郭 敬，孔凡超，張家仙，羅天培

(北京航天試驗技術(shù)研究所，北京 100074)

發(fā)動機試驗富燃氣體安全處理技術(shù)發(fā)展綜述

郭 敬，孔凡超，張家仙，羅天培

(北京航天試驗技術(shù)研究所，北京 100074)

首先介紹了液體火箭發(fā)動機試驗過程富燃氣體的排出方式以及安全處理的必要性。文中總結(jié)了國內(nèi)外最具代表性的液體火箭發(fā)動機試驗冷氫排放處理所采用的高空排放、 火炬煙囪和燃燒池三種不同方式的特點、工作原理和典型試驗臺的應(yīng)用情況。重點介紹了惰性氣體吹除、被動燃燒和主動燃燒三種富燃燃氣安全處理方式及不同富燃燃氣處理方式在不同試驗臺的應(yīng)用情況。所總結(jié)的液體火箭發(fā)動機試驗過程富燃氣體安全處理相關(guān)技術(shù)可為大推力氫氧發(fā)動機試驗臺燃氣安全處理研究提供借鑒。

火箭發(fā)動機試驗；安全處理；惰性氣體吹除；主動燃燒；被動燃燒

0 引言

液體火箭發(fā)動機試驗中有大量的富燃氣體排出，按照排放階段不同分為三個部分。一部分來自于地面試驗或高空模擬試驗時發(fā)動機預(yù)冷加注、緊急停車以及發(fā)動機預(yù)冷過程中所產(chǎn)生的冷氫排放。這部分如果處理不當(dāng)，氫氣會聚集在發(fā)動機和試驗設(shè)備周圍，重則容易產(chǎn)生爆炸，輕則參與燃燒，對發(fā)動機點火過程和下游試驗設(shè)施構(gòu)成潛在安全風(fēng)險；另一部分來自于發(fā)動機點火過程所產(chǎn)生的富燃氣體，這些高溫富燃氣體會集中在擴壓器、消聲系統(tǒng)等設(shè)備中，試驗后難以迅速擴散，并和空氣摻混形成爆炸條件。如果不及時進行處理也存在很大風(fēng)險。因此，如何對液體火箭發(fā)動機試驗過程中產(chǎn)生的富燃氣體進行安全處理，保證試驗的順利進行是火箭發(fā)動機試驗臺設(shè)計必須考慮的問題。本文主要對當(dāng)前國內(nèi)外液體火箭發(fā)動機試驗臺與富燃氣體處理相關(guān)技術(shù)進行介紹。

1 冷氫排放技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

液體火箭發(fā)動機、地面貯箱和管路通常采用排放式預(yù)冷，在點火之前需要采用液氫對液氫流路進行預(yù)冷，以使發(fā)動機達到點火所需要的溫度條件。對這部分冷氫，國內(nèi)外的處理方式類似，都是接入排放匯總管，通過高空排放管直接排入大氣，或者通過火炬煙囪和燃燒池點燃燃燒。

法國發(fā)射阿里安系列火箭的庫魯茲發(fā)射場和各試驗站以0.6 m3/min大流量加注和試驗預(yù)冷時采用高空排放。美國宇航局的一些試驗站及發(fā)射“人馬座”火箭的肯尼迪航天中心36號發(fā)射場也部分采用了高空排放[1]。目前，國內(nèi)氫氧發(fā)動機試驗臺試驗時排出的冷氫都采用高空排放方式。國內(nèi)50噸級氫氧發(fā)動機地面試驗以最大流量1～1.5 m3/min的速度加注液氫時，也采用該排放方式，多年試驗未出現(xiàn)氫排放事故。高空排放方式簡單安全，但不適用進行大流量冷氫排放處理。美國道格拉斯-艾爾拉夫特公司認為少量氣態(tài)氫經(jīng)通風(fēng)管排放足夠安全，只要通風(fēng)管距試驗地點足夠遠，無需進行補燃。在俄羅斯試驗臺上，當(dāng)氫排放超過0.5 kg/s時，無論試驗準(zhǔn)備還是試驗過程，均要進行補燃。少量氫可以不補燃，利用試驗臺工藝系統(tǒng)直排大氣并用氮氣吹風(fēng)[2]。這個流速可以看作高空排放冷氫的安全極限值。

與高空排放相比，火炬煙囪與試驗系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)基本一樣，在末端增加了燃燒處理裝置(即火炬頭)和防止空氣擴散進入排放管的分子密封器[2]?；鹁鏌焽枧欧诺淖畲髢?yōu)點是人為點燃低溫氫氣，使其在空氣中燃燒成水蒸氣，消除了低溫氫氣與空氣形成的可燃混合氣潛在危害。美國普惠公司堅持焚燒所有氫排放物確保試驗安全，因此，在所有氫氣排放管上方均安裝了丙烷氣體火炬[3]。這種方法可以用來燃燒大流量的冷氫排放。國內(nèi)尚無在火箭發(fā)動機試驗中采用火炬煙囪的例子。究其原因，一是國內(nèi)氫氧火箭發(fā)動機推力量級與國外相比要小得多，試驗過程排出的冷氫流量相應(yīng)的也較小，采用高空排放的方式可以安全解決；二是火炬燃燒存在的最大缺陷是回火，如果從火炬頭排放的氫氣速度和流量小，低于燃燒速度時，則火焰會倒飄入煙囪內(nèi)引發(fā)回火。這種方法在國外大推力氫氧發(fā)動機試驗臺已經(jīng)得到成熟應(yīng)用，說明國外已經(jīng)掌握了處理火炬煙囪回火等缺陷的方法。美國斯坦尼斯宇航中心A-2 試驗臺一直采用火炬煙囪方式處理運輸貯存過程蒸發(fā)的液氫和試驗過程中排放的冷氫，如圖2 所示[4]。

美國空軍試驗室1-A試驗臺是338.2噸大推力氫氧發(fā)動機RS68的產(chǎn)品研制試驗所用的試驗臺。該試驗臺配有兩個火炬煙囪。其中一個煙囪用于從液氫容器安全閥處排放的氫氣，另一個用于試驗時液氫貯箱預(yù)冷和置換、管路預(yù)冷時排出冷氫。每個火炬煙囪均采用丙烷火炬點燃排出的氫氣，并利用氮氣吹除的方式保證火炬煙囪管路內(nèi)的氧氣。火炬煙囪的控制可以自動點火，調(diào)節(jié)火焰溫度。目前，火炬煙囪采用遠程控制方式，可在控制間觀察火焰的燃燒過程[5]。圖3為該試驗臺的火炬煙囪。

燃燒池是另一種采用燃燒處理氫氣的方式[6]，它克服了火炬煙囪排放存在的回火問題，同時處理氫氣的能力大大增加，是目前公認為最安全可靠、處理能力最大的方式。氫氣在水面上與空氣混合燃燒，池水既能防止回火，又能有效阻止外界空氣進入排放管，起到水封作用。燃燒池還具有適應(yīng)氫流量大幅度波動的優(yōu)點，非常適合在試驗的不同階段排放氫氣流量跨度較大的發(fā)動機試驗臺和大流量加注的火箭發(fā)射場。美國肯尼迪角的37B、39A發(fā)射場以及薩科拉曼多的道格拉斯試驗站都采用了燃燒池方式，37B燃燒池在最小背壓條件下設(shè)計處理能力為0.454 kg/s，在處理管入口壓力達到8.4 MPa時該系統(tǒng)能處理113.4 kg/s的氫。由此可見，燃燒池的處理能力是高空排放所不可比的[1]。西昌衛(wèi)星發(fā)射中心的2#、3#發(fā)射工位的燃燒池見圖4，占地約為25×15 m，從發(fā)射工位至燃燒池的氫氣輸送管線長約400 m，采用Ф350×5 mm規(guī)格的防銹硬鋁管[7]。

對于推力較大的氫氧發(fā)動機，點火啟動之前需要預(yù)冷推力室以減少啟動時的壓力梯度，從發(fā)動機排出大量的冷氫，這部分氫氣會對發(fā)動機點火及下游試驗設(shè)施構(gòu)成潛在安全風(fēng)險，必須在發(fā)動機點火前將其處理。對于這部分冷氫排放，目前國內(nèi)外都是采用直接點燃并引流的方式。美國空軍試驗室1-A試驗臺在發(fā)動機主燃燒室出口將發(fā)動機預(yù)冷排出的冷氫采用氫氧火炬點燃。斯坦尼斯宇航中心為進行338.2噸大推力氫氧發(fā)動機RS-68試驗而對B-1推進系統(tǒng)試驗臺進行的改建。為了消除從主發(fā)動機噴管和渦輪泵排泄噴管噴出的氫，設(shè)計了許多放置在可移動的支撐臂上的氫點火裝置。在發(fā)動機啟動之前發(fā)到指定位置，發(fā)動機啟動后收回。支撐臂上面放置氫氣和壓縮空氣的管線以用來點燃點火器。同時設(shè)計了規(guī)模龐大的氮氣吹除系統(tǒng)，用于減少發(fā)動機關(guān)機和泄露情況下發(fā)動機頭部的氫聚集現(xiàn)象。周圍還布置了大量的氣體和火焰檢測系統(tǒng)[8]。

國內(nèi)現(xiàn)有的大流量發(fā)動機試驗臺也是通過這種方式處理海平面試驗時發(fā)動機排出的冷氫。50噸級氫氧發(fā)動機試驗臺采用常溫氫氣作為點火能量源，可處理排放流量約0.75～1.3 kg/s的低溫氫氣。向發(fā)動機出口處引入常溫氫氣，通過遠程電控擊發(fā)點火形成火炬后，引燃發(fā)動機排出的低溫氫氣。通過氮氣引流向下排放，避免火焰、高溫燃氣上飄影響發(fā)動機噴管附近設(shè)備。

2 富燃燃氣排放技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

液體火箭發(fā)動機最大比沖是在富燃狀態(tài)下達到的，所以當(dāng)前主流發(fā)動機多采用富燃設(shè)計，因此發(fā)動機排出的燃氣多為富燃燃氣。由于發(fā)動機試驗時，在發(fā)動機后端會有擴壓器、引射器或消音系統(tǒng)，形成一個封閉或者半封閉的空間。試驗后大量的富燃燃氣會殘留在設(shè)備內(nèi)部，難以迅速擴散，并和倒吸入的空氣摻混形成爆炸條件，如果不進行處理會存在很大風(fēng)險。世界各個航天強國采用各種手段解決這個問題。隨著氫氧發(fā)動機推力的增大和工作方式的不同，主要采用惰性氣體吹除、被動燃燒和主動燃燒等方式。

1)惰性氣體吹除方式。該方法是將試驗后殘留到試驗臺內(nèi)的富燃燃氣用惰性氣體稀釋并吹除出去。如美國1957年NASA格林研究中心建立的9噸推力發(fā)動機試驗臺IDEAS，是美國第一座氫氧發(fā)動機試驗臺。在實際火箭系統(tǒng)點火過程中，火箭噴管的燃氣排入在消聲系統(tǒng)中，存在爆炸的風(fēng)險。在試驗前和試驗過程中，消聲系統(tǒng)內(nèi)灌入12噸CO2，CO2在試驗結(jié)束后會被吹出排放系統(tǒng)。這種處理方式抬高了試驗費用，并且在試驗前，需要1小時的時間將CO2壓入排放系統(tǒng)，經(jīng)濟性不好[3]。

國內(nèi)在進行9噸級上面級氫氧發(fā)動機高模試驗時，通過試驗前和試驗后吹入大量氮氣，結(jié)合現(xiàn)場氫濃度監(jiān)測傳感器監(jiān)測的方法處理發(fā)動機點火過程中所產(chǎn)生的氫氣。最大可處理處理能力分別為含氫量為1.0 kg/s的燃氣，可滿足當(dāng)前發(fā)動機試驗需要。國內(nèi)尚無燃燒處理方式。但是隨著發(fā)動機推力的增大，試驗時排出的富燃燃氣量會大大增加，繼續(xù)采用氮氣吹除的方式費時費力，而且有排不盡的風(fēng)險。

2)主動燃燒處理方式。這種方法是在試驗過程中通過補充氧化劑，采用外能源點燃的方式將多余富燃氣體燒掉，安全排出。美國NASA格林研究中心IDEAS試驗臺后來對惰性氣體吹除的方式進行改進，在消聲系統(tǒng)中安裝了7個小的F2火炬來提供持續(xù)的點火源將多余的燃料燒掉。運行后，發(fā)動機附近的傳感器顯示在40%～60%的爆炸極限范圍，隨著H2被火炬燃燒掉，幾分鐘后迅速地降低到0。因為氫氣火炬能夠被隨意的開和關(guān)，只需要少量的氫氣，費用大幅降低[3]。其內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖5所示。

俄羅斯動力機械生產(chǎn)聯(lián)合體1948年在莫斯科郊區(qū)的800噸級РД-170大推力發(fā)動機高空模擬試驗臺也采用主動燃燒的方式處理全封閉式導(dǎo)流系統(tǒng)中的富燃氣體。其補燃裝置為帶有夾套冷卻的圓筒，60個噴嘴，噴入800 kg/s液氧，補燃裝置長25 m，內(nèi)徑5.2 m，不但使燃燒物得到處理，發(fā)動機試驗噪聲也得到有效抑制[3]。圖6為試驗臺內(nèi)部補燃裝置圖。

俄羅斯科洛廖夫城試驗站的C1.5400A臺將推力為8.5噸的上面級РД58М發(fā)動機試驗時的富燃氣體通過擴壓器出口的火炬點燃處理。圖7中給出了試驗臺上的發(fā)動機及試驗臺燃氣排放管道示意圖。排氣管道包括擴壓器，燃氣管道包含緩沖導(dǎo)流槽及排氣導(dǎo)流通道。排氣出口截面為矩形，尺寸為8×12 m[3]。

俄羅斯普利摩爾斯克的立式試驗臺主要用于暴風(fēng)雪號在軌機動模塊的相關(guān)試驗。該機動模塊主要包括兩臺推力為9噸的軌道機動發(fā)動機、控制發(fā)動機、小推力姿控發(fā)動機和用于緊急分離的固體燃料發(fā)動機等。試驗臺布局及發(fā)動機安裝、排氣管道等見圖8。圖8中展示的排氣裝置由四個部件組成：擴壓器，補燃器，燃氣通道和消音器。擴壓器、補燃器、排氣管道與模塊幾乎是同軸的，補燃器內(nèi)氣流偏轉(zhuǎn)105度。其中補燃器位于擴壓器出口，用于吸入外界空氣將發(fā)動機排出的富燃氣體燒掉，擴壓器縫隙吸入的空氣流量計算值為36 kg/s[3]。

РД58М發(fā)動機在普利摩爾斯克水平試驗臺試驗時的補燃方法與此類似，其排氣導(dǎo)流裝置情況見圖9。排氣導(dǎo)流系統(tǒng)為專用設(shè)施，包括擴壓器和補燃燃燒器。引射的空氣量按引射效應(yīng)計算，約42 kg/s[3]。

3)被動燃燒處理方式。這種方法不需要采用外能源點燃，在達到一定溫度和摻混條件時被動燃燒。美國斯坦尼斯試驗臺在E3C1工位進行推力為130噸級的上面級氫氧發(fā)動機J-2X縮尺海平面試驗時，發(fā)動機與后面的擴壓器不連接，發(fā)動機氣流在膨脹到發(fā)動機擴壓器時會從外界吸入大量的空氣。吸入的空氣和發(fā)動機排出的副氫燃氣在擴壓器中混合。在縮比擴壓器排出系統(tǒng)會產(chǎn)生二次燃燒現(xiàn)象。圖10給出在擴壓器系統(tǒng)的出口排出的大量二次燃燒氣流[9]。

在J-2X發(fā)動機縮尺高模試驗時，發(fā)動機和后面的擴壓器等引射設(shè)備構(gòu)成封閉空間，從蒸汽引射器噴出的過量未燃燒氧氣和發(fā)動機噴出的富氫燃氣會在擴壓器內(nèi)產(chǎn)生二次燃燒。發(fā)動機噴出的富氫燃氣和引射器噴入的富氧水蒸氣會在彎管段混合，在激波的作用下，在彎管段的外壁和靠近二級引射器的部位產(chǎn)生燃燒。燃燒過程釋放大量的熱，導(dǎo)致彎管段壓力和溫度上升。圖11所示為在轉(zhuǎn)彎段和二級引射器附近產(chǎn)生的火焰面的仿真結(jié)果。

圖中火焰面用OH聚合物的等值面表示。二次燃燒過程釋放大量的熱，可能會引起引射器不啟動[10]。

3 結(jié)論

論述了液體火箭發(fā)動機試驗過程中富燃燃氣常用的安全處理方式。隨著富燃氣體的排放流量的增大，富燃氣體的處理方式經(jīng)歷了排空(吹除)到主動或被動燃燒的過程。當(dāng)前，我國由于發(fā)動機推力量級相比航天強國來說要小的多，試驗時產(chǎn)生的富燃氣體排放流量也遠小于它們，因此富燃氣體處理的能力和手段也相對簡單。隨著百噸級以上氫氧發(fā)動機研制需求的提出，有必要借鑒國外先進的富燃燃氣處理方式為大推力氫氧發(fā)動機試驗臺的設(shè)計提供技術(shù)積累。

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Development of fuel-rich gas safety treatment technology for engine test

GUO Jing，KONG Fanchao，ZHANG Jiaxian，LUO Tianpei

(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology，Beijing 100074，China)

The necessity of fuel-rich gas exhausting mode and safety treatment during liquid rocket engine test is introduced. The key characteristics, operating principle and typical test bed application of high-altitude exhaust, flare stack and burning pool used for the most representative chilled hydrogen exhaust treatment at home and abroad in the process of liquid rocket engine test are summarized. Three fuel-rich gas safety treatment ways of inert gas blowdown, active combustion and passive combustion implied to different test beds are introduced emphatically. The fuel-rich gas safety treatment technologies used in the process of liquid rocket engine test are helpful to the safety treatment research of large thrust LOX/LH2rocket engine test bed.

rocket engine test； safety treatment； inert gas blowdown； active combustion； passive combustion

2016-10-31；

2017-02-11

郭敬(1979—)，女，博士，高級工程師，研究領(lǐng)域為液體火箭發(fā)動機試驗技術(shù)

V433.9-34

A

1672-9374(2017)06-0001-06

(編輯：陳紅霞)