0 引言
在液体火箭发动机技术逐渐产业化的大背景下,可重复使用成为瞩目焦点,受到众人的关注。在可重复使用的推进剂组合中,液氧/甲烷综合性能较高,与液氧/液氢相比,液态/甲烷的密度大,这使得储存空间减小,来源丰富且购买成本低,液态甲烷沸点较高的特点使得更易存储。与液氧/煤油相比,液氧/甲烷作为清洁型推进剂组合,对环境污染性小,且冷却性能高。此外,液氧/甲烷推进剂组合是碳氢燃料里比冲性能最高的,黏度最小的,甲烷基本不存在结焦和积碳问题。综上,氧/甲烷已然成为未来可重复使用的航天动力装置的重要推进剂组合选择。由国内外关于氧/甲烷发动机的研究[1-4]可知,国外液氧/甲烷发动机的研究主要集中于点火实验以及发动机型号研制方面,其中全流量补燃循环液氧/甲烷技术优势突出;国内对液氧/甲烷发动机的研究工作虽然起步较晚,但也取得了重大进展,尚未进入型号研制阶段。
全流量补燃循环液氧/甲烷火箭发动机技术因全部的推进剂经预燃室掺混燃烧后进入主燃烧室内发生反应最大程度地减小性能损耗,从而获得高比冲、大推力等优点[5-11],成为可重复使用液氧/甲烷火箭发动机技术的重要研究方向。其中,全流量补燃循环发动机的重要组成部分——富燃预燃室因燃料与氧化剂流量差别大、氧燃混合比严重偏离当量值造成的点火难度大以及燃气均匀性差等问题一直未曾得到充分研究解决。富燃预燃室内掺混燃烧特性对于点火可靠性以及燃气均匀性等问题的解决至关重要,开展对富燃预燃室点火特性和点火过程研究非常有意义。因此,开展了低混合比条件下的CH4/O2点火燃烧实验工作,探究了氧燃混合比变化对CH4/O2点火性能、点火过程以及火焰结构尺寸的影响规律,为全流量补燃循环火箭发动机富燃预燃室内点火可靠性研究提供依据。
1 实验系统
1.1 实验发动机装置
实验发动机结构如图1所示。主要由方形燃烧室、点火器、方圆转换器、拉瓦尔喷管、喷注器以及石英玻璃组成。喷注器外部轮廓和喷管内型面均为常规的圆形结构,燃烧室外轮廓和内部通道均为方形,目的是为了方便安装石英玻璃和燃烧火焰拍摄。实验设计流量为50 g/s,压强为0.45 MPa,实验燃烧室内截面为50 mm×50 mm,长810 mm。燃烧室进行了单面开窗用于光学拍摄,开窗面积为125 mm×35 mm。当量混合比4下的CEA理论计算的燃烧室温度高达3 242 K,考虑到石墨材料耐高温极限约为4 000 K以上,且石墨材料经济实惠,故实验不同工况对应的拉瓦尔喷管均采用石墨材料,以此来有效防止喉部因烧蚀导致的面积扩张现象。
图1 实验发动机结构示意图
Fig.1 Schematic diagram of experimental engine structure
首先利用CEA热力计算得到不同工况下的燃烧室特征速度和平均摩尔质量,其次再结合流量公式(1),得到不同氧燃混合比工况下的实验所用喷管喉部直径分别为13.8、15.2、16、16.2 mm。
(1)
式中:qm为总流量,kg/s;pc为燃烧室压力/MPa;At为喷管喉部面积/m2;C*为特征速度,m/s。
本研究中剪切喷注器与常规剪切喷注器的不同之处在于将圆形同轴剪切结构改造为方形剪切结构,氧气从位于中心、具有方形截面的喷嘴喷出,甲烷从分布于中心氧喷嘴上下两侧的狭缝喷嘴喷出,氧喷嘴厚度为1 mm。对于非预混扩散火焰,燃烧化学反应过程主要发生在实验燃烧室内推进剂之间的剪切层,为拍摄到推进剂间的剪切掺混燃烧层,即剪切层的火焰结构,从而设计了方形剪切喷注结构。方形剪切喷注器结构如图2所示。
图2 方形剪切喷注器
Fig.2 Square shear injector
1.2 实验系统
实验系统主要由CH4/O2发动机及供应系统、电火花塞点火系统、高速相机拍摄系统以及压力测试系统组成。实验系统如图 3(a)所示。其中推进剂供应系统主要由氧气、甲烷供给以及氮气吹除系统组成,如图3(b)所示。
图3 实验系统
Fig.3 Experimental system
图4 点火性能曲线
Fig.4 Ignition performance curve
氧气供给系统为发动机提供工作所需氧化剂,通过音速喷嘴(孔板)控制发动机工作过程中氧气的质量流量,氧气从高压氧气瓶出来经过减压阀、氧气主阀、孔板进入方形喷注器的氧化剂腔室,最后喷入到可视化燃烧室内。甲烷供给系统为发动机提供工作所需燃料,通过孔板控制发动机工作过程中甲烷的质量流量,甲烷从高压甲烷气瓶流出通过减压阀、甲烷主阀、孔板进入剪切喷注器的燃料腔室,最后喷入到可视化燃烧室内。氮气吹除系统是对点火实验前和实验后的氧气、甲烷气路,燃烧室以及喷管等内部结构的杂质进行吹除,保证点火实验的安全可靠。
实验采用电火花塞点火方式点燃CH4/O2射流混合物,其点火装置结构轻便简单,放电能量集中、可人工调节等特点[12-18],是较为传统的、广泛应用的点火模式。电火花点火位置为:火花塞顶面距离燃烧室内壁面11.3 mm,轴线距离喷注器端面10.5 mm,如图3(c)所示。此处点火位置可以保证打出的火花位于流场的回流区域范围内,且此区域流速较低,提高了点火成功的可能性。此外,对于剪切喷注方式而言,以扩散为主的火焰传播从氧气喷嘴开始,并沿着氧气射流的边界向下游传播,其喷嘴附近的回流区是一个燃烧反应产物储存器,为新喷入燃烧室的推进剂的重新点燃提供能量,这进一步提高了点火成功的可能性。
1.3 实验工况
为研究氧燃混合比变化对CH4/O2点火性能和火焰结构的影响,在保证点火能量、喷注速度和燃烧室压强不变的条件下开展了点火实验研究。通过更换甲烷和氧气路的音速喷嘴以及调节音速喷嘴上游总压来控制燃料和氧化剂的流量,从而实现不同的氧燃混合比参数变化条件。甲烷和氧气掺混燃烧当量混合比为4,本研究中实验为富燃点火实验,设计选择了偏离当量混合比之下的4个氧燃混合比,实验工况见表 1所示。
表1 CH4/O2点火实验设计工况
Table 1 Design conditions for methane/oxygen ignition experiment
工况序号氧燃混合比甲烷路总压/MPa氧气路总压/MPa甲烷孔板/mm氧气孔板/mm10.805.005.002.061.5221.505.004.501.741.8632.002.005.002.501.8643.001.355.002.501.97
2 结果分析
2.1 点火性能分析
通过监测燃烧室的压力曲线,即观察是否建压成功,来反映点火成功与否。实验得到了不同氧燃混合比下的点火混合比边界特性,如图 4(a)所示。实验证明并非所有设计工况均能正常点火。设计氧燃混合比0.8和1.5的条件下,并未实现点火成功,设计氧燃混合比2和3工况获得成功点火和持续燃烧。对于CH4/O2火箭发动机掺混燃烧,推进剂燃烧化学反应当量混合比为4,偏离当量混合比越远,即富燃燃烧程度越高,甲烷流量越大,点火难度越大。点火延迟时间定义为电火花塞开始工作到室压稳定值的90%所持续的时间。针对点火成功的工况,计算得到点火延迟时间分别为461、352 ms。不同的氧燃混合比条件下的火花塞点火器附近的流动掺混以及点火燃烧情况有所不同,进而点火延迟时间不同。如图 4(b)所示,总流量一定的条件下,随着氧燃混合比的增大,室压开始建立时间提前,同样点火能量下点火延迟时间缩短。此外,点火延迟时间还与电火花塞作动响应有关。
2.2 点火过程分析
为了更加清楚的了解点火过程,用高速摄像对点火瞬态进行了拍摄,每张图片以0.5ms为时间间隔,流动方向为从左往右。图 5(a)—图5(c)分别给出了氧燃混合比1.50、2.00以及3.00的点火瞬间。
图5 点火瞬间
Fig.5 Ignition moment
氧燃混合比1.50工况下,电火花塞打出火花后,局部气体被点燃,随后火核熄灭。由于混合比较小,电火花塞附近氧化剂含量太低,火焰不能持续发展,最终火核熄灭。氧燃混合比2.00工况下,第一张图片为电火花塞打出火花的瞬间,在这之前火花塞开启指令已经发出,这验证了火花塞作动需要一定的响应时间。火花塞打出火花后的1.5 ms,部分推进剂被点燃,燃烧室内出现微弱火光。前文已经提到,如果阀门开启和点火之间的延迟较长,所有累积的推进剂的突然消耗会导致腔室压力峰值,即强点火。经过短暂膨胀的火焰瞬间爆燃,火焰充满整个腔室,并伴随强烈的发光,这是因为强点火使得推进剂的排气被堵塞,气体从腔室回流到喷注器面板附近区域,产生了较大点火压力峰。在7 ms后,喷注器附近的火焰熄灭,与喷注面板分离并被吹出。经过一定的延迟(约1 ms)后,在喷注器喷口附近观察到再次点火。随后进入膨胀阶段,火焰尺寸和密度增大,热气体向下游方向膨胀,部分热气体与未燃烧以及较冷的推进剂之间的相互作用导致了一种有效的局部混合,允许火焰逐渐向下游传播。此阶段持续时间约为2 ms。最后便是火焰的稳定持续阶段,火焰前部速度足够高(与推进剂喷注速度相比),故而允许火焰附着在喷注面板上,较前2个阶段火焰亮度明显减弱。
延长阀门开启与火花塞开始工作的时间间隔增加了燃烧室内未燃烧气体的质量,导致点火时出现更高的压力峰值,在极端情况下,可能导致火焰直接显著膨胀(见图 5(c)),而没有初始火焰核的相关爆炸(见图 5(b))。如果延迟减少,填充不足,火核不能持续发展,火焰熄灭(见图 5(a))。不同点火延迟时间下的压力峰会有所不同,点火阶段较大压力峰的存在会对发动机结构造成显著的热负荷,只有这种延迟的最佳设置才会导致可靠的点火,从而减小对发动机结构的损伤。
2.3 火焰结构尺寸分析
火焰结构尺寸对喷注器头部和燃烧室壁面的传热、燃烧效率、火焰长度等均会产生影响,从而使得发动机燃烧室结构尺寸以及热防护设计有所不同。这里的火焰结构尺寸主要指火焰抬升距离和扩张角度,火焰抬升距离是火焰根部与喷注面板之间的长度,一定程度上反映燃烧火焰稳定性和喷注器头部受热情况;火焰扩张角度是火焰上下边缘与火焰中轴线之间的角度,一定程度上反映燃烧室壁面受热情况。文中给出了不同工况条件下的CH基分布情况,通过对图像进行一定的灰度处理,得到了火焰抬升距离和扩张角度的变化。
建压阶段火焰结构变化如图6所示。图6中虚线表示喷注面板。对比不同氧燃混合比下建压过程中CH基分布随时间变化,发现氧燃混合比的增加使得建压时间提前,火焰结构尺寸差异较大,火焰扩张角度变化率随氧燃混合比的增加明显增大。随着氧燃混合比的增大,即逐渐接近当量混合比4,富燃燃烧程度减弱,可参与推进剂有效含量增加,理论燃烧释热量增大。此外,对比可知建压初始时刻火焰扩张角度明显增大,回流区域有所减小,这使得火焰对燃烧室壁面的传热量升高,热载增大,一定程度上为发动机燃烧室壁面热防护设计提供参考。
图6 CH基瞬时分布图像灰度处理结果(建压段)
Fig.6 CH based instaneous distribution image grayscale processing result (Pressure building segment)
稳定阶段火焰结构变化如图7所示。氧燃混合比对火焰结构尺寸影响不大。对比不同工况下的CH基分布可知,虚线位置明显随着氧燃混合比的增加逐渐靠近喷注面板,且虚线后火焰波动程度有所减小。此外,对比CH基分布图像明暗程度可知,CH基分布浓度随着氧燃混合比的增大而随之增大。在总流量保持一定的情况下,氧燃混合比的增加使得甲烷含量得以减少,甲烷热解反应需要吸收热量,随着氧燃混合比向当量值的靠近,燃烧反应释热量逐渐增加,甲烷得以吸收更多的热量从而促进自身热解,即燃料热解速率有所提高,故而热解产物CH基浓度增大。此外,火焰抬升距离在稳定阶段基本保持为0,不随氧燃混合比的变化而变化,这一定程度上反映出实验中燃烧火焰稳定性较好。
图7 CH基瞬时分布图像灰度处理结果(稳定段)
Fig.7 CH based instaneous distribution image grayscale processing result (Stable time segment)
3 结论
1) 随着氧燃混合比的增大,富燃预燃室压强开始建立时间提前,同样点火能量下点火延迟时间缩短;
2) 延长阀门开启与点火器开始工作的时间间隔增加了燃烧室内未燃烧气体的质量,导致点火时出现更高的压力峰值,在极端情况下,火焰直接显著膨胀;
3) 氧燃混合比对建压过程中火焰结构尺寸的影响较大,主要表现为火焰扩张角度衰减速率随氧燃混合比的增大而增大,不同氧燃混合比下稳定段火焰结构尺寸无明显差异,燃烧稳定性较好。
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