王 珏，丁兆波

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 北京航天动力研究所，北京，100076）

0 引 言

氢氧火箭发动机的燃烧稳定性相对较好，但随着发动机推力增大，燃烧室尺寸也相应增大，其燃烧不稳定性问题也日益突出。在国内外的大推力氢氧发动机研制和试验过程中，都曾遇到燃烧不稳定性问题[1～3]。国内外的研究经验表明，对于某一给定再生冷却身部和同轴式喷注器的氢氧推力室，对激发燃烧不稳定性影响最大的工作条件是氢的喷射温度。同轴式喷注器通常具有一个安全工作氢温的下限，如果在低于该下限的温度下工作几十分之一秒，则将激励燃烧不稳定性[1～4]。J-2发动机在采用液氢模拟起动瞬变过程的条件下喷注器组件试验总是发生不稳定，而在接近额定工况（喷射氢温为111 K）时试验始终是稳定的，从而将氢喷射温度范围确定为最重要的稳定性准则，将氢喷前温度递降法作为评定稳定性裕度的重要方法[1]。NASA LeRC在20000lbf发动机稳定性试验中采用氢喷前温度递降法进行了大量试验，表明降低氢喷射温度趋向于产生自发性的高频不稳定性，并对发动机参数进行了关联，确定了经验性的稳定性边界，即不稳定燃烧的氢转变温度[1,5,6]。RS-68全尺寸推力室喷注器进行了多次氢喷前温度降温挤压热试验，并进行了爆炸弹脉冲鉴定，在33～83 K的氢喷前温度范围内均没有激起不稳定[7]。Vulcain发动机在缩比推力室上进行了氢降温试验，从额定递降到45 K，在有/无声腔的情况下均未发生不稳定[8]。

中国之前仅通过数值仿真研究过氢喷射温度对氢氧火箭发动机燃烧稳定性的影响[9]，但迄今尚未开展过氢喷前温度递降对燃烧稳定性的热试验研究。

本文在中国首次开展了液氧/气氢燃烧的氢喷前温度递降试验，获得了氢喷前温度对同轴喷注单元燃烧特性的影响规律，为氢氧发动机的燃烧稳定性评定提供了一套可行的方法。

1 单喷嘴试验研究

1.1 试验系统与试验件

单喷嘴试验采用双机并联挤压式试验。采用液氧和低温气氢推进剂，其中低温气氢通过常温气氢与低温液氢经过预混器掺混后得到，分别在常温气氢路设置音速喷嘴，在低温液氢设置气蚀管用于二者流量的控制，通过调整二者流量分配可以实现掺混后的低温气氢温度在90～230 K间调节。试验件采用钨渗铜安装环+分段水冷燃烧室，安装环上设置点火器接口，采用气氢/气氧火炬点火器点火。通过氢头腔温度测点检测氢喷前温度变化；在氢氧头腔分别设置kulite高频速变压力测点，在头部和身部分别设置振动测点，用于检测评估降温过程中的稳定性。试验系统原理如图1所示。

图1 单喷嘴试验系统原理Fig.1 Principle Diagram of Single Injector Test

1.2 氢喷前降温试验

1.2.1 氢喷前温度对燃烧效率的影响

如图2所示，在喷嘴结构相同的情况下，在稳定燃烧状态下燃烧效率随氢喷前温度提高而提高，主要原因在于气氢的喷注速度随氢喷前温度提高而提高，气氢相对于液氧的流速增加，动能增大，从而加速了液氧液柱的剥离，利于液柱破碎，从而使液氧核心区长度减小，能够提高和改善雾化和混合质量，从而提高燃烧效率。而在氢喷前温度由额定工况（约135K）降低到90 K左右时，燃烧效率反而有所提高。分析认为可能由于喷嘴的工作状态严重偏离额定设计工况，虽然喷注速度比下降，但气氢流动处于较大的脉动状态，湍流强度增加，气氢对液氧射流的扰动更明显，有利于气氢和液氧间的动量交换，燃烧状态随之发生转变，发生粗糙燃烧，燃烧效率反而有所提高。

图2 单喷嘴氢喷前温度与燃烧效率关系Fig.2 Relation Diagram of Single Injector Hydrogen Spray Temperature and Combustion Efficiency

1.2.2 氢喷前温度递降对燃烧稳定性的影响

试验过程中氢喷前温度不断递降，当试验进行到30 s时，氢喷前温度降至90 K，此时室压和氧喷前均出现明显的低频压力脉动，并伴随着氢喷前温度的递降维持到试验结束，如图3所示。

在温度递降过程中，振动综合加速度未见明显变化，最大综合加速度不超过550 m/s2，但与额定工况相比，头部轴向振动量级显著增大（见表1）；稳定段突出频率主要集中在5500 Hz左右的氧喷嘴声学频率，最大分频加速度幅值不超过360 m/s2，与额定工况相比量级显著增大（见表2）。

表1 单喷嘴降温试验振动综合加速度比较Tab.1 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration of Single Injector Test

表2 单喷嘴降温试验振动分频加速度比较Tab.2 Comparison of Vibration Division Acceleration of Single Injector Test

氧喷前高频速变压力脉动最大值不超过±3%，与额定工况相比，脉动量级未见增大；稳定段突出频率同样集中在5500 Hz左右的氧喷嘴声学频率，且最大分频加速度幅值不超过0.2 MPa，幅值未见增大（见表3）。综合分析认为，在单喷嘴氢喷前温度递降试验中未发生燃烧不稳定，但存在低频粗糙燃烧。

表3 单喷嘴降温试验氧喷前高频速变压力脉动及分频对比Tab.3 Pressure Pulsation and Spectrum of Oxygen Injection in the Single Injector Test

2 缩比喷注器试验研究

2.1 试验系统与试验件

缩比喷注器试验采用液氧和低温气氢推进剂挤压式试验。其中低温气氢同样通过常温气氢与低温液氢经过预混器掺混后得到，通过调整二者流量分配可以实现掺混后的低温气氢温度在65～145 K间调节。其中区别于单喷嘴试验，在常温气氢路设置旁通路，通过切断其中一路可以实现一次试验中低温气氢温度由120 K依次递降为90 K和65 K。试验件采用分段水冷燃烧室，在头部设置点火器接口，采用火药点火器点火。通过氢头腔温度测点检测氢喷前温度变化，在氢氧头腔分别设置kulite高频速变压力测点，在头部和身部分别设置振动测点，首次设置PCB高频速变压力传感器直接测量室压，用于检测评估降温过程中的稳定性。试验系统原理如图4所示。

图4 缩比喷注器试验系统Fig.4 Diagram of the Sub-scale Combustor Test System

2.2 氢喷前降温试验

2.2.1 氢喷前温度对燃烧效率的影响

缩比喷注器试验氢喷前温度与燃烧效率关系如图5所示，在与单喷嘴试验喷嘴结构相近的情况下，缩比喷注器试验在氢喷前温度由额定工况（约110 K）降低到80 K左右时，燃烧效率随之显著降低，表现出与单喷嘴降温试验相反的趋势。分析认为由于在单喷嘴状态下仅有喷嘴自身的射流雾化一个因素对燃烧效率起作用，而在缩比喷注器状态下有喷嘴自身的射流雾化与喷嘴间的相互作用两个因素共同控制，从而可能导致在相近的低氢喷前温度下二者的燃烧状态不同。

图5 缩比喷注器试验氢喷前温度与燃烧效率关系Fig.5 Relationship between Hydrogen Temperature and Combustion Efficiency in the Sub-scale Combustor Test

2.2.2 氢喷前温度递降对燃烧稳定性的影响

试验中氢喷前温度由120 K缓慢递降至80 K，并最终降至70 K。如图6所示，在氢喷前温度递降至80 K过程中没有出现燃烧不稳定的情况，其中稳定段的速变室压的脉动幅值与稳态室压的比值小于±5%。

图6 缩比喷注器降温试验压力与温度曲线Fig.6 Pressure and Temperature Curves of the Sub-scale Combustor Test

与额定工况相比，振动量级未见显著增大（见表4）；氢、氧喷前高频速变压力脉动最大值均不超过±5%，与额定工况相比，脉动量级未见显著增大（见表5）。

表4 缩比喷注器降温试验振动综合加速度比较Tab.4 Comparison of Comprehensive Vibration Acceleration in the Sub-scale Combustor Test

表5 缩比喷注器降温试验高频速变压力脉动比较Tab.5 High Frequency Pressure Pulsation in the Sub-scale Combustor Test

在氢喷前温度由80 K递降至70 K过程中，室压与喷前压力均出现大幅脉动，其中氧喷前与室压速变压力脉动最大值接近或超过±5%，脉动量级显著增大（见图6a和表5），振动量级亦显著增大（见图7a和表4）；同时出现与国外某氢/氧燃烧室氢降温试验发生燃烧不稳定时类似的压力波动现象，即瞬间室压下降，喷前压力上升，喷嘴压降增大的现象[1,2]，说明此时燃烧已经趋于不稳定（见图6b）。压力脉动和振动的突出频率均集中在7000 Hz及其倍频，分频加速度幅值均显著增大（见图7b和图8）。

图7 缩比喷注器降温试验振动加速度与频谱Fig.7 Vibration Acceleration and Spectrum of Sub-scale Combustor Test

图8 缩比喷注器降温试验高频速变压力频谱图Fig.8 Spectrum of High Frequency Pressure in the Sub-scale Combustor Test

3 氢喷前温度对燃烧稳定性的影响机理分析

同轴直流式喷注器设计时通常采用较高的氢喷射温度，当氢喷射温度足够低时，这种单元总是自发地产生高频声学燃烧不稳定，其原因在于在恒定的流量下，降低氢的喷射温度引起氢的密度增加，并降低了氢的喷射速度和喷注器阻抗，使氢的喷射速率可能对室压响应而产生振荡，振荡的喷射速率导致燃烧速率的振荡，从而将使压力振荡趋于增强。同时，降低氢的喷射温度影响了氢氧喷射速度比，而氢氧喷射速度比是影响燃烧不稳定性的主要参数之一[1]。

据文献[10]介绍，当同轴直流喷嘴的气液速度比从高至低降至一定范围内时，可能会出现喷嘴缩进区内流阻突增的情况，同时中心氧喷嘴会产生较剧烈的机械振动，缩进区内的雾化混合变剧烈。根据与国外文献的对比，怀疑缩比喷注器降温试验中当氢喷前温度递降至70 K后在推力室氧喷嘴缩进区内发生了较剧烈的雾化、燃烧，导致室压和喷嘴压降等参数的变化。

缩比喷注器降温试验中出现的7000 Hz突出振荡频率为氧喷嘴固有声振频率，而与燃烧室的固有振型不一致。分析认为，除了在喷嘴缩进区内发生较剧烈的雾化、燃烧外，还可能发生氧喷嘴固有声振频率的振荡燃烧。据文献[11]介绍，在JAXA进行的液氧/甲烷推力室热试中，出现的振荡燃烧频率为氧喷嘴固有声振频率，与燃烧室的固有振型不一致，与本次试验结果一致。

将两次降温试验参数与国外通过热试车得出的稳定性边界[2]进行对比，结果见图9。由图9可以看出，单喷嘴降温试验参数位于不稳定性边界边缘，而缩比喷注器降温试验参数位于不稳定性边界以内，试验相关结果与文献[10]、[11]的对比结果基本一致。

图9 氢喷射温度及喷注速度比对燃烧稳定性的影响[2]Fig.9 The Effect of Hydrogen Injection Temperature and Injection Velocity Ratio on Combustion Stability[2]

依据缩比喷注器降温试验结果，对文献[1]中NASA LeRC总结的不稳定燃烧的氢转变温度公式进行修正，可得：

式中THtrans为发生不稳定燃烧时的氢转变温度；pc为室压；pH为氢喷嘴压降；ρox为喷射时的氧密度；diox为氧喷孔直径；r为混合比。

4 结 论

本文对氢氧发动机推力室用大流量喷嘴开展了氢喷前温度递降试验，主要结论如下：

a）单喷嘴热试验中氢喷前温度降至90 K时未发生不稳定燃烧，表现为以低频脉动为主的粗糙燃烧；

b）缩比喷注器热试验中氢喷前温度递降到70 K时激发了不稳定燃烧，机械振动和压力脉动均出现与氧喷嘴固有声振频率相同的突频脉动，同时出现与相关文献一致的瞬间室压下降，喷前压力上升，喷嘴压降增大的典型现象；

c）液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧存在一个稳定工作氢温的下限，如果在低于该下限的温度下工作，则将激励燃烧不稳定性。与国外文献进行对比，结果基本一致；

d）所选用的氢氧发动机推力室大流量喷嘴具有一定的燃烧稳定性裕度，氢喷前温度递降试验可以作为氢氧发动机燃烧稳定性评定的一套可行方法。