雙組元150 N自燃推進劑發動機單閥打開脈沖特性

陳銳達,王鶴茗,徐 輝,陳泓宇,宣曉萍

(1.上?？臻g推進研究所,上海 201112;2.上?？臻g發動機工程技術研究中心,上海 201112)

0 引言

雙組元空間液體火箭發動機的主要功能是為衛星、飛船、深空探測器等航天器提供軌道調整、修正和俯仰、偏航、滾動姿態控制的力和力矩,為航天器的交會對接提供推力和為航天員的艙外活動提供推力等,是推進系統不可或缺的組成部分,具有性能高、適應性強、技術成熟和工作壽命長等一系列優點,能夠較好地滿足空間飛行器的各類功能需求,在空間推進領域獲得了極其廣泛的應用[1-3]。區別于軌控發動機長時間穩態點火的工作模式[4-5],姿控發動機在軌的主要工作模式是進行單次或連續脈沖,輸出牛秒級推力沖量,以實現航天器位置和姿態的精準控制,如對月定向、對日定向、慣性定向和交會對接等[6-10]。

百牛推力量級的雙組元液體火箭發動機由于推力適中、結構質量輕、開關響應快,成為了國內外重大型號航天器優選的姿控動力[11-15],廣泛采用自燃推進劑組合,四氧化二氮作為氧化劑,甲基肼作為燃料。氧化劑和燃料通道的開啟和關閉分別由安裝的推進劑控制電磁閥進行控制?？臻g環境復雜多變,影響因素眾多[16-17],航天器在軌飛行時,發動機單路電磁閥由于到了壽命末期或者受太陽長時間高溫輻射等影響,會出現無法正常打開的現象,導致單種推進劑組元直接噴射到真空環境中,發動機工作出現故障。

一些學者對四氧化二氮在縮尺試驗管中的真空排放特性進行了實驗研究?？盗两艿妊芯苛酥惫苤械乃难趸婵丈淞髋欧盘匦?結果指出四氧化二氮初溫越低越易結冰堵塞,而溫度越高閃蒸越劇烈[18]。由于四氧化二氮、甲基肼都有劇毒,且有強腐蝕性,國內外學者主要對水、酒精、甘油、硅油、液氨等工質噴入真空環境開展了相關研究。彭鈺航對單個旋流霧化噴嘴射流進入真空環境中的閃蒸噴霧冷卻傳熱特性進行了研究,分析了液滴形態變化和撞擊發熱表面后的傳熱過程[19]。洪流等實驗考察了模擬空間環境下液態水的噴射霧化特性,對比研究了酒精、甘油、硅油等工質,結果指出閃蒸是真空環境下射流霧化的主要因素,閃蒸強度主要由工質飽和蒸汽壓決定,并研究了不同噴嘴孔徑的影響[20]。Miyatake等實驗研究了過熱度、噴霧流量和孔徑對液態水閃蒸噴霧特性的影響[21]。杜王芳等對蒸餾水經不銹鋼直管向真空環境排放時的液體閃蒸射流現象進行了實驗研究,觀察了不同背壓環境下閃蒸射流的形態和出現的壅塞效應[22]。魏青等對以液氨為工質的單通道冷氣推力器閃蒸射流進行了研究,液氨在噴管中快速蒸發,以氣液兩相流的狀態持續噴射,產生的推力基本保持恒定,成功完成了神舟七號飛船伴星飛行任務[23]。此外,一些學者也研究了噴射雷諾數、噴嘴結構、過熱度對射流閃蒸過程的影響[24-27]。

從以上文獻結果可以看出,目前研究主要聚焦于單噴嘴射流穩定進入真空環境后的運動特征,對單種自燃推進劑流經多噴嘴組合噴注器后在發動機擴張段噴管中的脈沖流場特征研究鮮有文獻報道,對甲基肼單一組元工作特性研究也很少。在工程應用方面,考察單路電磁閥打開這種故障模式下的自燃推進劑發動機脈沖工作特性,有利于更精準有效地定位和分析在軌故障,進而及時調整發動機飛行使用策略,保障航天器及航天員的飛行安全。

本文針對采用自燃推進劑組合的雙組元150 N發動機開展了高空模擬熱試車驗證,考察故障模式下單路電磁閥打開對發動機脈沖工作特性的影響,為發動機在軌可靠使用和故障分析提供試驗支撐。

1 試驗對象與方法

1.1 試驗對象

150 N發動機由1臺推力室和2臺推進劑控制電磁閥通過緊固件連接而成,結構外觀如圖1所示。采用自燃的四氧化二氮與甲基肼推進劑組合。推力室由直流互擊式頭部和輻射冷卻式大面積比身部組成,頭部形成內部通道組織推進劑流動,身部由燃燒室和擴張段噴管經電子束焊接而成,噴管內型面基于Rao式最大推力型面設計。兩路電磁閥設計狀態完全相同。

圖1 發動機外觀結構Fig.1 Schematic diagram of the engine

1.2 試驗方案

本試驗在42 km高空模擬試車臺上進行,如圖2所示。在高純氮氣的擠壓作用下,推進劑貯箱內的氧化劑和燃料分別由兩條獨立的輸送管路供應,流經質量流量計到達真空艙內發動機兩路電磁閥前。電磁閥在測控系統的控制下完成開啟和關閉,控制發動機工作。真空艙內噴管出口排出的高速燃氣進入圓柱形超聲速擴壓器,在蒸汽引射泵的作用下被同步抽出,實現不大于200 Pa的環境壓力,以模擬空間真空工作環境[28]。在噴管出口斜上方約200 mm處纏繞T型熱電偶,監測艙內噴管出口附近溫度;在噴管出口上方約50 mm處設置一個艙內壓力測點。

圖2 發動機在試車臺上安裝狀態Fig.2 Status of the engine during high altitude simulation hot fire test

試驗過程中通過推力、壓力傳感器監測發動機工作推力Fv、氧化劑貯箱壓力和燃料貯箱壓力等工作參數,推力測量采用臥式推力架,壓力測量采用壓阻式力傳感器,測量誤差均不大于0.5%。通過體積管對脈沖平均流量進行測量[29]。

發動機在軌主要功能是為航天器提供姿態調整或軌道保持所需的動力沖量,在制導和導航系統控制下進行多個連續脈沖,因此發動機脈沖工作特性主要通過脈沖推力沖量表征,定義式為

(1)

(2)

式中:I為發動機單個脈沖的推力沖量,N·s;Iv為發動機平均脈沖推力沖量,N·s;n為連續脈沖的次數。

1.3 試驗工況

通過單獨控制每路電磁閥的通斷時長設置不同的試驗工況,包括兩路電磁閥同時打開、僅氧化劑路電磁閥打開和僅燃料路電磁閥打開,每種類型的工況均進行相同的脈沖程序,單路電磁閥打開時另一路電磁閥不工作。

根據航天器在軌運行控制策略,共選取了4種典型的脈沖程序,單個脈沖的控制周期均為160 ms,由開啟時間ton和關閉時間toff組成,開啟時間也稱為脈寬,包括 20、30、50、80 ms,如表1所示。每個脈沖程序連續進行50次,以減小單次工作可能引起的計算誤差。通過調節電磁閥入口的節流孔板實現流阻與供應系統的匹配,發動機均在同一個推進劑貯箱供應壓力、額定推力狀態下工作。試驗前通過質量流量計讀取的四氧化二氮和甲基肼實測溫度均為29 ℃,質量流量計安裝在真空艙艙外。

表1 高空模擬熱試車脈沖程序Tab.1 Pulse condition of high-altitude simulation hot fire test

圖3給出了發動機兩路電磁閥在80 ms脈寬下同時打開時的典型電流變化曲線。

圖3 脈寬80 ms時兩路電磁閥電流變化曲線Fig.3 Current variation of two solenoid valves at 80 ms pulse width

其中,Io為氧化劑路電磁閥的電流,If為燃料路電磁閥的電流,兩者變化趨勢基本相同。當收到開啟電信號時,電流開始上升,達到圖中上升段局部尖峰時,電磁閥通道打開,該過程的持續時間為12 ms,即電磁閥的開啟響應時間;當電信號切斷,電流下降至圖中下降段局部尖峰時,電磁閥通道關閉,該過程的持續時間為20 ms,即電磁閥的關閉響應時間,開啟時間ton和關閉時間toff均從電信號開始變化的時刻開始計算。因此,考慮電磁閥的開啟和關閉響應時間,不同脈沖程序下電磁閥通道打開的實際脈寬為ton+8 ms。

2 試驗結果分析

2.1 兩閥同時打開

圖4為兩閥同時打開時不同脈寬下單個脈沖推力峰值的變化曲線。對比可以發現,不同脈寬下各個脈沖的推力峰值一致性良好,單個脈沖推力峰值隨脈寬的增大而增大,每組脈沖程序在首次啟動時由于燃燒室內沒有殘留的推進劑參與燃燒,首個脈沖推力峰值均較接續脈沖偏低。

圖4 兩閥同時打開時單個脈沖推力峰值變化曲線Fig.4 Distribution of single pulse thrust peak when two solenoid valves open synchronously

圖5給出了發動機額定工況下脈沖工作曲線。為了更清晰地展示發動機推力和電流的變化,每個曲線僅截取連續5個脈沖的典型工作過程,后文中曲線也做了類似的處理?？梢钥闯?發動機推力周期性變化平穩,同一脈沖程序下的變化曲線一致性良好,推力從電磁閥電流上升段尖峰時刻開始爬升,從電磁閥電流下降段尖峰時刻開始下降。

圖5 兩閥同時打開時發動機脈沖工作典型曲線Fig.5 Distribution of engine pulse operation when two solenoid valves open synchronously

在20、30、50、80 ms脈寬下,發動機單個脈沖氧化劑平均流量依次為1.16、1.44、2.12、3.09 g/s,燃料平均流量依次為0.84、1.04、1.54、2.10 g/s,平均脈沖推力沖量依次為3.16、4.31、7.58、11.81 N·s。隨著脈寬的增大,脈沖消耗的平均流量整體呈線性增大。平均脈沖推力沖量與脈寬之間呈線性增長關系,可線性擬合為

Iv=0.146 5(ton+8)-1.048 2

(3)

式中ton+8為電磁閥實際開啟脈寬。線性擬合的皮爾遜相關系數為0.999 1,表明兩者呈現良好的正相關關系。

兩路推進劑控制電磁閥同時打開時,發動機均可以成功點火工作,產生高溫高速燃氣噴出,但是均沒有形成穩定推力,噴管出口上方的測點溫度受燃氣熱輻射影響在55～70 ℃范圍內小幅升高,如圖6所示。

圖6 兩閥同時打開時艙溫變化曲線Fig.6 Distribution of vacuum cabin temperature when two solenoid valves open synchronously

圖7為兩閥同時打開時不同脈寬下艙壓變化曲線?？梢园l現,不同脈寬下的艙壓變化趨勢基本一致,艙壓在35～50 Pa范圍內變化。發動機噴管出口高速氣流通過擴壓器內的激波系進行降速,同時提高靜壓,使其可以順利進入后端燃氣降溫系統。擴壓器內氣流處于普朗特—邁耶爾膨脹流態下工作,噴管出口高速燃氣具有自引射能力,在噴管周圍產生并保持低壓環境。脈沖工作初期,在噴管出口燃氣自引射的突然作用下,艙壓迅速小幅下降然后逐漸恢復;隨著燃氣的周期性積累,艙壓在燃氣自引射作用下緩慢下降;發動機停止工作后,燃氣自引射作用消失,艙壓迅速爬升。

圖7 兩閥同時打開時艙壓變化曲線Fig.7 Distribution of vacuum cabin pressure when two solenoid valves open synchronously

2.2 僅氧閥打開

圖8為僅氧閥打開時各個脈寬程序下發動機單路推進劑噴出的照片?？梢钥闯?氧閥單獨打開時,氧化劑由于突然進入真空低壓環境中,其當前溫度遠高于真空壓力所對應的飽和溫度,迅速過熱,到達亞穩態,自身的平衡被打破,為了恢復平衡,此時氧化劑會迅速蒸發釋放過熱量,在真空艙內發生閃蒸霧化,噴管內形成近似滿流的“白霧”流場。隨著脈寬的增大,流場的“白霧”濃度逐漸加深。由于僅氧閥打開時脈沖消耗的氧化劑流量很小,體積管未能準確捕捉到流量變化。

圖8 僅氧閥打開時發動機脈沖工作照片Fig.8 Images of the engine pulse operation when only oxidizer control valve opens

圖9為僅氧閥打開時不同脈寬下艙溫變化曲線。氧化劑閃蒸除了吸收周圍環境的熱量之外,主要還利用液體自身的顯熱提供蒸發所需的潛熱,即通過一部分液體自身的溫度降低產生的熱量使另一部分液體蒸發氣化,氣化過程吸收液體內部的熱量,使得液體的溫度不斷降低,因此隨著脈沖的進行,噴管流場上方的測點溫度持續下降,受流場外圈劇烈氣化吸熱的影響,當流場中部溫度到達亞穩態液體凝固點時,還會有零星的冰晶噴出。

圖9 僅氧閥打開時艙溫變化曲線Fig.9 Distribution of vacuum cabin temperature when only oxidizer control valve opens

圖10為僅氧閥打開時不同脈寬下艙壓變化曲線。四氧化二氮的三相點溫度為-11.23 ℃,三相點壓力為18.59 kPa[30-32],而艙壓在70～150 Pa范圍內變化,遠低于三相點壓力,因此發生了閃蒸。在脈沖工作初期,艙壓在氧化劑閃蒸氣流的自引射作用下迅速降低,恢復后繼續緩慢爬升,爬升的原因是閃蒸形成的氣流速度相對較慢,無法全部及時有效地在擴壓器中形成升壓的激波系,排出至后端設備。從圖10中可以發現,脈寬越大,艙壓上升的幅值越高,斜率越大。這是因為隨著脈寬增加,閃蒸霧化轉換效率在逐漸降低。

圖10 僅氧閥打開時艙壓變化曲線Fig.10 Distribution of vacuum cabin pressure when only oxidizer control valve opens

隨著脈寬的增大,流場濃度增加,這主要是因為參與霧化的四氧化二氮絕對量增加,從推力沖量相對正常工況的占比逐漸下降也可以說明閃蒸霧化轉換效率隨著脈寬的增加在逐漸降低。

圖11為發動機額定工況下僅氧化劑路電磁閥打開時脈沖工作曲線。

圖11 僅氧閥打開時發動機脈沖工作曲線Fig.11 Distribution of the engine pulse operation when only oxidizer control valve opens

可以看出,僅氧閥打開時,推力波形變化整體上完整,最大輸出推力約12 N,由于閃蒸過程受脈沖連續開關機的影響及推力傳感器測量精度的限制,推力在零位附近存在較小的波動,結合試車圖像觀察,表明發動機可以輸出穩定的推力沖量,推力主要來自氧化劑閃蒸后霧化噴出產生的反作用力。通過計算,在20、30 ms脈寬下,發動機平均脈沖推力沖量分別為0.35、0.41 N·s,分別為對應正常工況的11.08%、9.51%;在50、80 ms 脈寬下,平均推力沖量分別為0.47、0.63 N·s,分別為對應正常工況的6.20%、5.33%。隨著脈寬從20 ms增大至80 ms,產生的平均推力沖量相對正常工況的占比從11.08%逐漸減小至5.33%,表明液態氧化劑噴出后閃蒸霧化轉換效率在逐漸降低,難以形成更有效的推力輸出。僅氧閥打開時,發動機平均脈沖推力沖量隨脈寬增大呈現線性增大的變化趨勢,兩者可線性擬合為

Iv=0.004 5(ton+8)+0.225 2

(4)

線性擬合的皮爾遜相關系數為0.993 9,表明兩者呈現較好的正相關關系。

圖12為不同脈寬下單個脈沖推力峰值的變化曲線?？梢园l現,不同脈寬下各個脈沖的推力峰值整體上均呈下降趨勢。分析認為可能的原因是隨著脈沖的進行,噴嘴被不斷冷卻,初始溫度降低,而且真空艙內背壓上升,降低了閃蒸霧化效果,導致閃蒸氣流產生的反作用力減弱。

圖12 僅氧閥打開時單個脈沖推力峰值變化曲線Fig.12 Distribution of single pulse thrust peak when only oxidizer control valve opens

2.3 僅燃閥打開

圖13為僅燃閥打開時各個脈寬程序下發動機單路推進劑噴出的照片?？梢钥闯?燃閥單獨打開時,在20、30 ms脈寬下,由于飽和蒸氣壓較低和重力影響,燃料主要呈液態沿噴管出口下邊緣流出;當脈寬增大至50、80 ms時,肉眼可以觀察到少量燃料發生閃蒸,流場中出現“白霧”,但濃度很低,大部分燃料仍然呈液態流出,所以無法形成有效的氣體反作用力。由于僅燃閥打開時脈沖消耗的燃料流量很小,體積管未能準確捕捉到流量變化。

圖13 僅燃閥打開時發動機脈沖工作照片Fig.13 Images of the engine pulse operation when only fuel control valve opens

圖14展示了僅燃閥打開時不同脈寬下艙溫和艙壓變化曲線。

圖14 僅燃閥打開時艙溫和艙壓變化曲線Fig.14 Distribution of vacuum cabin temperature and pressure when only fuel control valve opens

可以發現,與僅氧閥打開時整體變化趨勢基本一致,但是艙溫下降的幅值更小,艙壓上升的幅值更大,主要是因為燃料閃蒸霧化效果差。

圖15為發動機額定工況下僅燃料路電磁閥打開時脈沖工作曲線?？梢钥闯?僅燃閥打開時,最大輸出推力約3 N,由于輸出推力很小,受推力傳感器測量精度限制,推力波形毛刺很大,結合試車圖像觀察,表明發動機無法輸出穩定的推力沖量。通過計算,在20、30 ms脈寬下,發動機平均脈沖推力沖量分別為0.17、0.18 N·s,分別為對應正常工況的5.38%、4.18%;在50、80 ms脈寬下,平均推力沖量分別為0.22、0.31 N·s,分別為對應正常工況的2.90%、2.62%。隨著脈寬從20 ms增大至80 ms,產生的平均推力沖量相對正常工況的占比從5.38%逐漸減小至2.62%,表明液態燃料單獨噴出難以形成有效的推力輸出。僅燃閥打開時,發動機平均脈沖推力沖量與脈寬可線性擬合為

圖15 僅燃閥打開時發動機脈沖工作曲線Fig.15 Distribution of the engine pulse operation when only fuel control valve opens

Iv=0.002 4(ton+8)+0.093 8

(5)

線性擬合的皮爾遜相關系數為0.987 8,表明兩者呈現較好的正相關關系。

3 結論

本文通過高空模擬熱試車對雙組元150 N發動機開展了單路電磁閥打開試驗,考察了僅氧化劑或者燃料路電磁閥打開時發動機的脈沖工作特性,對比分析了發動機平均脈沖推力沖量和單路推進劑噴出試驗圖像的變化,在本文試驗條件下,得到以下主要結論。

1)兩路電磁閥同時通電打開時,發動機在20、30、50、80 ms脈寬下均可以成功點火工作,推力變化平穩,平均脈沖推力沖量與脈寬呈線性增大關系。

2)僅氧閥打開時,氧化劑發生了充分的閃蒸霧化,發動機可以輸出穩定的推力沖量。但是,在20、30 ms脈寬下,發動機平均脈沖推力沖量分別為0.35、0.41 N·s,分別為對應正常工況的11.08%、9.51%;在50、80 ms脈寬下,平均推力沖量分別為0.47、0.63 N·s,分別為對應正常工況的6.20%、5.33%,發動機平均脈沖推力沖量隨著脈寬增大呈線性增大的變化趨勢,而產生的平均推力沖量相對正常工況的占比逐漸減小,表明氧化劑閃蒸霧化轉換效率在逐漸降低,難以形成更有效的推力輸出。

3)僅燃閥打開時,燃料主要呈液態流出,發動機無法輸出穩定的推力沖量。在20、30 ms脈寬下,發動機平均脈沖推力沖量分別為0.17、0.18 N·s,分別為對應正常工況的5.38%、4.18%;在50、80 ms脈寬下,平均推力沖量分別為0.22、0.31 N·s,分別為對應正常工況的2.90%、2.62%。