1.5tf再生冷却液体火箭发动机关键技术与试验验证.pdf
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1、收稿日期:修回日期:基金项目:国家科技重大专项工程作者简介:陈锐达()男硕士工程师研究领域为空间液体火箭发动机设计通信作者:徐辉()女硕士研究员研究领域为空间液体火箭发动机设计 第 卷第 期 年 月火 箭 推 进 再生冷却液体火箭发动机关键技术与试验验证陈锐达徐 辉陈泓宇王世成关 亮金广明(上海空间推进研究所上海 上海空间发动机工程技术研究中心上海)摘要 再生冷却液体火箭发动机用于我国载人登月新一代载人飞船主动力具备高可靠、高比冲和多次点火启动等能力 头部采用多组喷注单元同心圆排列的直流互击式喷注器身部燃烧室采用增材制造中逐层熔覆的激光选区熔化技术制备喷管延伸段采用轻质/复合材料制备两者通过螺
2、栓、法兰连接和柔性石墨密封 采用再生冷却、液膜冷却和辐射冷却的组合热防护方式加强身部冷却效果双密封联动的低流阻气动电磁阀控制推进剂流动 通过设计和工艺联合攻关初步突破了高性能稳定燃烧和可靠冷却、再生冷却身部一体化增材制造、大尺寸复合材料喷管成形和连接等关键技术通过了地面热试车和高空模拟热试车验证 发动机工作稳定再生冷却温升裕度大实测真空比冲为 达到相同系统参数下国际先进水平主要技术指标满足设计要求为后续工程研制奠定了坚实的技术基础关键词 液体火箭发动机再生冷却直流互击式喷注器增材制造热试车验证中图分类号 文献标识码 文章编号()()/引言载人天地往返运输能力是衡量一个国家载人航天能力的标志为进
3、一步提高自由进出空间的水平我国正积极开展新一代载人飞船研制以满足载人登月等载人深空探测的任务需求 新一代载人飞船推进系统采用轨姿控统一供应的恒压、挤压式低室压双组元推进系统具有系统简单可靠的突出特点采用常规的/甲基肼自燃推进剂组合 空间轨控发动机为新一代载人飞船轨道机动、发射逃逸、应急救生提供力和控制力矩是推进系统最重要的组成部分之一直接影响航天器设计水平和任务效益美国和欧洲国家均已在常规自燃推进剂体系下研制了低室压吨级空间液体火箭发动机并完成了飞行任务燃烧室压力不超过 世纪 年代美国为载人登月工程研制了航天飞机轨道机动发动机和登月舱下降级、上升级发动机航天飞机轨道机动发动机真空推力为 推进剂
4、为/甲基肼额定混合比为 喷管面积比为真空比冲为 后于 年继续用作阿尔特弥斯载人登月计划中猎户座载人飞船主发动机顺利完成绕月飞行任务 登月舱下降级、上升级发动机真空推力分别为 和 推进剂为/混肼 额定混合比为 真空比冲分别为 和 世纪 年代德国 公司研制了 运载火箭上面级的主发动机真空推力为 喷管面积比为 为提高工作性能采用高额定混合比 的设计推进剂为/甲基肼真空比冲达到了 我国自 世纪初期开展了 、低室压空间液体火箭发动机的研制工作以满足上面级航天器以及新型太空任务的飞行需求燃烧室压力约 身部燃烧室均采用再生冷却方案以保证工作可靠性额定混合比为 具备大角度双向摇摆能力并完成了热试车验证 发动机
5、真空比冲达到了 于 年成功完成首飞任务在轨累计点火 发动机完成了多轮试车真空比冲由 提高至 以上我国现有空间液体火箭发动机推力偏低无法满足新一代载人登月飞船动力系统的要求因此在前期技术积累的基础上开展了 液体火箭发动机的研制 推力量级增大后发动机出口直径和轴向长度均会增大需承受大承载、大应力、超高温、强烈振动、剧烈冲刷和富氧环境等恶劣工况 同时必须解决冷却面积大、相对冷却流量小等问题给喷注器燃烧组织和可靠冷却带来了新的技术难题而且再生冷却身部结构较为复杂采用传统的机械加工和焊接的组合工艺方法制造难度大生产周期长因此必须开展设计和工艺的联合技术攻关针对新一代载人飞船推进系统的动力需求开展了 液体
6、火箭发动机的方案深化论证和关键技术攻关 目前初步突破了高性能稳定燃烧和可靠冷却、再生冷却身部一体化增材制造、大尺寸复合材料喷管成形和连接等关键技术发动机通过了地面热试车和高空模拟热试车验证获得了工作性能参数验证了多次点火可靠性和热防护措施可行性主要技术指标满足设计要求 本文简要介绍了发动机采用的主要技术方案和关键技术攻关情况火 箭 推 进 年 月 发动机技术方案通过发动机结构和性能、任务适应性、寿命和可靠性、质量以及研制试验成本综合分析 液体火箭发动机采用再生冷却方案整体结构外观如图 所示推进剂为/甲基肼主要设计参数如表 所示 发动机由 台推力室、台推进剂控制阀组成推进剂控制阀安装在头部两侧控
7、制推进剂通道的开启和关闭实现发动机的点火和关机发动机与推进系统通过“螺栓法兰”转接架连接推力室包括头部、再生冷却身部和喷管延伸段图 发动机整体结构示意图.表 发动机设计参数 参数名称数值额定真空推力/额定入口压力/燃烧室压力/混合比 喷管面积比 喷管出口直径/发动机高度(不含转接架)/为满足大流量、低流阻和可靠密封的要求推进剂控制阀采用双密封顶杆联动的气动电磁阀方案 气动电磁阀由气路导阀和液路主阀组成通过气路导阀的开合带动液路主阀进行开合发动机工作时电磁阀气路导阀通电开启控制气从进气口进入在控制气压力的连续作用下电磁阀处于开启状态 氧化剂通过头部上方中心流道经过缓冲区直接进入头部容腔燃料流经身
8、部再生冷却槽道后进入头身连接集液环再经径向流道均匀分布到各喷注孔进入燃烧室两种推进剂组元撞击对撞击、雾化、燃烧产生高温高压燃气经喷管延伸段膨胀做功产生推力 当电磁阀气路导阀断电关闭控制气从排气口排出液路主阀关闭通过两路气动电磁阀的通电时序控制氧化剂、燃料进入燃烧室的顺序实现发动机的平稳启动 关键技术攻关 高性能稳定燃烧和可靠冷却技术为了达到高比冲的性能指标要求主要通过提高理论真空比冲、燃烧效率等途径优化推力室设计参数 理论真空比冲根据推力室热力学计算获得计算中假设喷管延伸段中的流动为一维定熵过程化学反应与流动状态服从平衡流模型采用最小吉布斯自由能方法求解化学平衡方程 当混合比一定时发动机的理论
9、真空比冲随喷管面积比的增大而增大燃烧室压力的改变对理论比冲的影响较小较高的燃烧室压力可以缩小发动机的结构尺寸但是对推进系统提供的发动机入口压力要求更高 再生冷却发动机用于低压推进系统在入口压力的限制下燃烧室压力不能过高 同时受结构尺寸和总体布局限制发动机的喷管面积比也有限面积比为 在发动机结构尺寸受限条件下需通过提高燃烧效率实现高性能工作同时保证燃烧稳定和可靠冷却为此设计上主要采取了以下措施)采用直流互击式喷注器方案多圈同心圆分布具有结构简单、燃烧稳定性较好和易于集流等优点通过迭代计算优化中心区喷雾场以及流道设计喷雾场雾化照片如图 所示图 喷注器雾化场照片.第 卷 第 期 陈锐达等:再生冷却液
10、体火箭发动机关键技术与试验验证 )采用少量自击对优化喷雾场流强分布同时起到液相分区稳定燃烧作用)喷雾场采用“陡驼峰”式流强分布沿喷注器半径方向的中间位置流强最强利于燃烧稳定性控制)头部设置声腔结构抑制不稳定燃烧产生)实施少量液膜冷却确保身部冷却可靠同时保护喷注器面不被烧蚀 由于燃料可形成还原性介质环境保护壁面不与高温富氧燃气直接接触因此选择燃料作为冷却剂从喷注器边区以一定角度喷向身部内壁面铺展形成贴壁液膜实现主动热防护再生冷却身部是实现发动机长寿命工作的关键部件内壁冷却通道的结构和尺寸设计决定了身部热防护的效果实物外观如图 所示 身部采用等肋宽的薄壁沟槽结构 发动机燃烧室压力较低冷却面积较大冷
11、却流量有限因此在不同槽宽处采用了集液环槽进行分区加强冷却剂的均匀分配 同时身部入口段冷却槽道结构形式的限制会导致入口段流阻过大图 再生冷却身部实物.通过流动特性仿真多轮迭代计算对身部冷却槽道入口位置结构进行了优化设计图 给出了冷却槽道各个出口流量分布情况可以发现整体分布均匀性良好由于氧化剂 饱和蒸气压较燃料甲基肼高容易气化且为了便于边区燃料液膜冷却流道结构设计因此采用燃料作为冷却剂冷却剂在再生冷却槽道内的温升取决于身部燃烧室内燃气向室壁的传热而这种传热绝大部分是靠强制对流实现的燃气通过贴壁的滞止燃气层即边区液膜把热量传递给室壁 随着边区混合比增大燃烧室燃烧效率提高但是冷却剂出口温度和燃烧室气壁
12、温也逐渐升高 冷却剂出口温度升高至当地压力下的气化温度则会发生气化在冷却槽道内发生气蚀及气堵现象使冷却剂换热恶化导致发动机工作不稳定甚至出现烧蚀失效燃烧室气壁温过高则会影响燃烧室材料正常工作的可靠性 因此边区混合比是一个多参数约束的设计问题通过多目标优化进行精细化设计在保证发动机身部冷却可靠的同时平衡与高性能燃烧之间的关系是再生冷却设计的关键图 身部冷却槽道出口流量分布仿真结果.再生冷却身部与喷管延伸段之间需要在合理的位置进行分区分区的目的是确定冷却剂入口位置 入口位置越靠前越容易控制冷却剂温升但会加大喷管延伸段的尺寸同时增加热防护设计难度所以分区的设计要兼顾冷却剂温升以及喷管延伸段的尺寸、温
13、度影响根据多轮传热仿真计算结果对比最终确定了合理的边区混合比和分区位置冷却剂的理论温升约 出口理论温度约 远低于当地压力下燃料气化温度 理论气壁温远低于材料使用要求 同时再生冷却身部实现了低流阻设计以满足挤压式推进系统低入口压力要求液流试验照片如图 所示试验中将身部倒置实测流阻约 达到设计目标火 箭 推 进 年 月 图 再生冷却身部液流试验.再生冷却身部一体化增材制造技术再生冷却身部为薄壁夹层流道结构具有流道结构复杂、槽道壁厚较薄、成形要求高和工艺流程长等突出特点传统制造工艺为扩散焊或钎焊内壁沟槽采用铣削加工传统工艺方法因焊缝数量多、生产周期长无法满足发动机工作可靠性提升和短周期快速迭代研发的
14、需求 为解决该问题采用增材制造技术中激光选区熔化成形技术制备再生冷却身部结合打印工艺优势身部开展了异形流道结构设计解决了大流量单入口的流量分配均匀性问题 这是国内首次将增材制造工艺创新应用于常规自燃推进剂空间轨控发动机在提升发动机工作可靠性的同时简化了发动机结构有效降低了发动机质量 针对增材制造再生冷却身部主要从材料选择、工艺方案、工艺流程、成形过程控制、多余物处理和检测等方面开展研究 材料选择国内 外 同 类 发 动 机 身 部 通 常 采 用 的 是、不锈钢材料主要考虑的因素是性能和可靠性 身部内壁面与高温燃气直接接触如果材料热导率较低则燃烧室内壁温度会偏高对材料自身的耐温能力提出了更高的
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