为突破高效变工况补燃发动机推力室喷注器技术,创新设计实现了一种大流量液氧/燃气/气氢三组元四底三腔喷注器,如图1所示。

图1 推力室头部结构示意图
Fig.1 Thrust chamber head structure

通过三组元喷嘴的组合设计,实现了高效稳定燃烧,解决了SSME和LE-7A采用氧腔在上方案多次出现的高温燃气冲击下喷嘴高周疲劳断裂问题。推力室燃气腔设置球壳形整流栅(图2(a)所示); 推力室氧腔由三底和二底组成,为单入口,氧集合器入口为喇叭口并设置导流片; 推力室氢腔由二底和一底组成,为单入口,氢集合器入口为喇叭口并设置导流片。仿真结果表明:

1)通过优化整流栅上孔数量及分布,确保整流栅压降损失满足设计参数要求,如图2(b)所示。

2)通过优化氧腔径向孔数量、径向孔倾斜角度等,使氧腔总压损失控制在设计参数要求以内,如图2(c)所示。

3)通过优化氢腔导流片结构,使总压损失控制在设计参数要求以内,如图2(d)所示。

4)喷注器燃气喷嘴、氧喷嘴和氢喷嘴的喷嘴出口流量均匀性均控制在±4.5%以内,可以保证推进剂较均匀的混合。

图2 头腔流场仿真计算
Fig.2 Flow field simulating calculation in head cavity

国内外研究证明,较高的燃料温度^[21]、喷嘴压降和喷注速度比^[5]可以有效保证氢氧推进剂稳定燃烧。220 t补燃发动机推力室燃料为高温富氢燃气和高温氢气,其喷前温度远远超过不稳定边界温度(195 K)^[3]; 推力室选择了较高的氧喷嘴压降,确保在推力调节60%～100%范围内,能保证推力室燃烧稳定; 推力室喷嘴的喷注速度比选择与RD—0120等喷注速度比相当。最终,通过合理设计喷嘴结构,实现喷嘴与燃烧室声学错频。

通过仿真和试验可知,如图3所示,优选氧喷嘴的声学频率为6 345～6 554 Hz。推力室喷嘴频率与燃烧室各振型错开,可有效避免喷注耦合不稳定燃烧。

图3 喷嘴声学频率
Fig.3 The acoustic frequency of nozzle

为突破大热流身部热防护技术,在国内氢氧发动机推力室上首次成功实现了一种边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方案,并通过快速电铸和扩散钎焊两种工艺实现了身部外壁的快速成型,如图4所示。

图4 身部结构
Fig.4 The structure of body

为进一步提高推力室身部冷却可靠性,对影响冷却通道内冷却剂流量分布均匀性的进出口集合器进行了结构优化设计,确定了进出口集合器两容腔两次均压的设计方案。仿真结果如图5所示,结果表明:

1)推力室身部在额定工况、燃气侧高边区当量混合比(工况1)、108.5%工况(工况2)、60%工况(工况3)下冷却剂流量周向均匀性偏差均小于±5%;

2)内壁最高气壁温约732 K,满足材料使用要求。

图5 身部流场计算
Fig.5 Flow field simulating calculation in combustion chamber

利用二维仿真计算方法对比分析了抛物线型面(TOP)、截短理想喷管型面(TIC)和RAO氏最大推力型面这3种型面,综合考虑喷管性能、流动分离特性、质量等,并结合以往型号设计经验,最终确定了220 t补燃发动机喷管型面采用应用较成熟的RAO式造型。

为研究大面积比喷管附面层对喷管性能的影响,分别对附面层修正前后喷管比冲性能进行了二维流场仿真计算(见图6),结果表明:①附面层修正对喷管的比冲提升的幅值很小(增加约0.1%),所以不考虑对型面进行附面层修正; ②仿真计算表明喷管效率为97.52%(该值的准确性待后续研究和试验验证),满足推力室设计要求。

图6 流场计算马赫数云图
Fig.6 Flow field simulating calculation Ma in nozzle

为突破大尺寸高效再生冷却喷管技术,喷管上段采用铣槽式再生冷却方案,首次将扩散钎焊工艺应用于氢氧发动机喷管内外壁连接,冷却通道结构采用等肋宽、等肋高的形式。为了提高各冷却通道流量均匀性,采用两进两出的结构方案,且在入口集合器内设有均流板等均流措施,如图7所示。

图7 再生冷却喷管结构
Fig.7 The structure of above section of nozzle

仿真结果表明:

1)各通道流动均匀性较好,满足使用要求,如图8所示;

2)喷注器采用边区低混合比方案比均一混合比方案端头处温度减小了140 K,可有效缓解端头处温度过高带来的结构强度问题。

图8 再生冷却喷管仿真计算
Fig.8 The simulation of above section of nozzle

为突破大尺寸单壁气膜冷却喷管技术,首次设计了超音速气膜冷却结构,以满足喷管冷却效果、气膜均匀性和结构工艺性的多方面要求。在大喷管入口设计了一周360个机加方形小喷管,用于引入冷却喷管上段的部分氢气进行超音速气膜冷却,同时金属单壁喷管也通过辐射散热,进一步降低壁温。仿真结果表明:

1)喷管下段最高气壁温为1 400 K,如图9所示,满足材料GH3230长期工作的许用温度。

图9 喷管下段温度分布曲线
Fig.9 Temperature distribution simulation of below section of nozzle

2)各方形小喷管出口流量偏差在±3%以内,该集合器结构均匀性满足使用要求。

通过6次缩尺热试车,成功地考核了220 t补燃循环大推力氢氧发动机推力室喷注器设计方案,燃烧高效稳定,结构安全可靠。优选设计方案的燃烧效率达到99.7%以上。结合以往研制经验,在全尺寸推力室中,燃烧室室压、各喷嘴压降、气氢温度等将进一步提高,这将有利于保证更高效的燃烧。缩尺喷注器60%低工况下的燃烧效率仍高达99.6%,且燃烧过程稳定,没有出现燃烧不稳定的情况。

研究表明:各次热试车均没有出现燃烧不稳定的情况。各次测量中稳定段的缩尺推力室高频速变燃气腔压力的脉动幅值与稳态燃气腔压力的比值小于±5%,氧腔高频速变压力与稳态氧腔压力的比值小于±5%。

研究表明:由热试验测量推导得到的当地气壁温与采用一维计算方法的设计计算值相符较好,各个工况的气壁温分布趋势也与设计状态一致。试验最高气壁温为760 K,数值包络了全尺身部喉部最高气壁温设计值732 K。采用边区混合比+气膜冷却的冷却措施后气壁温降低约90 K。图 12为冷却剂温度,图例线条为各试验工况的计算值,点为各试验工况测量值。l—1工况、l—2工况为仅采用再生冷却的对比工况,l—3工况为边区低混合比+气膜冷却+再生冷却组合冷却工况。

图 12 边区对冷却剂温度的影响
Fig.12 Effect of border mixing ratio on coolant temperature

研究表明:结合缩尺试验工况及缩尺喷管上段通道温升和通道压降等参数,将一维、三维仿真计算结果与缩尺试验结果进行对比分析,发现三维仿真结果与缩尺试验结果吻合较好,如图 13所示,确定了可用于再生冷却喷管上段传热分析的模型为三维仿真计算模型。利用三维仿真模型确定了缩尺喷管上段热试车中入口壁温和最高气壁温可以基本覆盖全尺喷管上段相应温度。

图 13 缩尺喷管上段壁面温度仿真与试验对比
Fig.13 Wall temperature contrast of simulation and test in above section of scale nozzle

研究表明:结合两次缩尺热试车中GH3230单壁段外壁测量温度(最高为1 000 K左右),确定了适用于超音速气膜冷却传热计算的三维仿真模型,如图 14所示,可用于全尺寸喷管下段热防护仿真校核,其中图 14中轴向x=380 mm附近的2个外壁温数据怀疑异常。

图 14 缩尺喷管下段壁温仿真与试验对比图
Fig.14 Wall temperature contrast of simulation and test in below section of scale nozzle

截止目前,通过多项生产工艺关键技术攻关,已完成220 t补燃循环氢氧发动机全尺短喷管推力室、全尺寸喷管上段的生产,全尺喷管下段也即将完成生产制造过程(见图 15)。

图 15 全尺寸短喷管推力室
Fig.15 Full-scale short-nozzle chamber