液体火箭发动机试验冷氢排放处理技术

液体火箭发动机试验冷氢排放处理技术

0试验过程中产生的富燃气体在液体燃料测试中，大量富气体排放，根据排放阶段分为三个部分。一部分来自于地面试验或高空模拟试验时发动机预冷加注、紧急停车以及发动机预冷过程中所产生的冷氢排放。这部分如果处理不当,氢气会聚集在发动机和试验设备周围,重则容易产生爆炸,轻则参与燃烧,对发动机点火过程和下游试验设施构成潜在安全风险;另一部分来自于发动机点火过程所产生的富燃气体,这些高温富燃气体会集中在扩压器、消声系统等设备中,试验后难以迅速扩散,并和空气掺混形成爆炸条件。如果不及时进行处理也存在很大风险。因此,如何对液体火箭发动机试验过程中产生的富燃气体进行安全处理,保证试验的顺利进行是火箭发动机试验台设计必须考虑的问题。本文主要对当前国内外液体火箭发动机试验台与富燃气体处理相关技术进行介绍。1氢氧发动机试验台液体火箭发动机、地面贮箱和管路通常采用排放式预冷,在点火之前需要采用液氢对液氢流路进行预冷,以使发动机达到点火所需要的温度条件。对这部分冷氢,国内外的处理方式类似,都是接入排放汇总管,通过高空排放管直接排入大气,或者通过火炬烟囱和燃烧池点燃燃烧。法国发射阿里安系列火箭的库鲁兹发射场和各试验站以0.6m与高空排放相比,火炬烟囱与试验系统连接结构基本一样,在末端增加了燃烧处理装置(即火炬头)和防止空气扩散进入排放管的分子密封器美国空军试验室1-A试验台是338.2吨大推力氢氧发动机RS68的产品研制试验所用的试验台。该试验台配有两个火炬烟囱。其中一个烟囱用于从液氢容器安全阀处排放的氢气,另一个用于试验时液氢贮箱预冷和置换、管路预冷时排出冷氢。每个火炬烟囱均采用丙烷火炬点燃排出的氢气,并利用氮气吹除的方式保证火炬烟囱管路内的氧气。火炬烟囱的控制可以自动点火,调节火焰温度。目前,火炬烟囱采用远程控制方式,可在控制间观察火焰的燃烧过程燃烧池是另一种采用燃烧处理氢气的方式对于推力较大的氢氧发动机,点火启动之前需要预冷推力室以减少启动时的压力梯度,从发动机排出大量的冷氢,这部分氢气会对发动机点火及下游试验设施构成潜在安全风险,必须在发动机点火前将其处理。对于这部分冷氢排放,目前国内外都是采用直接点燃并引流的方式。美国空军试验室1-A试验台在发动机主燃烧室出口将发动机预冷排出的冷氢采用氢氧火炬点燃。斯坦尼斯宇航中心为进行338.2吨大推力氢氧发动机RS-68试验而对B-1推进系统试验台进行的改建。为了消除从主发动机喷管和涡轮泵排泄喷管喷出的氢,设计了许多放置在可移动的支撑臂上的氢点火装置。在发动机启动之前发到指定位置,发动机启动后收回。支撑臂上面放置氢气和压缩空气的管线以用来点燃点火器。同时设计了规模庞大的氮气吹除系统,用于减少发动机关机和泄露情况下发动机头部的氢聚集现象。周围还布置了大量的气体和火焰检测系统国内现有的大流量发动机试验台也是通过这种方式处理海平面试验时发动机排出的冷氢。50吨级氢氧发动机试验台采用常温氢气作为点火能量源,可处理排放流量约0.75~1.3kg/s的低温氢气。向发动机出口处引入常温氢气,通过远程电控击发点火形成火炬后,引燃发动机排出的低温氢气。通过氮气引流向下排放,避免火焰、高温燃气上飘影响发动机喷管附近设备。2发动机试验后的燃气处理液体火箭发动机最大比冲是在富燃状态下达到的,所以当前主流发动机多采用富燃设计,因此发动机排出的燃气多为富燃燃气。由于发动机试验时,在发动机后端会有扩压器、引射器或消音系统,形成一个封闭或者半封闭的空间。试验后大量的富燃燃气会残留在设备内部,难以迅速扩散,并和倒吸入的空气掺混形成爆炸条件,如果不进行处理会存在很大风险。世界各个航天强国采用各种手段解决这个问题。随着氢氧发动机推力的增大和工作方式的不同,主要采用惰性气体吹除、被动燃烧和主动燃烧等方式。1)惰性气体吹除方式。该方法是将试验后残留到试验台内的富燃燃气用惰性气体稀释并吹除出去。如美国1957年NASA格林研究中心建立的9吨推力发动机试验台IDEAS,是美国第一座氢氧发动机试验台。在实际火箭系统点火过程中,火箭喷管的燃气排入在消声系统中,存在爆炸的风险。在试验前和试验过程中,消声系统内灌入12吨CO国内在进行9吨级上面级氢氧发动机高模试验时,通过试验前和试验后吹入大量氮气,结合现场氢浓度监测传感器监测的方法处理发动机点火过程中所产生的氢气。最大可处理处理能力分别为含氢量为1.0kg/s的燃气,可满足当前发动机试验需要。国内尚无燃烧处理方式。但是随着发动机推力的增大,试验时排出的富燃燃气量会大大增加,继续采用氮气吹除的方式费时费力,而且有排不尽的风险。2)主动燃烧处理方式。这种方法是在试验过程中通过补充氧化剂,采用外能源点燃的方式将多余富燃气体烧掉,安全排出。美国NASA格林研究中心IDEAS试验台后来对惰性气体吹除的方式进行改进,在消声系统中安装了7个小的F2火炬来提供持续的点火源将多余的燃料烧掉。运行后,发动机附近的传感器显示在40%~60%的爆炸极限范围,随着H俄罗斯动力机械生产联合体1948年在莫斯科郊区的800吨级РД-170大推力发动机高空模拟试验台也采用主动燃烧的方式处理全封闭式导流系统中的富燃气体。其补燃装置为带有夹套冷却的圆筒,60个喷嘴,喷入800kg/s液氧,补燃装置长25m,内径5.2m,不但使燃烧物得到处理,发动机试验噪声也得到有效抑制俄罗斯科洛廖夫城试验站的C1.5400A台将推力为8.5吨的上面级РД58М发动机试验时的富燃气体通过扩压器出口的火炬点燃处理。图7中给出了试验台上的发动机及试验台燃气排放管道示意图。排气管道包括扩压器,燃气管道包含缓冲导流槽及排气导流通道。排气出口截面为矩形,尺寸为8×12m俄罗斯普利摩尔斯克的立式试验台主要用于暴风雪号在轨机动模块的相关试验。该机动模块主要包括两台推力为9吨的轨道机动发动机、控制发动机、小推力姿控发动机和用于紧急分离的固体燃料发动机等。试验台布局及发动机安装、排气管道等见图8。图8中展示的排气装置由四个部件组成:扩压器,补燃器,燃气通道和消音器。扩压器、补燃器、排气管道与模块几乎是同轴的,补燃器内气流偏转105度。其中补燃器位于扩压器出口,用于吸入外界空气将发动机排出的富燃气体烧掉,扩压器缝隙吸入的空气流量计算值为36kg/sРД58М发动机在普利摩尔斯克水平试验台试验时的补燃方法与此类似,其排气导流装置情况见图9。排气导流系统为专用设施,包括扩压器和补燃燃烧器。引射的空气量按引射效应计算,约42kg/s3)被动燃烧处理方式。这种方法不需要采用外能源点燃,在达到一定温度和掺混条件时被动燃烧。美国斯坦尼斯试验台在E3C1工位进行推力为130吨级的上面级氢氧发动机J-2X缩尺海平面试验时,发动机与后面的扩压器不连接,发动机气流在膨胀到发动机扩压器时会从外界吸入大量的空气。吸入的空气和发动机排出的副氢燃气在扩压器中混合。在缩比扩压器排出系统会产生二次燃烧现象。图10给出在扩压器系统的出口排出的大量二次燃烧气流在J-2X发动机缩尺高模试验时,发动机和后面的扩压器等引射设备构成封闭空间,从蒸汽引射器喷出的过量未燃烧氧气和发动机喷出的富氢燃气会在扩压器内产生二次燃烧。发动机喷出的富氢燃气和引射器喷入的富氧水蒸气会在弯管段混合,在激波的作用下,在弯管段的外壁和靠近二级引射器的部位产生燃烧。燃烧过程释放大量的热,导致弯管段压力和温度上升。图11所示为在转弯段和二级引射器附近产生的火焰面的仿真结果。图中火焰面用OH聚合物的等值面表示。二次燃烧过程释放大量的热,可能会引起引射器不启动3燃烧富燃气体论述了液体火箭发动机试验过程中富燃燃气常用的安全处理方式。随着富燃气体的排