趙 芳,任澤斌,王 飛,史 煜,李先鋒,羅智鋒

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設備設計與測試技術研究所, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000;3. 中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院, 四川 綿陽 621300)

相對于壓縮空氣、氮氣等常溫引射氣源而言,高溫燃氣引射具有引射效率高、裝置規(guī)模小等優(yōu)勢,廣泛應用于航空航天及武器系統(tǒng)等領域,主要包括超燃沖壓發(fā)動機地面試驗平臺、負壓和真空抽負系統(tǒng)、激光器排氣系統(tǒng)等[1-6]。

燃氣引射的氣源來源于燃氣發(fā)生器的燃燒產物,而燃氣發(fā)生器是通過燃燒化學推進劑產生一定壓力及高溫氣體的裝置[7-9]。燃氣發(fā)生器種類繁多,其中航空、航天及武器系統(tǒng)引射領域常采用的燃氣發(fā)生器種類主要包括:過氧化氫催化分解的單組元燃氣發(fā)生器,低濃度過氧化氫與酒精雙組元燃氣發(fā)生器,空氣(還包括氧氣或液氧)、烴類燃料、水三組元燃氣發(fā)生器,基于航空發(fā)動機燃燒室結構的單管燃燒室燃氣發(fā)生器以及基于航空發(fā)動機燃燒室結構的環(huán)形燃燒室燃氣發(fā)生器等[10-16]。

綜合分析而言,上述各類燃氣發(fā)生器均存在一定程度的不足,主要包括:過氧化氫催化分解的單組元燃氣發(fā)生器存在燃氣焓值低、引射效率低、運行成本高等問題;低濃度過氧化氫與酒精雙組元燃氣發(fā)生器點火困難,需采用預燃室預先點火,再者,運行及維護成本高;空氣、烴類燃料、水三組元燃氣發(fā)生器系統(tǒng)較為復雜,需配備冷卻水噴注系統(tǒng),同樣帶來運行及維護成本問題;基于航空發(fā)動機燃燒室結構的單管燃燒室燃氣發(fā)生器存在容積流量上限限制,帶來主燃孔與摻混孔射流深度不夠的問題,進一步影響系統(tǒng)性能;基于航空發(fā)動機燃燒室結構的環(huán)形燃燒室燃氣發(fā)生器同樣受容積流量上限的影響,隨著容積流量的增加,火焰筒高度基本不變,但火焰筒直徑變化較大,使得燃氣發(fā)生器整體尺寸增大,導致制造成本急劇增加,同時也增大了整體裝置的安裝場地。此外,上述前三類燃氣發(fā)生器燃燒區(qū)域內壁面與火焰直接接觸,需配置夾套水冷系統(tǒng)實施冷卻,大大增加了配套的輔助系統(tǒng)規(guī)模,不利于引射系統(tǒng)的小型化[7,16]。

為此,在上述分析的基礎上,結合一種引射系統(tǒng)大流量、小型化等需求,綜合各類燃氣發(fā)生器的特點,提出了一種多點噴射以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進劑的新型引射氣源方案。該方案選用的推進劑組合安全環(huán)保、便于運輸與儲存,價格低廉且容易獲取。結構上設計有效結合了液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室的綜合優(yōu)勢,采用了類似于液體火箭發(fā)動機噴注盤結構的頭部以及航空發(fā)動機燃燒室結構的火焰筒。由此,該型燃氣發(fā)生器不僅具有點火裝置簡單,燃氣焓值及燃燒效率高,運行及維護成本低,還包括不需要額外的冷卻裝置而帶來的體積規(guī)模小、質量小等優(yōu)點[7,13-14]。

本文為解決領域內現(xiàn)有燃氣發(fā)生器存在的諸多缺點,以引射裝置大流量高溫燃氣、小型化使用需求為牽引,研制了一種多點噴射結構、以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進劑的新型燃氣發(fā)生器試驗件及配套試驗平臺。開展了多種狀態(tài)下的試驗研究,驗證了燃氣發(fā)生器方案的合理可行性,并獲得了一定研究成果。

1 燃氣發(fā)生器方案

多點噴射空氣、酒精燃氣發(fā)生器的設計參數(shù)如表1所示,根據(jù)表中設計參數(shù),結合液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室設計方法開展了燃氣發(fā)生器的方案設計。

表1 燃氣發(fā)生器設計參數(shù)

設計的多點噴射空氣、酒精燃氣發(fā)生器結構組成主要包括進口擴壓器、離心噴嘴、兩級旋流器、噴液盤、點火電嘴、火焰筒及殼體等,具體示意圖如圖1所示,工作原理如圖2所示。

圖1 燃氣發(fā)生器結構示意圖Fig.1 Structure diagram of gas generator

圖2 工作原理Fig.2 Principle drawing of gas generator

常規(guī)的航空發(fā)動機燃燒室進口為環(huán)形結構,而該型燃氣發(fā)生器為圓筒形,因此擴壓器設計為錐筒收口。

噴嘴性能直接影響到燃氣發(fā)生器的燃燒性能,本方案中采用雙油路離心式噴嘴,結合兩級旋流器共同工作,如圖3所示,其工作原理在于:霧化時,燃料在噴嘴的供應壓力下進行一次霧化,緊接著在兩級旋流器的共同作用下進行二次霧化。由于旋流器的作用,霧化后的燃油在文氏管內表面形成油膜,并在出口處產生剪切破碎[7]。

圖3 噴嘴霧化過程示意圖Fig.3 Spray process of pressure-swirl injector with swirler

為了解決現(xiàn)有燃氣發(fā)生器存在的容積流量較大帶來的尺寸過大問題,重新設計了燃燒組織方式,燃燒組織采用布置在同一平面,即借鑒液體火箭發(fā)動機燃燒室推力室頭部設計方法,設計燃料噴液盤(如圖4所示),通過多點噴射的方式將燃料注入火焰筒中參與燃燒;噴液盤主要由燃料分流盤、流道蓋板、離心噴嘴安裝孔等組成。燃料分流盤采用整體機加工,在一整塊圓形毛料上銑出氣流通道與燃料分流槽(燃料通道),將整體機加工的流道蓋板焊接在燃料分流槽上;進油接頭、噴嘴進油管分別焊接在分流盤上[16]。

孤植采用全樣本調查方式；綠籬采用樣方調查方式，隨機抽查3個樣方，4m2/樣方，栽植25株/m2，每個樣方樣本量100株；片植采用樣方調查方式，隨機抽查3個樣方，20m2/樣方，栽植5株/m2，每個樣方樣本量100株。

圖4 噴液盤三維結構示意圖Fig.4 3D structure diagram of injection tray

燃氣發(fā)生器火焰筒上游區(qū)域沿周向布置兩個互為角度的點火電嘴,有效保證低溫(達到253 K)來流條件下的點火率。為有效保證燃氣發(fā)生器長時間安全運行,火焰筒頭部設計采用“沖擊+氣膜”的冷卻方式(如圖5所示),低溫空氣通過開設在燃料分流霧化裝置上的若干孔沖擊在擋濺盤上形成沖擊冷卻,之后通過擋濺盤上均勻分布的大量傾斜小孔進入燃燒區(qū),在擋濺盤高溫側形成一層均勻氣膜,減少高溫燃氣與擋濺盤之間的對流傳熱,將擋濺盤溫度控制在金屬長期許用工作溫度下[16]。

圖5 火焰筒頭部冷卻結構示意圖Fig.5 Cooling structure diagram of combustion liner head

火焰筒壁面采用多斜孔氣膜冷卻(如圖6所示),通過火焰筒壁面均勻分布的大量傾斜小孔進入火焰筒,在火焰筒內壁形成一層均勻的氣膜,將火焰筒內高溫燃氣與金屬壁面隔開,有效降低了高溫燃氣與金屬壁面的對流傳熱,使得火焰筒壁面溫度控制在金屬長期許用工作溫度下[16]。

圖6 火焰筒壁面多斜孔冷卻結構示意圖Fig.6 Cooling structure diagram of combustion liner wall

燃氣發(fā)生器的基本工作流程如下:高速氣流進入擴壓器后,在擴壓器等壓力梯度漸擴通道的作用下,氣流速度逐漸降低至火焰筒進口所需數(shù)值,經擴壓器減速后的新鮮空氣一部分由頭部裝置進入火焰筒,一部分進入火焰筒與殼體之間的環(huán)形通道,通過開設在火焰筒壁面的各類孔(包括氣膜孔、補燃孔及摻混孔)進入火焰筒;火焰筒頭部進入的新鮮空氣在軸向旋流器的作用下,在燃燒區(qū)域形成有利于火焰穩(wěn)定的回流區(qū),并與離心噴嘴噴射出的燃料充分混合形成可燃混合物,通過布置在火焰筒壁面上的高能等離子點火電嘴直接點火燃燒,燃燒后形成的高溫燃氣與摻混孔進入的低溫空氣進行高效摻混,在發(fā)生器出口形成滿足需要的高溫燃氣[16]。

2 試驗系統(tǒng)

燃氣發(fā)生器試驗系統(tǒng)包括噴霧試驗系統(tǒng)及熱試車試驗系統(tǒng),原理圖分別如圖7、圖8所示。其中噴霧試驗系統(tǒng)主要用于噴嘴性能的測試及篩選,主要構成包括試驗對象、霧化臺、供應系統(tǒng)、測控系統(tǒng)及測量設備(主要包括單反相機及馬爾文粒徑測量儀等)。

圖7 噴霧測試平臺原理示意圖Fig.7 Schematic diagram of spray test platform

圖8 燃氣發(fā)生器熱試車原理示意圖Fig.8 Hot test schematic diagram of gas generator

熱試車試驗系統(tǒng)主要用于開展燃氣發(fā)生器的點火試驗及燃燒性能研究試驗等,包含推進劑(空氣與水(酒精模擬工質))供給系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)及排氣系統(tǒng)等。

空氣供給系統(tǒng)包含氣罐及管道閥門組件等。水(酒精模擬工質)供給系統(tǒng)包含儲罐、擠推系統(tǒng)及吹除系統(tǒng)等[7]。

測量控制系統(tǒng)包括運行時序控制及參數(shù)測量等,所采用的相關測量設備包括壓力傳感器、溫度傳感器及流量計等。其中,壓力傳感器采用壓阻式壓力變送器,最大響應頻率達到30 kHz,全量程測量精度達到0.5%;溫度傳感器采用耙式結構,測量精度達到±1 K;流量計則采用渦輪流量計,全量程精度達到1%[7]。

3 試驗結果與分析

3.1 噴霧性能

衡量噴霧性能的主要指標包括噴霧錐角、噴霧粒徑等,相關結果如圖9、圖10所示。其中,圖9給出了噴注壓降為2.5 MPa工況下對應的單噴嘴噴霧場。由圖9可知,噴霧分兩層,界面清晰明顯,對應的錐角分別為111.3°、73.7°,與設計值(2.5 MPa噴注壓降下對應內外兩層錐角的設計值分別為104°、70°)基本保持一致。

圖9 單噴嘴設計工況下的噴霧場Fig.9 Photograph of spray field under design condition

圖10 不同截面上的SMD值隨噴注壓降的變化曲線Fig.10 SMD with pressure drop of different cross-section

噴嘴不同噴注壓降下不同截面上的SMD分布如圖10所示,由圖可知,同一測量高度(噴嘴出口中心至激光軸中心之間的距離)下,隨著噴注壓降的增大,SMD值逐漸變小,但這種趨勢在開始時比較明顯,當噴注壓降達到1.5 MPa后,隨著噴注壓降的增大,SMD值的減小趨于平緩;設計工況下(噴注壓降對應為2.5 MPa)噴嘴SMD值達到40 μm左右,優(yōu)于設計指標50 μm;隨著噴注壓降的增大,各測量高度下所測得到的SMD值表現(xiàn)的趨勢及大小基本保持一致,因此,相關的噴霧對比試驗測量位置均設置在距離噴嘴出口中軸線下游15 cm高度處。

3.2 點火特性

針對設計的多點噴射燃氣發(fā)生器,開展了一系列的點火試驗,出于安全考慮,選取燃氣流量為30 kg/s作為點火特性研究工況,相關曲線如圖11所示。由圖可知,與常規(guī)燃氣發(fā)生器保持一致,點火試驗分為啟動過程、燃燒過程及關車過程三個典型過程。其中,啟動過程指的是從空氣、酒精依次進入燃燒室至兩者在燃燒室內建壓的過程;燃燒過程指的是燃燒室建壓后維持壓力穩(wěn)定工作的過程;關車過程指的是酒精供應閥門關閉、吹除過程直至空氣供應閥門關閉的過程。

圖11 燃氣發(fā)生器30 kg/s流量工況下壓力曲線Fig.11 Operation pressure curves of gas generator under 30 kg/s mass flowrate condition

通常采用點火時間及著火延遲時間來評價燃氣發(fā)生器的啟動性能,相關曲線如圖12所示,在此定義點火時間ti為燃氣發(fā)生器酒精噴前壓力突躍時刻至燃燒室壓力突躍時刻的間隔;著火延遲時間ts則定義為燃氣發(fā)生器燃燒室壓力突躍時刻至燃燒室壓力達到穩(wěn)態(tài)壓力值的95%之間的時間間隔[7,11,18]。由圖可知,燃氣發(fā)生器在30 kg/s工況下的點火及著火延遲時間分別約為0.14 s、0.25 s,相比于該工況下的空氣壓力達標時間1.1 s而言,可以認為:在忽略燃料霧化、蒸發(fā)及混合等毫秒量級時間的前提下,燃氣發(fā)生器點火時,酒精基本上是在噴入燃燒室的同時被點燃,即點火時間很短;此外,點著后的火焰?zhèn)鞑ニ俣容^快,使得燃燒室壓力在很短的時間內達到穩(wěn)定值,即著火延遲時間同樣較短[7]。

圖12 燃氣發(fā)生器啟動階段曲線Fig.12 Start-up curve of gas generator

為了適應引射器多工況工作條件,同時探究燃氣發(fā)生器貧油點火邊界,在此針對燃氣發(fā)生器開展了貧油點火極限探究試驗,安全起見,此項工作仍基于30 kg/s流量工況開展,通過調節(jié)酒精流量改變推進劑的余氣系數(shù)α,實現(xiàn)多種試驗工況,相關試驗工況及試驗結果如表2所示。其中,中途熄火對應的工況工作曲線如圖13所示,可知,在2.4 s時刻,燃燒室壓力出現(xiàn)陡增,表明燃氣發(fā)生器點火成功,但此時燃燒產生的熱量與空氣帶走的熱量基本持平,燃燒出現(xiàn)振蕩,造成燃氣發(fā)生器熄火,說明此時的余氣系數(shù)基本達到貧油點火極限。

圖13 燃氣發(fā)生器貧油點火極限工作曲線Fig.13 Test curve of gas generator under the lean ignition limit

表2 貧油點火試驗工況及結果

3.3 設計工況性能

燃氣發(fā)生器設計工況下的工作曲線如圖14所示,可知,發(fā)生器啟動迅速,燃燒室壓力曲線平穩(wěn),流量及壓力滿足設計指標要求。

圖14 燃氣發(fā)生器設計工況下工作曲線Fig.14 Operation curves of gas generator under the design condition

燃氣發(fā)生器測量端出口溫度(圖8所示的溫度排架2,測點按從上到下順序依次編號)的分布如圖15所示,由圖可見,同一徑向截面上溫度的分布呈現(xiàn)中間高、兩側低,這符合管路的熱防護設計;此外,同一徑向截面上溫度的偏差保持在50 K以內,滿足設計指標要求。根據(jù)航空發(fā)動機燃燒室常用的出口溫度評價指標——溫度徑向分布系數(shù)來分析燃氣發(fā)生器測量端出口溫度的分布均勻性,溫度徑向分布系數(shù)計算式如下[7]:

圖15 測量端出口溫度曲線Fig.15 Measurement section temperature distribution curves

式中,trmax、tin及tout分別表示燃氣發(fā)生器出口某截面徑向剖面最高溫度、來流平均溫度及出口平均溫度。

鑒于數(shù)據(jù)有限,將燃氣發(fā)生器徑向排架溫度視為徑向剖面溫度,經過數(shù)據(jù)分析計算得到燃氣發(fā)生器設計工況下的徑向分布系數(shù)為8.6%,優(yōu)于航空發(fā)動機燃燒室對出口燃氣的均勻性指標要求(小于10%)[7,19]。

此外,為考核及驗證火焰筒壁面多斜孔氣膜冷卻的有效性,試驗過程中對火焰筒壁溫進行了實時監(jiān)測,具體測點布局及編號示意圖如圖16所示。

圖16 火焰筒壁面溫度測點分布Fig.16 Combustion liner temperature measuring point

燃氣發(fā)生器設計工況下的火焰筒壁溫曲線如圖17所示,根據(jù)曲線可知,試驗過程中火焰筒壁溫已達到平衡,各壁面測點的溫度均小于873 K,遠遠小于火焰筒材料GH3039長期允許的使用溫度[7]。此外,火焰筒壁溫沿氣流方向分布呈現(xiàn)中間高、兩端低,由此可見,燃燒基本集中控制在中上游,不存在火焰過長問題,提高了設備的安全性能。為驗證火焰筒頭部采用“沖擊+氣膜”冷卻方式的有效性,給出了燃氣發(fā)生器近100車次熱試(約2 000 s工作時間)后的噴注面板實物圖(如圖18所示),可知噴注面板經長時間工作后,深顏色區(qū)域較少,且集中于旋流器周邊,可以認為該型燃氣發(fā)生器滿足長時間安全運行要求。

圖17 火焰筒壁面溫度曲線Fig.17 Combustion liner temperature distribution

圖18 噴注面板燒蝕照片F(xiàn)ig.18 Erosion photo of injection panel

4 結論

1)多點噴射結構燃氣發(fā)生器技術方案可行,結構緊湊,點火可靠性高,啟動迅速,運行平穩(wěn),出口溫度場均勻,滿足設計指標要求。

2)相對于現(xiàn)有應用引射領域內的燃氣發(fā)生器而言,多點噴射結構方案大大提升了空間利用率,減小了輔助系統(tǒng)規(guī)模,有效保證了引射系統(tǒng)的小型化。

3)燃氣發(fā)生器工作范圍寬,貧油點火極限基本達到4.34,可滿足引射系統(tǒng)多工況工作條件;此外,氣膜冷卻可保證燃氣發(fā)生器長時間工作運行。

4)有效結合了液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室的綜合優(yōu)勢,為引射系統(tǒng)及相關領域提供了一種新型、高效、大流量、安全環(huán)保、小體積及啟動快等特點的燃氣引射氣源方案。

5)本研究擴展了基于液體火箭發(fā)動機推力室與航空發(fā)動機燃燒室結構的燃氣發(fā)生器的綜合應用;為領域內燃氣發(fā)生器的選型、設計及應用提供有力借鑒。