高混合比20kg/s级液氧酒精蒸汽发生器试验研究

摘 要：为解决现有液氧酒精蒸汽发生器混合比低、燃烧效率低、系统流阻大、运行成本高等问题，设计研制了高混合比20kg/s液氧酒精蒸汽发生器并进行了试验验证。试验结果表明，双点火器燃烧室侧面点火技术可靠有效，液氧、酒精贮箱压力分别降低10%、14%，混合比达到了2.0，热效率提升至2.03，液膜冷却效果良好。

关键词：高混合比；液氧酒精蒸汽发生器；试验

中图分类号：V439.7 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）19-0005-03

Abstract： In order to solve the problems of low mixing ratio， low combustion efficiency， large flow resistance and high operating cost of the existing liquid oxygen alcohol steam generator， a high mixing ratio 20kg/s liquid oxygen alcohol steam generator has been designed and developed and tested and verified. The test results show that the side ignition technology of double igniter combustor is reliable and effective， the pressure of liquid oxygen and alcohol tank is reduced by 10% and 14%， the mixing ratio reaches 2.0， the thermal efficiency is increased to 2.03， and the cooling effect of liquid film is good.

Keywords： high mixing ratio； liquid oxygen alcohol steam generator； test

1 概述

液氧酒精蒸汽发生器是基于液体火箭发动机技术的一种蒸汽发生装置。基本原理为：将液体火箭发动机推力室或燃气发生器内燃烧产生的高压高温蒸汽导入混合室内，并与混合室内喷射的冷却水相混合，冷却水受热蒸发为饱和/过热蒸汽，作为姿轨控发动机高空模拟试验台蒸汽引射系统的蒸汽源。

目前，液氧酒精蒸汽发生器在国内外试验台有着大量的应用。德国宇航中心兰博豪森试验基地完成了从4.5kg/s到50kg/s蒸汽发生器的研制工作[1]。美国斯坦尼斯实验中心A-3试验台完成了总数量27台、蒸汽总流量2000kg/s液氧酒精蒸汽发生器的设计与应用[2]。国防科技大学通过理论分析、试验验证和模拟等方法验证了液氧酒精蒸汽发生器点火特性与燃烧关键技術，并成功研制了多台液氧酒精蒸汽发生器。北京航天试验技术研究所设计研制了50kg/s液氧酒精蒸汽发生器，并成功应用于20000N发动机高空模拟试验台和上面级发动机高空模拟试验台[3]。

但是，国内设计研制的液氧酒精蒸汽发生器普遍存在混合比低、热效率低、系统流阻大、运行成本高等问题。为解决上述问题，设计研制了一套20kg/s液氧酒精蒸汽发生器，将混合比由1.0提高至2.0，同时采用冷却水液膜冷却进行喷注器和燃烧室冷却。

2 20kg/s液氧酒精蒸汽发生器设计

2.1 主要设计指标

20kg/s液氧酒精蒸汽发生器主要设计指标为：

（1）推进剂为液氧、酒精。

（2）液氧流量：4kg/s，酒精流量：2kg/s，混合比：2.0。

（3）液膜冷却水流量/推进剂流量：0.2～0.5。

2.2 设计方案

本文主要针对喷注器、点火器和燃烧室等液氧酒精蒸汽发生器关键部位设计展开论述。

2.2.1 喷注器结构设计

喷注器喷注单元为双组元离心式喷嘴[4]。在离心式喷嘴中，液体经切向通道进入旋流室，液氧通过内喷嘴，酒精通过外喷嘴，喷嘴总数量为9个，单个喷嘴内喷嘴内径为6mm，壁厚为2mm，外喷嘴内径为11.8mm，壁厚为3mm，喷注器结构分上下两层，上层为液氧集液腔，下层为喷注盘，采用法兰连接。

2.2.2 点火器结构设计

为提高点火可靠性，采用双点火器结构，2个点火器对称布置在燃烧室侧面，点火器工作介质为氢气/氧气，氢气流量为21g/s，入口压力为2.8MPa，氧气流量为19g/s，入口压力为2.55MPa，点火器室压为1.15MPa，点火装置为电火花塞。

2.2.3 燃烧室结构设计

燃烧室结构设计[5]主要针对液膜冷却方式进行。传统的液膜冷却方式利用燃料对燃烧室壁面进行冷却，大大增加了燃烧室内酒精含量，导致燃烧室内富燃燃烧，造成资源浪费。20kg/s液氧酒精蒸汽发生器燃烧室冷却采用冷却水液膜冷却方式，在喷注器和燃烧室连接法兰的圆周均匀开90×Ф1mm的冷却水喷注孔，点火时可在燃烧室壁面形成30cm长的液膜，为保护燃烧室下游结构不被高温燃气破坏，在燃烧室20cm处壁面开45个45°斜向下的Ф1.5mm冷却水喷注孔。

3 仿真计算分析

对20kg/s液氧酒精蒸汽发生器燃烧产物进行热力学计算分析[6]，计算边界条件为：余氧系数0.9，液膜冷却水流量1.5kg/s，液氧流量4kg/s，酒精流量2kg/s，燃烧极限比0.2，壁面为绝热壁面，初始温度285K。燃烧产物组分与混合比约为1.0的50kg/s液氧酒精蒸汽发生器对比结果见表1。

通过表1可知，燃烧产物中可凝性气体组分由45.2%增加至86.0%，大大降低了利用蒸汽引射系统抽吸发动机燃气的试验台的抽气总负荷，减少了建设规模，降低了能源消耗和运行成本；易燃易爆气体CO和H2由38.8%降至3.8%，降低了液氧酒精蒸汽发生器在运行维护过程中发生爆燃等安全事故的风险。

4 试验验证

试验验证包括液流试验和热试车两部分，主要考核20kg/s液氧酒精蒸汽发生器高混合比可靠性和液膜冷却效果。

4.1 液流试验结果分析

液流试验主要包括单个喷嘴液流试验，喷注器液流试验。

4.1.1 喷嘴液流试验

液流试验对待用的9个双组元离心式喷嘴逐一进行，选取6号喷嘴为标准喷嘴，计算各喷嘴流量偏差，试验数据见表2。

4.1.2 喷注器液流试验

喷注器液氧酒精系统液流试验数据见表3。

计算得液氧流量为4kg/s时喷注器液氧系统压降为0.45MPa，酒精流量为2kg/s时喷注器液氧系统压降为0.63MPa。上述流量下液氧、酒精管路流阻分别为0.15MPa、0.17MPa，液氧酒精蒸汽发生器额定燃烧室压力为1.55MPa，计算得到额定工况液氧、酒精贮箱压力分别为2.15MPa、2.3MPa。

4.2 热试车试验结果分析

本次热试车分两次进行，第一次为低工况运行，液氧贮箱压力1.8MPa，酒精贮箱压力2.3MPa，点火时间10s，主要考察液氧酒精蒸汽发生器启动稳定性及可靠性；第二次为额定工况运行，液氧贮箱压力2.1MPa，酒精贮箱压力2.3MPa，点火时间50s，主要考核高混合比下液氧酒精蒸汽发生器换热效率和液膜冷却效果。

4.2.1 低工况点火数据分析

20kg/s高混合比液氧酒精蒸汽发生器点火器采用双点火器在燃烧室侧面点火方式。将点火器室压Pgc由2.07MPa降低至1.04MPa。

4.2.2 额定工况点火数据分析

点火器技术参数见图1，额定工况下点火器技术参数与第一次点火时一致，点火器稳定性良好。

点火过程中液氧酒精蒸汽发生器液氧、酒精喷前压分别为2.08MPa、1.78MPa，流量分别为5.1L/s（6.12kg/s）、3.83L/s（3.064kg/s），混合比为2.0，冷却水喷前压为0.95MPa，对应的冷却水流量为1.3kg/s，水流量为18kg/s，燃烧效率为2.02，燃烧室室压为0.72MPa，满足设计指标要求。

5 结束语

通过对20kg/s液氧酒精蒸汽发生器设计、数值仿真、液流试验和点火试验，可以得出如下结论：

（1）双点火器燃烧室侧面点火技术可靠有效，点火成功率为100%。

（2）液氧、酒精贮箱压力分别由50kg/s低混合比液氧酒精蒸汽发生器的3.15MPa、3.5MPa降至2.85MPa、3.0MPa，降幅分别为10%、14%。

（3）液氧酒精混合比达到了2.0的设计要求，燃烧效率由1.33提升至2.03。

（4）该液膜冷却方式达到了液膜冷却水流量/推进剂流量0.2～0.5的设计要求，能够有效的保护喷注器及燃烧室壁面，冷却效果良好。

参考文献：

[1]Schfer K， Krühsel G， Advanced Green Propellant Steam Generator[C].Noordwijk： Green Propellant Space Propulsion， 2001.

[2]Casey Kirchner. Design Evolution and Verification of the A-3 Chemical Steam Generator[R].SSTI-2220-0175， 2009.

[3]趙宏，张海栋，孙小丽，等.大流量火箭蒸汽发生器试验研究[J].推进技术，2013，34（8）：1077-1081.

[4]朱宁昌.液体火箭发动机设计[M].北京：中国宇航出版社，2009.

[5]杨立军，富庆飞.液体火箭发动机推力室设计[M].北京：北京航空航天大学出版社，2013.

[6]常峰，索建秦，黎明.PDF模型在燃烧室上的应用[J].科学技术与工程，2013，15：23-26.

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