王 珏，孙慧娟，刘 恒，李锦江

（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

某氢氧发动机采用了先进的闭式膨胀循环[1]，氢氧涡轮泵的驱动工质不再是高温燃气，而是经过推力室冷却夹套加温的常温气氢。该发动机没有采取其它发动机利用起动器作为外能源起动的方案，而是采取箱压自身启动方式[2]，最初的起动能源是经过推力室冷却夹套等结构金属热容加温的气氢[3]，起动能量有限。因此膨胀循环发动机起动过程与结构温度具有相关性。在深空探测任务中，发动机长时间在深冷空间驻留或滑行后，结构温度逐渐降低，进而导致初始起动能量降低。发动机低温下起动，存在起动失败风险。本文对闭式膨胀循环发动机在较低结构温度情况下的起动特性开展分析研究。 主要由推力室、氢/氧涡轮泵、阀门等组合件组成，氢/氧涡轮泵的驱动工质是经过推力室冷却夹套加温的气氢，做功后的气氢全部进入推力室与全部氧进行混合燃烧，燃气经喷管延伸段膨胀加速产生推力。发动机系统原理见图1。

图1 闭式膨胀循环发动机系统原理Fig.1 Closed Expander Cycle System

1 膨胀循环发动机工作原理

闭式膨胀循环发动机没有燃气发生器副系统[4,5]，与中国其它氢氧发动机采用火药启动器的外能源起动方式不同，膨胀循环发动机采用了更加简洁的箱压自身起动方案，即在氢/氧贮箱的低压力下，推进剂分别经过氢/氧泵进入推力室点火燃烧，同时涡轮泵由静止逐渐开始旋转加速，贮箱供应的低压推进剂经过泵升压后进入推力室，推力室压力也随之升高，直至发动机达到额定推力下的参数水平。

膨胀循环发动机预冷时，低温氢与管路和推力室冷却夹套金属进行热交换达到某一个温度，为起动涡轮的工质提供一定初始能量。当氢/氧泵预冷充分，发动机满足起动条件后，推力室点火器点火。箱压下，推力室冷却夹套出口的气氢驱动氢涡轮泵起旋，并经氢主阀进入推力室内与氧混合，进行低压燃烧，燃气使推力室冷却夹套内的氢温度升高，驱动涡轮的气氢能量增加，涡轮起动加速，最终达额定工况平稳工作[6]。

从膨胀循环发动机工作原理可以看出，以推力室冷却夹套为主的结构温度是发动机初始起动能量的基础，当其它条件满足要求后，结构温度就决定初始起动能量的大小。结构温度与起动能量成正相关。深空驻留或滑行过程中，外界环境为冷黑背景，发动机结构由于辐射换热，逐渐趋于环境温度；预冷过程中，氢进入到冷却夹套及管路，最终截止在氢主阀前，随着时间的发展，容腔内低温氢质量逐渐增加，结构温度也不断下降；如果出现阀门泄漏等故障情况，结构也会进一步降低。这些情况都会对发动机的起动工作造成不利影响。

美国RL10发动机是世界上首台闭式膨胀循环发动机。在研制过程中，对较低结构温度下的起动特性进行了研究。根据研究结果规定飞行过程中发动机起动时，推力室结构平均温度必须介于139~316 K，其燃烧室压力起动曲线[7,8]如图2所示。

图2 不同推力室结构温度下RL10发动机的起动曲线Fig.2 RL10 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

从图2可以看出，推力室结构温度降低后，发动机起动速度变慢。表现在初始起动后的压力快速爬升转折点明显推迟，起动压力峰也大幅降低。

2 发动机低温起动过程仿真分析

为了获得发动机在不同结构温度下起动特性，利用AMESim仿真软件，按照发动机系统构成进行了建模与分析。发动机系统仿真模型如图3所示。在发动机中涡轮起动功质氢能源主要来源于推力室，因此推力室冷却夹套换热仿真模型是本文研究重点，其它组件仿真模型[9,10]不再阐述。

图3 AMESim仿真系统Fig.3 AMEsim Simulation Model

2.1 推力室冷却夹套换热仿真模型

膨胀循环发动机起动过程中，氢介质在推力室冷却夹套内存在液态、两相、气态等状态变化，因此其换热模型是膨胀循环发动机仿真模型的重要组成部分。为保证仿真精度，将推力室冷却夹套沿轴向分为9段，换热面积变化较大的喉部和扩散段分段数适度增加。

由于进入推力室冷却夹套内的介质初始为液氢，起动过程中介质沿流动路程随推力室传热情况存在升温气化两相转变[11]，因此选用两相流换热管道进行分析。本文分析过程中使用了单相和两相流动模型。对于推力室的金属热容量选用热容量模型进行计算。

a）单相流动模型。

针对单相流动模型，按照层流和湍流2种流动情况进行分析。

层流流动时，对流换热系数为

式中λ为流体热导率；Dh为等效水力直径；Nulam为努赛尔数，取定值：Nulam=3.66。

湍流流动时，对流换热系数使用Gnielinski模型[12]计算：

式中Re为雷诺数；Pr为普朗特数；ξ为摩擦系数，使用Churchill模型[13]进行计算。

b）两相流动模型。

对于两相流动的情形，按照气相在壁面冷凝或液相在壁面沸腾2种情况分析。

当壁面温度低于过流介质氢温度时，介质会在壁面冷凝。冷凝过程的对流换热系数采用Shah[14]相关系数计算：

式中x为含气率；h为对流换热系数，脚标l表示液相参数；pred为参考压力。

当壁面温度高于过流介质氢温度时，介质会在壁面沸腾。沸腾过程的对流换热系数采用VDI[15]相关系数计算：

式中hcv为对流沸腾换热系数，采用式（6）计算；hNcB为核态沸腾换热系数，采用式（7）计算[16]。

式中ρ为密度，脚标g为气相参数；hl用式（2）计算。

式中hNcB0为参考压力下的核态沸腾换热系数；FPF为从介质传递给壁面的热量，用式（8）计算；q为热流密度；nf为热流密度归一化指数，用式（9）计算；Rp为表面粗糙度；F(M)为剩余修正因子，取为0.35；脚标0表示标准值。

c）热容量。

推力室结构金属温度T动态数值用能量平衡公式计算：

式中 dhi为输入的热量；Cp为温度T下材料的比热。

2.2 发动机低温起动特性仿真

利用上节建立的动态仿真模型，在保持特定贮箱压力情况下，选择了5种推力室结构温度代表不同的初始热容量，对发动机的起动特性进行了仿真分析，结果见图4。常规地面试验曲线见图5。

图4 不同推力室结构温度发动机起动曲线Fig.4 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

图5 常规地面试验发动机起动曲线Fig.5 Start Curve of Routine Test

从图4和图5可以看出，在常规试验条件下，发动机起动仿真曲线和试验结果曲线一致性较好，仿真模型精度满足分析要求。从仿真曲线可以看出其他温度下发动机起动速度较常温下偏慢，并且温度越低，起动速度越慢。即随着发动机推力室结构温度的降低，氢介质温度进入冷却夹套后获得的热量有限，发动机初始起动能量逐渐减弱，同时在起动过程中，推力室内燃气对冷却氢加热的时滞性逐渐明显，导致发动机起动速度变慢，且起动压力峰值逐渐消失。快速爬升转折点与RL10发动机一样明显推迟。分析结果也表明在推力室结构温度低至60 K时发动机依然可以起动，低于RL10发动机起动条件要求的结构下限温度。

3 发动机低温起动特性试验

为了获得推力室冷却夹套温度较低情况下膨胀循环发动机的起动特性，与仿真分析结果互相印证，采用主动冷却推力室方式，利用3台发动机进行了一系列结构温度边界起动试验，研究推力室较低结构温度对膨胀循环发动机起动的影响。

以最低试验温度为例进行论述。该次试验时，在发动机预冷过程中推力室壁温变化曲线如图6所示。到发动机点火起动前，沿纵向布置的3个推力室壁温测量传感器的温度基本稳定，且数值十分接近，均低于50 K，表明推力室结构整体已达到温度平衡，并接近冷却氢温度。随后发动机按照既定程序点火起动。图7为推力室不同壁温情况下的起动曲线。表1为获得的发动机起动加速性数据。

图6 推力室结构温度变化曲线Fig.6 Thrust Chamber Metal Temperature Variation

图7 推力室不同结构温度条件下的发动机起动压力曲线Fig.7 Start Variation with Initial Chamber Metal Temperature

表1 发动机起动加速性Tab.1 Start-up Acceleration

由发动机低温起动试验可知，不同的温度下，发动机起动加速性不同，温度越低，起动加速性越慢，表现出了与结构温度的正相关性，这与仿真分析结论一致。试验结果表明发动机在推力室结构温度达到 70 K时依然能够可靠起动，该温度不仅覆盖了美国RL10的结构温度，还向低温方向进一步拓宽了温度范围，表明中国膨胀循环发动机起动具有较大的温度裕度。该温度远低于通过其它试验和仿真分析获得的深空长时间滑行的起动温度需求，对深空环境适应能力强。按照发动机的系统构成，对飞行中的某些故障模式进行了评估。若飞行过程中故障模式出现，推力室结构温度被降低，可达到的温度依然在这些试验验证温度范围内，发动机依然可以正常起动，不存在起动失败风险，表明了膨胀循环发动机具有较高的起动可靠性。

4 结束语

膨胀循环发动机系统特点及箱压自身起动技术决定了推力室结构温度是膨胀循环发动机高空初始起动重要条件之一。通过仿真分析与低温起动试验获得了发动机较低结构温度下的起动特性，证明了膨胀循环发动机低温起动能力裕度高、健壮性好。