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本文采取数值模拟结合工程试验的方式，设计氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置。
装置以常温氢气火炬主动燃烧的方式处理环境中积聚的低温氢气，并以氮气引流的方式隔绝
氢气，阻止氢气、燃气扩散。此方案在多个型号的发动机整机试验及动力系统试验中得到了
成功的应用，具有较高的可靠性。
关键词：氢氧火箭发动机试验；安全处理；低温氢气；主动燃烧装置
中图分类号：V553.2+1文献标识码：A文章编号：1006-883X(2019)08-0007-06
收稿日期:2019-08-03
氢氧火箭发动机试验低温氢气
燃烧处理装置研究
方维"张伟"
北京航天试验技术研究所，北京100074；2.北京市航天动力试验技术与装备工程技术研究中心，北京100074
—、引言
寸十于推力较大的氢氧火箭发动机，推力室压力高，XT热流密度大，点火启动之前需要使用液氢预冷推力室以减少启动时的压力梯度。关机时为确保安全，往往采用富氢关机的方式，先关闭氧化剂流路。发动机富氢起动，富氢关机将排出大量的低温氢气，氢在空气中的爆炸极限为18.3%~59%，这部分氢气会对发动机及下游试验设施构成潜在安全风险，必须进了可移动的氢点火装置：在发动机启动之前移动到指定位置，发动机启动后收回。同时设计了规模庞大的氮气吹除系统以减少发动机关机和泄露情况下发动机头部的氢聚集现象同。
低温氢气处理是我国新一代氢氧火箭发动机设计及试验过程中遇到的新课题，本文以某型氢氧火箭发动机研制及试验为背景开展研究，采用数值仿真结合工程试验的方式，设计发动机低温氢气燃烧处理装置。
行处理。
对于这部分冷氢排放，国外多釆用直接点燃并引流的方式2打美国空军试验室1一A试验台在发动机主燃烧室出口将发动机预冷排出的冷氢釆用氢氧火炬点燃。斯坦尼斯宇航中心进行338.2吨大推力氢氧发动机RS—68试验时，
为了消除从主发动机喷管和涡轮泵排泄喷管喷岀的氢，设计
时间(s)
图1冷氢排放流量(单机)
以常温氢气火炬主动燃烧的方
式处理环境中积聚的低温氢
气，以氮气引流的方式隔绝氢
气，并阻止氢气、燃气扩散。
二、设计要求
某型氢氧火箭发动机起动
前使用液氢预冷推力室，预冷
阶段通过喷管排出低温氢气，
单机冷氢排放流量如图1所示。
Os为发动机氢主阀打开时间，
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P=0.15MPa, 7=80K, 0=l.5kg/s 进行设计。低温氢气能可靠的 引燃，其必备条件包括合适的
点火源及其抗风能力，合适的
氧气浓度等。氢在空气中燃点
温度(850K)附近，焙值2921
kcal/kg 151，而在80K 温度下， 恰值只有323 kcal/kg 0即，点
燃80K 、1kg 的低温氢气需要的 能量约为2598 kcaL
氢气在空气中的扩散速度
快，所需的理论空气量最少，
能够产生极高的燃烧热值。
氢气在空气中的燃烧温度为
2129°C，焙值 29150 kcal/kg 16-71,
在流量相同的条件下，氢气的燃烧热约是乙烘的3倍， 可以为低温氢气提供更多的点火能量。另外，氢气火
焰压力高，能够更好地抵御风力的影响。因此，使用
氢气火炬点燃低温氢气是可靠的。
氢气在空气中点燃能量低，所需要的点火能量仅
为0.019mJ，脉冲式火花塞的能量足以将火炬喷嘴中喷
出的低压常温氢气点燃。
根据以上分析，本设计中的点火系统的燃料气釆
用常温低压氢气，喷出点火喷嘴的氢气与空气混合后，
利用脉冲式火花塞点火，形成长明火炬。点火装置主
要部件结构如图3所示。
总排放时间约5s，单台发动机流量O.75kg/s~1.35kg/so 对曲线进行离散化，计算排氢总量~5.5kg 。排放温度
随时间逐步降低，在排放结束时头腔处温度约60K, 从喷管排出的低温氢气平均温度~80K，发动机喷管直
径 ~1.5m 。
三、低温氢气燃烧处理装置设计
1、 工作原理
发动机低温氢气燃烧处理装置原理如图2所示。
系统由测控系统、燃料供应系统、点火系统、氮气引
流装置以及相关的输送管线、阀门、固定支架等组成。
基本工作原理为发动机准备起动、预冷推力室前,
低温氢气燃烧处理装置提前开始工作，通过火花塞点
燃点火喷嘴喷出的常温氢气，在发动机喷管底端形成
火炬；发动机预冷推力室的同时，引流装置开始工作；
预冷推力室后由喷管排出的冷氢被氢气火炬引燃，并
在氮气引流作用下向下排放，避免火焰上飘和扩散。
发动机起动后，火花塞即停止工作，而点火喷嘴和引
流环继续工作直到试车关机程序结束，用于处理富氢
关机时产生的低温氢气。
2、 点火系统设计
某型大推力氢氧发动机起动前在贮箱压力下
预冷推力室，推力室排出的低温氢气处理方案按照
传感器世畀2019.08囲Vol.25 NO.08 Total 290 屬
火花塞接嘴氢气喷嘴
火花塞
图3
点火装置主要结构示意图
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点火器使用高能电子点火器，输入电源电压
为〜220V，点火直流电压2500V，发火频率14Hz,
火花塞点火能量12J，能够可靠点燃常温氢氧混合气。
每台发动机配置2个点火装置，每个点火装置配
置2个火花塞。2个点火装置通过固定支架安装在发
动机喷管出口处，沿喷管周向对称分布。氢气喷嘴的 安装位置应能确保发动机喷管喷出的低温氢气在最初 的混合区域里在最短时间内完成可靠点火，因此要保
证氢气喷嘴距离喷管底部垂直距离足够小，但同时又 不会直接烧蚀发动机喷管；另一方面为了防止发动机
尾流高温燃气的强烈辐射作用对点火装置造成破坏，
点火装置距离喷管的安装半径应足够大，因此对点火
喷嘴火焰长度、火焰能量提出了较高要求。
本设计中氢气喷嘴安装位置根据以往氢气安全处 理的经验，安装位置参考：
a = 15°-20°
启心5
⑴
2
,(0.3 ~ 0.5)4/7 =-----------------------I 2
其中，a —火炬与推力室径向夹角；
R —火炬的安装半径；
d —低温氢脱离喷管壁时的气流的直径，按照
喷管直径1500mm 计算；
h —火炬与喷管出口垂直高度。
经现场实际测试，火炬喷嘴与推力室径向呈
15。~20。夹角向下喷射，与喷管出口垂直高度差
230mm，与推力室中轴线距离950mm 。
根据氢气喷嘴安装位置，需要设计筛选出火焰 长度＞800mm 的喷嘴方案。火炬喷嘴设计为收缩形
喷嘴，喷管长度100mm，入口直径8mm，出口直径
3mm 〜5mm 。通过加工不同喷嘴并进行试验筛选，使用
出口直径为4mm 的喷嘴，在0.7MPa 压力下，火焰长
度可达900mm，能够满足使用要求。
采用试验的方式验证点火装置的点火效果，同时
设计风力对点火可靠性影响试验：利用大功率风扇模
拟5~6级风力吹到喷管出口，与喷管轴线0。、45。、
90。三个方向分别吹风，每个角度下做5次点火试验，
均能可靠点燃喷管排出的低温氢气，充分证实了上述
装置的可靠性。
3、引流装置设计
推力室排出的低温氢气压力较低，容易被风吹散；
汽结构
此外，由于氢气密度小，燃烧后火焰将随之上飘，因
此必须主动控制。通过增加氮气引流环，在引射作用
下，隔绝氢气并阻止氢气、燃气扩散，其结构原理如
图2所示。
图4为无氮气引流时氢气自由扩散以及有氮气引
流时氢、氧浓度分布对比。湍流模型为标准也；双方
程模型和标准壁面函数，控制方程釆用一阶迎风格式
离散，计算步长为0.01s.
如图4 (a)所示，当缺少引流措施时，预冷段排
出的低温氢气自由扩散将在发动机周围大量积聚；同 时由于推力室排出的低温氢气压力较低，被火炬点燃 后容易被风吹散，火焰飘向试车间其他位置易成为不
-4 -2 0
2 4x(m)
(a)自由扩散状态氢气浓度-4 -2 0 2 4x(m)
(b)氮气引流时氢气浓度
-
4 -2 0 2 4
x(m)
(C )氮气引流时氧气浓度
图4某型氢氧火箭发动机试验预冷段计算氢气、氧气分布云图
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安全因素。图4 (b)、(c)为在发动机喷管周围设 置氮气引流后，环境中氢气扩散云图以及发动机周围
氧浓度分布情况。
氮气引流的效果包括：
(1) 对向上扩散低温氢气和火焰起到抑制和吹除 作用，将氢气和火焰控制在允许的范围之内；
(2) 降低向上扩散火焰的温度，降低发动机周围光固化打印机
设备被烧坏的风险。
不利影响包括：
(1) 氮气的掺混减小了喷管附近氧气的浓度，不 利于氢气的点燃和燃烧；
(2) 对点火火炬产生影响，降低点火火炬的温度,
并使火炬发生偏转，降低了点火的可靠性。
上述两方面因素需综合考虑并进行试验验证，以
确保试车时低温氢气处理可靠有效。
引流环设计是本方案的难点，其外廓尺寸受试车
间结构的限制，空间布局受氢氧涡轮燃气排放管的干
扰。研究采用数值模拟结合工程试验的方式，通过数 值模拟分析计算氮气引流环相对发动机径向、轴向位 置，以及氮气吹除角度等对
喷管中排出的低温氢气扩散、
发动机周围环境氧浓度的影
响。以计算数据为参考，综
合试车台以及发动机结构， 合理设计安排引流环结构、
位置参数等，进而釆取试验
方式对引流效果进行评估，
进一步改进设备。
图5是不同轴向位置吹 除5s 时的氢气浓度分布，氮
气引流环设置过高或过低对
氢气引流的效果均不理想。
吹除位置过高时，在氢气扩 散区域，氮气流速低、动量 小，对氢气的吹除能力减弱；
位置过低时，氢气将从引流
环与挡火板的间隙向外扩散，
不能起到完全控制氢气扩散
范围的作用。
图6为不同径向位置吹除时的氢气浓度分布。吹
除位置距离发动机挡火板越近，从间隙向上扩散的氢
气越少，向上扩散的范围越小。
图7为45。吹除角和垂直向下吹除时的氢气浓度
分布，从图示结果可以看出，氮气以一定的角度向内
侧吹除能够对氢气起到更好的控制作用。
综合考虑数值模拟结果与试车台实际情况，设计
引流环直径为1600mm，选用032mm x 3.5mm 厚壁管，
沿圆周打3排02的针孔，100个/排，起到引流作用； 沿圆周焊接40个喷嘴，每个喷嘴入口直径10mm，出
口为长圆孔形，出口截面4mm 2，喷射气流扩散角度约
20%使用4n?氮气瓶供气，氮气流量〜3kg/s，电磁 阀直接控制供气。
试验研究表明：只要氮气的吹除冲击点不正对点 火装置火炬喷嘴出口，则氮气引流环不会吹灭氢气火
焰，空气可以不断地以混合扩散方式进入氮气环内部
提供燃烧氧气。上述设备的可靠性已被多次发动机试 验以及动力系统试验所证实。
x(m)(a) +600mm 处
-4 -2 0 2 4双m)
(c) 0mm 处x(m)
(b) +300mm 处
-4 -2
0 2 4
麂子养殖x(m)
(d) -300mm 处
图5不同轴向吹除位置下的氢气浓度分布(以挡火板为0m 平面)
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Research&Development I研究动态MolcF-M,0010201040.506070»09
x(m)x(m)
(a)与挡火板间距100mm
x(m)x(m)
(b)与挡火板间距200mm
x(m)
18!KBK—W
2.4 2.6 2.8
3.0 3.2
x(m)
(c)与挡火板间距300mm
图6不同径向吹除位置下的氢气浓度分布
-4-2024-4-2024 x(m)x(m)
(a)斜45。向内吹除氢气浓度分布(b)垂直向下吹除氢气浓度分布
图7不同吹除角度下的氢气浓度分布四、结论
本文釆取数值模拟结合工程试验的
方式，设计氢氧火箭发动机试验低温氢
气燃烧处理装置，用于消除氢氧火箭发
动机富氢起动、富氢关机时排出的低温
氢气。装置以常温氢气长明火炬主动燃
烧的方式处理环境中积聚的低温氢气，
以氮气引流的方式隔绝氢气，阻止氢气、
燃气扩散。此方案在多个型号的发动机
整机试验及动力系统试验中得到了成功
的应用，具有较高的可靠性。其研究
思路和工程经验对于液体火箭发动机
试车过程中的可燃气体处理，有毒或腐
手机应急充电器蚀性推进剂、燃烧产物排放等问题具有
一定指导意义。
参考文献
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理技术发展综述[J].火箭推进，2017,
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IM
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Research of Cryo-GH2Active Combustion Device for LOy/LHj Rocket Engine Tests
FANG Wei1'2,ZHANG Wei"
(1.Beijing Institute of Aerospace Testing Technology, Beijing100074,China;2.Beijing Engineering Research Center of A erospace Propulsion Testing Technology and Equipment,Beijing100074,China)
Abstract:In this paper,an active combustion device is designed by adopting the method of numerical
simulation combined with engineering experiment,to solve the problem of safety disposal of cryo-GH2discharged from high-thrust LO A7LH2rocket engine during hydrogen-rich starting and hydrogen-rich shutdown.This system treats the cryo・GH2accumulated in the environment by means of active combustion of normal-temperature hydrogen torch, and prevents the diffusion of hydrogen and gas by means of nitrogen drainage.This scheme has been successfully applied in various types of rocket engines tests and large launch vehicle's stage tests.
Key words:LO A/LH2rocket engine test;safety disposal; cryo-GH2;active combustion device
作者简介
方维：北京航天试验技术研究所，工程师，硕士，研究方向为液体火箭发动机试验。
张伟：北京航天试验技术研究所，工程师，硕士，研究方向为液体火箭发动机试验。
通信地址：北京市丰台区云岗田城中里1号7205信箱15分箱（北京市丰台区云岗田城中里1号）
邮编：100074
邮箱：knightos@qq
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发表后一个月左右统一汇出。
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相应证明材料可优先刊发。
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