一種雙鐘型噴管液氧/甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案

張衛(wèi)紅，石文靚，鄭孟偉

（北京航天動力研究所，北京，100076）

0 引言

液體火箭發(fā)動機的比沖隨著噴管面積比的增大而提高，以推力為700 kN的某液氧甲烷發(fā)動機為例，當面積比從30增大到90時，發(fā)動機理論真空比沖可以從362 s增大到383 s。因此，對于液體火箭發(fā)動機來說，在工藝可達范圍內(nèi)，采用大面積比噴管可以直接提高發(fā)動機比沖性能。

但是，對于地面起動的芯級發(fā)動機，由于要確保發(fā)動機起動時噴管出口不出現(xiàn)流動分離而燒蝕噴管或噴管失穩(wěn)，噴管面積比的選取受到極大限制。如某液氧甲烷發(fā)動機，在推力室室壓約10.0 MPa情況下，噴管面積比必須小于30。有限的面積比制約了發(fā)動機的高空工作性能，從而很大程度上降低了運載器有效載荷。

本文研究了一種雙鐘型噴管液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案，并與采用傳統(tǒng)鐘型噴管的燃氣發(fā)生器循環(huán)及補燃循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)方案進行了運載能力比較，結果表明，對于地面起動的芯級發(fā)動機，采用雙鐘型噴管是提高發(fā)動機綜合比沖性能以及運載器有效載荷的有效途徑。

1 雙鐘型噴管技術簡介

雙鐘型噴管是一種高度補償噴管，可在地面及真空兩個不同高度達到最佳工作狀態(tài)。雙鐘型噴管由固定的基弧段和延伸段組成 (見圖1)。

在低空時，基弧段噴管完全膨脹，延伸段在轉折點處發(fā)生對稱可控分離，低空性能接近于小面積比傳統(tǒng)鐘形噴管。在高空時，延伸段完全滿流，噴管總面積比得到有效應用，性能相當于大面積比鐘形噴管。只是由于型面不連續(xù)，存在一定的附加性能損失。圖2為雙鐘型噴管低空工作與高空工作流場結構。

與其他高度補償噴管如可延伸噴管、塞式噴管、雙喉部噴管相比，雙鐘型噴管具有結構簡單、系統(tǒng)可靠、關鍵技術和傳統(tǒng)噴管的相容性好、技術難度小等優(yōu)點，在國內(nèi)外越來越受到廣泛關注。美國Armadillo航天公司7 t級液氧甲烷發(fā)動機方案之一就是采用雙鐘型噴管[3]，目前該發(fā)動機已經(jīng)進行了多次熱試驗研究，驗證了雙鐘型噴管的海平面及高空工作性能以及兩種工作模式下轉捩特性。我國在近幾年開展了相關型面設計、理論分析以及點火試驗研究，北航以氣氫氣氧為推進劑開展了雙鐘型噴管發(fā)動機點火試驗[4]，北京航天動力研究所進行了雙鐘型噴管常溫空氣冷吹風試驗研究[5]，獲得了雙鐘型噴管型面設計方法及高低空工作性能。

總體來說，雙鐘型噴管技術目前已經(jīng)進行了大量的理論及試驗研究，具備了一定的工程應用基礎，有望應用于未來重復使用運載器及單級或兩級入軌運載器中地面起動的芯級發(fā)動機。

2 重復使用液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案

液氧甲烷發(fā)動機為某重復使用運載器芯級主發(fā)動機，地面起動推力約為60 t，飛行高度約100 km，要求能重復使用30次。

2.1 循環(huán)方式選擇

對于重復使用液體火箭發(fā)動機，循環(huán)方式的選擇不僅要考慮性能、可靠性和成本，還需要將重復使用性做為其主要考慮因素，如組件工作壽命、裝箭狀態(tài)下發(fā)動機的可檢測性、維修性以及使用維護性等。

大推力液體火箭發(fā)動機常采用的循環(huán)方式為燃氣發(fā)生器循環(huán)及補燃循環(huán)。一般來說，補燃循環(huán)發(fā)動機性能要比發(fā)生器循環(huán)高出4%左右，但這種循環(huán)方式系統(tǒng)比較復雜，不利于發(fā)動機裝箭狀態(tài)下的故障檢測和維修，同時，發(fā)動機整體參數(shù)偏高，兩臺渦輪泵出口壓力最少超過30 MPa，各組件工作環(huán)境非常惡劣，大大減少了產(chǎn)品重復使用工作壽命。迄今為止，世界上唯一實現(xiàn)重復使用的美國航天飛機主發(fā)動機即選用了雙預燃室補燃循環(huán)方案，復雜的系統(tǒng)組成及極高的參數(shù)水平嚴重影響了其重復使用性能，尤其是兩臺高壓、高功率密度渦輪泵，是影響航天飛機發(fā)射成本的主要因素之一。在航天飛機逐漸退出歷史舞臺的今天，我們應該充分借鑒其重復使用設計及使用經(jīng)驗，在滿足重復使用運載器推力、比沖、推質(zhì)比的同時，盡量做到系統(tǒng)簡單可靠、工作參數(shù)適中，以確保發(fā)動機重復使用性能及平均發(fā)射成本。

我國長三、長五氫氧發(fā)動機均采用了燃氣發(fā)生器循環(huán)，綜合考慮總體性能、重復使用性、我國工藝技術水平、技術繼承性等，重復使用液氧甲烷發(fā)動機擬采用燃氣發(fā)生器循環(huán)、單臺富燃燃氣發(fā)生器、雙渦輪并聯(lián)方案。

2.2 噴管方案選擇

60 t液氧甲烷發(fā)動機為地面起動發(fā)動機，文獻資料[6]及流場仿真結果均表明，液氧甲烷發(fā)動機噴管出口壓力保持0.035～0.04 MPa時，可以保證地面起動時噴管出口燃氣不分離，分離壓力與氫氧發(fā)動機相比要高 (氫氧發(fā)動機地面不分離壓力約0.02 MPa)。以推力室室壓10.0 MPa為例，液氫/液氧發(fā)動機噴管面積比最大可以取49，而液氧/甲烷發(fā)動機噴管面積比最大只能取30(設計高度7 km)。因此，與液氫/液氧發(fā)動機相比，采用傳統(tǒng)鐘型噴管，液氧/甲烷發(fā)動機在高空性能上的弱勢表現(xiàn)得更為明顯。圖3為某飛行器飛行彈道曲線，可以看出，液氧/甲烷發(fā)動機單鐘型噴管的設計高度7 km對于飛行器全程而言是比較低的，液氧/甲烷發(fā)動機更長的時間是工作于較高的飛行高度。

基于傳統(tǒng)鐘型噴管高空性能偏低的問題，提出了一種雙鐘型噴管液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案，雙鐘型噴管基弧段采用甲烷再生冷卻，延伸段采用不冷卻C-C噴管。

單鐘型噴管與雙鐘型噴管在整個飛行過程中的比沖變化見圖4。

為比較單鐘型噴管與雙鐘型噴管整個飛行任務剖面內(nèi)綜合性能，進行了飛行過程總沖分析，見表1。其中，雙鐘型噴管低空基弧段工作時存在吸入阻力損失，高空延伸段工作時存在型面不連續(xù)損失，這兩部分損失均根據(jù)以往雙鐘型噴管吹風試驗結果進行估算。

表1結果顯示，由于雙鐘型噴管基弧段工作時存在吸入阻力損失，在相同面積比條件下，地面比沖比單鐘型略低；高空工作時，雙鐘型噴管比單鐘型噴管真空比沖要高出約10 s；整個飛行任務剖面平均比沖比單鐘型噴管高出約4 s，隨著飛行任務時間加長，飛行高度越高，這種優(yōu)勢會更加明顯。

表1 兩種噴管狀態(tài)飛行過程總沖比較Tab.1 Comparison of total impulse for two different nozzles in flight process

2.3 雙鐘型噴管面積比選取及優(yōu)化

雙鐘型噴管面積比的選取主要以飛行過程總沖最大為設計原則，同時要確保基弧段低空不分離、轉捩過程穩(wěn)定可靠。

影響轉捩特性的設計參數(shù)比較多，如基弧段/延伸段面積比、基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段噴管出口角等。為分析雙鐘型噴管面積比選取對整體性能的影響，這里首先將基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段噴管出口角設置為單一固定值。

1)基弧段面積比

選取延伸段面積比為60，基弧段面積比15，20，25和30，對應的基弧段噴管出口壓力分 別 為 0.096 MPa， 0.066 MPa， 0.049 MPa，0.039 MPa，計算得到發(fā)動機比沖隨高度的變化曲線見圖5。地面比沖、真空比沖和平均比沖的比較見表2。

計算結果表明，基弧段面積比的大小主要對發(fā)動機低空性能影響較大，對高空性能影響相對較小。隨著基弧段面積比的減小，地面比沖逐漸增大，但是，轉捩點提前，且轉折損失加大，穩(wěn)定性降低；在高空工作段，基弧段面積小的型面不連續(xù)損失更大，其高空性能偏低。基于以上計算結果，基弧段面積比30，平均比沖最大，綜合性能最好，且噴管出口壓力高于其最小分離壓力，可以確保地面起動時基弧段噴管出口不分離。因此，選取基弧段面積比30為設計值。

表2 雙鐘形噴管不同基弧段面積比和比沖比較Tab.2 Different base bell area expansion ratios and specific impulse parameters of dual-bell nozzle

2)延伸段面積比

選取基弧段面積比30，延伸段面積比60，70和80，計算得到發(fā)動機比沖隨高度變化曲線見圖6。地面比沖、真空比沖和平均比沖的比較見表3。

延伸段面積比對高空性能影響較大，延伸段面積比越大，高空性能越好，但是，同樣基弧段面積比條件下，轉捩損失大，穩(wěn)定性低；低空工作時，大面積比延伸段會造成基弧段吸氣阻力損失加大，地面比沖降低?？紤]到總體結構限制以及延伸段面積比加大對轉捩穩(wěn)定性的影響，延伸段面積比選取80為設計值。

3)其他型面參數(shù)影響

由圖7可知，在基弧段面積比、延伸段面積比一定條件下，轉捩點越靠后，轉捩越迅速，綜合比沖性能越大。雙鐘型噴管最優(yōu)轉捩點出現(xiàn)在基弧段噴管與延伸段噴管推力相當?shù)娘w行高度，此時轉捩損失最小，飛行總沖最高。

表3 雙鐘形噴管不同延伸段面積比和比沖比較Tab.3 Different extension section area ratios of dual-bell nozzle and specific impulse parameters

前面提到，基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段出口角等型面設計參數(shù)是影響轉捩特性的關鍵因素，通過改變基弧段相對長度、壁面反映角等設計參數(shù)，可以使轉捩點延后，轉捩損失減小。具體型面參數(shù)優(yōu)化需要通過噴管非定常流場計算確定其轉捩高度。

表4為某型發(fā)動機不同型面設計參數(shù)對分離高度及總沖、平均比沖的影響分析。可看出，當增加基弧段相對長度、增大壁面反映角后，轉捩點延后，平均比沖增加約2 s。

表4 不同型面設計參數(shù)對雙鐘型噴管性能的影響Tab.4 Influence of design parameters of dual-belle nozzle profile on its performance

2.4 發(fā)動機主要設計參數(shù)

根據(jù)發(fā)動機系統(tǒng)方案及雙鐘型噴管優(yōu)化結果，發(fā)動機主要性能參數(shù)如下表5。

表5 發(fā)動機主要性能參數(shù)Tab.5 Primary performance parameters of engine

3 綜合性能評價

為比較雙鐘型噴管高度補償性能收益，將采用燃氣發(fā)生器循環(huán)雙鐘型噴管方案的發(fā)動機與燃氣發(fā)生器循環(huán)、補燃循環(huán)單鐘型噴管方案發(fā)動機綜合性能進行了比較（見表6）。

表6 運載能力對比Tab.6 Comparison of carrying capacity

對于液氧甲烷推進劑，采用燃氣發(fā)生器循環(huán)的雙鐘型噴管發(fā)動機運載能力優(yōu)于單鐘型噴管發(fā)動機，但比補燃循環(huán)發(fā)動機綜合性能要差一些；與補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機相比，雙鐘型噴管燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機運載能力與之相當，可以滿足總體運載能力要求。

4 結論

通過雙鐘型噴管液氧/甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案研究、參數(shù)優(yōu)化，以及與其他系統(tǒng)方案運載能力比較，獲得如下結論：

1）對于重復使用液氧甲烷發(fā)動機，采用燃氣發(fā)生器循環(huán)、雙鐘型噴管方案，可以提高運載器有效載荷，同時發(fā)動機系統(tǒng)簡單可靠、工作參數(shù)適中，有利于實現(xiàn)發(fā)動機多次重復使用。

2）雙鐘型噴管基弧段面積比主要影響地面比沖，對真空比沖影響較小；在基弧段相對長度、壁面反映角、延伸段出口角等型面參數(shù)一定情況下，基弧段面積比越小，地面比沖越大。但是轉捩點靠前，轉捩損失大，穩(wěn)定性差；延伸段面積比主要影響真空比沖，面積比越大，真空比沖越大，但轉捩損失大，穩(wěn)定性低。面積比優(yōu)化與飛行彈道密切相關，飛行高度越高，面積比越大越有利，反之亦然。在本文彈道范圍內(nèi)，基弧段面積比30，延伸段面積比80為最優(yōu)值。

3）基于雙鐘型噴管型面設計參數(shù)對轉捩特性的影響，在雙鐘型噴管面積比優(yōu)化過程中，需要結合噴管流場計算，開展綜合性能仿真分析。

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