近似值，Cpi为气体定压比热，T01为气体入口温度，ε为涡轮压比的倒数，γ为绝热指数，Li为涡轮的理论绝热功，Z为气体的压缩因子。

2.2 冷却套温升模型

200 t级全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力室室压高，热流密度大，需采用发汗冷却、再生冷却和液膜冷却等多种冷却方式共同进行推力室热防护。在设计再生冷却和膜冷却推力室时，必须进行推力室结构的热分析，因为冷却系统的可靠性与有效性直接关系到液体火箭发动机推力室的寿命，本文采用巴兹公式描述再生冷却模型[24]

(4)

(5)

(6)

式中，Taw为燃气温度，Twg为燃气侧壁温，Twl为冷却剂侧壁温，Tl为冷却剂温度，hg为燃气侧对流换热系数，λw为室壁热导率，δw为室壁厚度，hl为冷却剂侧对流换热系数，σ为对流换热修正系数，C*为特征速度效率，Tc为推力室温度，kg为绝热指数。燃气的动力黏度μg和普朗特数Prg根据燃气的其他热力参数近似计算，在喉部附近换热系数可以采用喉部曲率半径修正。

对于甲烷，冷却剂侧对流换热系数[25]

(7)

式中，vl为甲烷流速，dl为冷却通道直径，ρl，λl，Cpl，μl分别为液甲烷密度、热导率、定压比热和动力黏度。

2.3 涡轮泵功率平衡模型

为简化计算，将氧主涡轮泵和燃料主涡轮泵简化为单个涡轮泵处理。其中，涡轮功率

(8)

式中，Pt为涡轮功率，qm为涡轮流量，η为涡轮效率。

氧主泵功率为

(9)

燃料主泵功率为

(10)

涡轮泵的功率平衡为

Pto=Ppo

(11)

Ptf=Ppf

(12)

式中，Ppo，Ppf为主泵功率，qmo，qmf为主泵流量，Δppo，Δppf为主泵扬程，ρo，ρf为主泵介质密度，ηpo，ηpf为主泵密度，Pto，Ptf为主涡轮功率。

3 发动机调节元件设置方案选择

对于双组元泵压式液体火箭发动机，工况调节元件可以设置在两泵后主流路、发生器供应路、涡轮入口燃气路等。调节元件设置的主要原则为：一是推力和混合比调节尽量解耦，即调节推力时，混合比变化很小；调节混合比时，推力变化很小。二是大流量路设置结构简单的节流阀，小流量路可设置结构复杂但自带稳流作用的调节器。对于液体火箭发动机线性方程组，常采用线性化处理办法，计算自变量微弱变化对整个发动机的影响。计算表明发动机推力和混合比对主阀的敏感性较低，主阀节流面积变化5%时，推力和混合比的变化小于0.5%。而发动机推力和混合比对副路调节元件的敏感性较高，分别计算了不同调节元件设置方案在额定工况下，副系统路流量调节器流量变化5%时或节流阀流通面积变化5%时推力和混合比的变化，以此来评估发动机推力和混合比对副系统路调节元件的敏感性，见表1。

配置1为两副系统路均设置流量调节器，此时发动机混合比对副系统路流量偏差较为敏感。因此副路调节元件不能同时采用流量调节器，否则通过一个调节器调节推力时，发动机混合比会大幅偏离设计点。

配置2为副系统路均采用节流阀，发动机推力对节流面积的敏感度相对于混合比敏感度均较大，推力和混合比耦合程度强。

配置3为氧副路采用调节器，燃料副路采用节流阀方案，该方案相对前两种配置，推力和混合比调节的耦合相对较小，但氧副路调节器流量较大，调节器设计难度较大。

配置4为燃料副路采用调节器，氧副路采用节流阀方案。该方案氧副路节流阀在调节混合比时，基本不影响推力。因此，氧副路节流阀可作为混合比控制的执行元件。燃料副路流量调节器对推力的调节能力更强，同时对混合比的影响相对较小。因此，燃料副路流量调节器可作为推力控制的执行元件。该方案可以实现两个工况参数控制的基本解耦，降低控制系统研制难度。且燃料副路流量较小，调节器设计难度相对较小。综上所述，从控制系统解耦的角度看，配置4最优。因此，氧和燃料副路的调节元件分别为节流阀和调节器。

4 发动机推力调节方案选择

在发动机推力调节过程中：

1)发动机混合比变化不宜过大，以便于火箭总体两贮箱推进剂加注量控制以及保证发动机自身性能稳定。

2)发生器温度不宜过高或过低，较高的温度会造成涡轮叶片烧蚀，而较低的温度易产生不稳定燃烧。推力室冷却套壁温不宜过高，以避免冷却套壁面结构性损坏。

3)低工况时发生器喷注器压降不宜过低，防止燃烧低频不稳定性。

4)副系统路调节器压降不宜过低，避免调节器不起调的风险。

200 t级全流量补燃循环发动机具有4个调节元件，通过控制任意调节元件可改变燃气发生器的混合比，进而改变涡轮功率，控制发动机的推力。不同调节元件相互组合，形成了多种推力调节方案。本文通过仿真计算，着重对比分析了单路调节方案、双路调节方案和四路调节方案。

4.1 单路调节方案

单路调节方案通过设置在富氧发生器燃料路上的流量调节器或富燃发生器氧路上的节流阀进行推力调节，其他调节元件不参与变工况调节。该方案通过调节流经富氧(富燃)发生器小流量路的流量，控制富氧(富燃)发生器的混合比，改变发生器的温度，改变氧(燃料)主涡轮的功率，进而影响整个发动机系统，进行推力调节。

分别对比了氧副路节流阀单路调节方案(方案1)和燃料副路流量调节器单路调节方案(方案2)，见图 3。如图 3(a)所示，发生器副系统路流量对推力室混合比有一定影响，当推力调节至较低工况时，两种方案推力室混合比变化均较大，但是由于燃料副路调节器(方案2)对推力室混合比更敏感，其可适应的调节范围相对方案1更小。当限定发动机混合比变化不超过额定工况的±10%时，方案1可适应的推力调节范围为75%～110%，方案2可适应的推力调节范围为80%～110%。

如图 3(b)～(d)所示，两单路调节方案在上述推力调节范围内，组件适应性良好。随着工况降低，流经富燃燃气发生器的氧化剂流量降低，富燃燃气发生器的混合比降低，富氧燃气发生器的混合比上升，两燃气发生器的温度均降低，温度变化范围满足燃气发生器温度限制要求。冷却套最高液壁温和最高液壁温均不超过设计点的110%，满足冷却要求。流量调节器压降呈现先升后降的趋势，当处于110%工况时，其压降达到最低，高于其起调压降，满足流量调节器的调节要求。在两方案推力调节能力下限时，富氧燃气发生器燃料喷注压降和富燃燃气发生器氧化剂喷注压降均不低于设计点0.1倍，满足发生器喷嘴压降要求。

(a)推力室和富燃发生器混合比

综上，氧副路单路调节方案推力调节范围为75%～110%，燃料副路单路调节方案推力调节范围为80%～110%。但采用单路调节推力时，发动机混合比仍受一定影响，特别是推力调节范围增大时，发动机混合比偏离较大，不能满足使用要求。

4.2 双路调节方案

单路调节方案可以实现发动机推力调节，但推力室混合比限制了单路调节方案的调节范围。为了解决上述问题，采用在单路调节的基础上，增加一路调节元件，维持混合比稳定，从而增大发动机的推力调节范围。

双路调节方案组合较多，通过初步筛选，在6种双路调节方案里选出了2种调节方案进行对比分析，分别为双副路调节方案(方案3)和富氧发生器副路流量调节器+燃料主路节流阀调节方案(方案4)。

如图 4(a)所示，随着工况的下降，两种双路调节方案均受发生器温度限制，50%工况下两种方案富氧发生器和富燃发生器温度均较低，已低于可接受的温度下限。

如图 4(b)～(c)所示，两种双路调节方案在上述推力限制范围内，组件适应性良好。随着工况逐渐下降，推力室冷却套温度逐渐下降，冷却通道最高气壁温和液壁温均不超过设计点的1.1倍，满足冷却要求。流量调节器压降呈现先升后降的趋势，当处于110%工况时，其压降达到最低，高于其起调压降，满足流量调节器的调节要求。在两方案推力调节能力下限时，富氧燃气发生器燃料喷嘴压降和富燃燃气发生器氧化剂喷嘴压降均高于设计点的0.1倍，满足发生器喷嘴压降要求。

(a)发生器温度

综上，两种双路调节方案的推力调节范围为50%～100%。

4.3 四路调节方案

采用双路调节的推力调节方式，可以在调节推力的同时，维持推力室混合比稳定。但是，受限于燃气发生器温度下限，无法实现发动机深度变推的目的。因此，在双路调节的基础上，增加两路调节元件，在推力深度调节过程中，维持两个燃气发生器温度稳定，扩大发动机的推力调节范围(方案5)。

如图 5所示，当工况降低至额定工况的60%时，富氧燃气发生器和富燃发生器温度较低，易产生燃烧不稳定现象。为保证两发生器稳定工作，进一步降工况时，调节氧主阀和燃主阀，保持两燃气发生器的混合比不变，进而维持两发生器温度基本稳定，在25%～110%推力调节范围内，冷却通道最高气壁温和液壁温均不超过设计点的1.1倍，满足推力室冷却要求。

如图 6所示，随着工况下降，两燃气发生器副路喷注压降均逐渐下降，且下降幅度较为稳定。在20%工况时，富氧燃气发生器和富燃燃气发生器喷注压降约为设计点的10%，喷注器压降较低，后续需要进行发生器低喷注压降下的工作稳定性考核。

图6 发生器喷嘴压降随工况变化Fig.6 Variation of generator parameters with operating conditions

(a)调节元件压降

如图 7所示，在25%～110%推力调节范围内，燃料副路流量调节器压降和氧副路节流阀压降呈现先降后升的趋势，在推力调节过程中，流量调节器压降均较高，始终高于对应工况的起调压降，具有良好的调节能力。当推力降低至额定工况的60%以下时，两主阀开始节流。当推力逐渐降低至额定工况的25%时，两主阀当量流通面积的变化量分别为67%和72%，调节灵敏度适中，能够实现推力的调节。

综上所述，四路调节方案可满足发动机25%～110%的推力调节范围。