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8吨级补燃循环液氧煤油发动机

西安航天动力研究所;液体火箭发动机技术国防科技重点实验室;西北工业大学宇航学院

        近年来随着我国载人航天工程以及探月工程的逐步深入,载人登月将成为我下阶段我国航天事业的重要发展目标。为了支撑我国载人登月以及未来的深空探测任务,亟需一种性能高、具有深度变推能力的飞船发动机,用以完成软着陆阶段的减速、下降和悬停控制。变推力发动机代表现代发动机重要发展方向。由于载人登月以及深空探测项目周期长,低温液氢长时间在轨蒸发量远不能满足技术要求[ ],而液氧甲烷发动机研制经验不足,在国内尚未有实际应用型号。长征6号火箭首飞成功,标志着我国液氧煤油发动机的应用取得重大突破,该型号火箭的芯一级、芯二级发动机采用的液氧煤油发动机均具有推力调节能力,为80kN补燃循环液氧煤油发动机推力深度调节奠定了坚实的基础。

国内外变推力液氧煤油发动机现状

        对于补燃循环液氧煤油发动机推力调节,主要通过调节主涡轮功率实现,而调节主涡轮功率一个非常有效的方法就是降低进入涡轮燃气的温度。而由于涡轮燃气温度调节范围有限,因此目前国内外的液氧煤油发动机推力调节能力都比较弱,国际上推力调节能力较大的液氧煤油发动机主要为俄罗斯的RD-180B,RD-191发动机,其推力调节能力分别为 40%-100%、30%-100%。RD-180B发动机在燃气发生器燃料路设置流量调节器,RD-191发动机则是在燃气发生器燃料路与氧路均设置节流装置,通过对进入燃气发生器煤油以及液氧的流量,增大燃气发生器混合比,降低燃气温度,减小涡轮的做工能力,进而减小进入推力室的推进剂流量,达到调节发动机推力的目的。本文针对通过控制涡轮入口燃气温度调节补燃循环液氧煤油发动机推力的方案进行方案设计与变推力能力的计算。

3系统配置与调节影响因素

在现有补燃循环液氧煤油发动机基础上,针对燃气温度调节,在燃气发生器燃料路与氧路,推力室燃料路分别设置节流装置,用以调节燃气温度与推力室混合比。发动机系统设计如图 1所示。


       对于补燃循环液氧煤油发动机进行推力调节,其主要的调节措施为调节发生器燃料路推进剂流量,增大燃气发生器混合比,降低燃气温度,减小涡轮做功能力,降低泵的输送能力,从而减小进入推力室推进剂流量,达到降低发动机推力的目的。在推力调节的过程中会产生两个问题。一是发生器混合比过高,造成燃气发生器燃烧不稳定,产生低频振荡;二是发生器头部喷注器压降过低,雾化效果差。对应这两个个问题需要通过相应的方法进行解决。


通过对补燃循环液氧煤油发动机变推力调节方案进行仿真分析,结果表明:

1)如果采用现有发动机技术,通过对燃气温度调节,最多可以实现发动机3:1的推力调节能力;

2)通过对喷注器进行改造,通过对燃气温度调节,可将发动机推力调节能力提高至6:1;

3)通过对燃气温度调节,如需实现发动机10:1的推力调节能力,需要对现有燃气发生器组织燃烧方式进行改造,使发生器混合比在达到110时仍可保持稳定燃烧。


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