一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法与流程

1.本发明属于航空航天技术领域，尤其涉及一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法。


背景技术：

2.液体火箭发动机是通过燃料与氧化剂在推力室中燃烧后高速喷出产生推力，因此推力室点火是液体火箭发动机起动过程中的关键环节，直接决定发动机能够进入正常工作状态。
3.为了避免推力室内壁金属暴露在高温富氧环境中与氧气发生剧烈反应而损毁，大推力氢氧发动机推力室一般采用富氢点火的方式。即氢先进入推力室，然后氧再进入点火。但由于氧进入时推力室内已经积存了一定的氢，而推力室又是相对密闭的空间，因此点火瞬间会产生压力冲击，对推力室和发动机其他组件的结构产生不利影响。如果点火时的压力冲击过高，甚至有可能导致发动机出现结构破坏。因此，对于采用富氢点火的氢氧发动机，必须对起动时推力室的点火压力冲击进行控制。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，旨在减小氢氧发动机推力室点火瞬间产生的压力峰值，确保推力室和发动机结构的安全。
5.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，包括：
6.步骤1，确定氧主阀的打开时间t；
7.步骤2，确定采用氦气对燃料头腔进行吹除时的吹除流量q；
8.步骤3，确定燃料贮箱的压力p；其中，燃料贮箱内贮存有液氢；
9.步骤4，进行点火：打开燃料主阀，控制燃料贮箱以压力p向燃料入口注入液氢；液氢经燃料入口、燃料主阀进入冷却夹套，经冷却夹套进行预冷，之后液氢进入燃料头腔，再通过氢喷嘴进入推力室内腔；经过时间t-0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀，液氧经氧入口、氧主阀进入氧化剂头腔，然后通过氧喷嘴进入推力室内腔；当推力室内腔内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火；其中，在打开燃料主阀的同时打开吹除阀，氦气吹除设备以吹除流量q向氦气入口吹入氦气，氦气经吹除阀后进入燃料头腔，实现对燃料头腔的吹除；在打开氧主阀的同时关闭吹除阀。
10.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，时间t是指：通过多次试验测量得到的燃料从进入冷却夹套开始，至燃料头腔的压力超过0.15mpa，且温度低于150k的时间的平均值。
11.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，时间t的确定方式如下：
12.通过开展多次试验，确定时间t1：打开燃料主阀，液氢经过燃料入口、燃料主阀进
入冷却夹套，同时测量燃料头腔的压力，记录从燃料主阀打开至燃料头腔的压力超过0.15mpa的时间；开展多次试验，得到第一时间包络，并求得其平均值，记作t1；
13.通过开展多次试验，确定时间t2：打开燃料主阀，液氢经过燃料入口、燃料主阀进入冷却夹套，同时测量燃料头腔的温度，记录燃料头腔温度从燃料主阀打开至降低至150k的时间；开展多次试验，得到第二时间包络，并求得其平均值，记作t2；
14.根据t1与t2的比较结果，确定t：当t1＞t2时，t＝t1；当t1＜t2时，t＝t2；当t1＝t2时，t＝t1＝t2。
15.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，吹除流量q的确定方式如下：
16.通过开展多次试验，确定吹除流量q：用氦气对燃料头腔进行吹除，记录采用不同吹除流量时对应的燃料头腔的压力，确定能够使燃料头腔的压力达到0.2mpa所对应的吹除流量；开展多次试验，得到若干个能够使燃料头腔的压力达到0.2mpa的吹除流量，并求得其平均值，记作q。
17.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，当燃料贮箱的压力为p时，可保证燃料入口处的压力为液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和，以降低点火冲击。
18.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，燃料贮箱的压力+输送系统的液柱压力＝燃料入口处的压力。
19.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，压力p的确定方式如下：
20.通过开展多次试验，确定压力p：打开燃料主阀，控制燃料贮箱以不同压力向燃料入口注入液氢，同时记录燃料入口处的压力，确定能够使燃料入口处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和所对应的燃料贮箱压力；开展多次试验，得到若干个能够使燃料入口处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和的燃料贮箱压力，并求得其平均值，记作p。
21.在上述抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法中，发动机推力室，包括：燃料主阀、冷却夹套、燃料头腔、氧化剂头腔、氧主阀、推力室内腔和吹除阀；
22.燃料头腔和氧化剂头腔位于推力室内腔头部；
23.冷却夹套位于推力室内腔外侧；
24.燃料主阀设置在冷却夹套入口处，冷却夹套出口接燃料头腔；吹除阀设置在燃料主阀与冷却夹套入口之间的连接管路上；
25.氧主阀设置在氧化剂头腔入口处。
26.本发明具有以下优点：
27.(1)本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，通过控制液体火箭发动机燃料主阀和氧主阀的打开时间间隔、设置燃料头腔高压氦气吹除流量、降低燃料贮箱压力等方式，降低推力室内腔在着火时刻的燃料积存，达到抑制发动机起动过程中推力室点火压力冲击的目的，保护发动机结构安全。
28.(2)本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，可应用于包括氢氧发动机、液氧/甲烷发动机在内的低温液体火箭发动机开展，并可推广应用于所有采用推力室富氢点火方案的液体火箭发动机。
附图说明
29.图1是本发明实施例中一种发动机推力室的结构示意图；
30.图2是本发明实施例中一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法的步骤流程图；
31.图3是本发明实施例中一种抑制推力室点火压力冲击的原理图。
具体实施方式
32.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
33.在本实施例中，公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，该方法主要针对如图1所示的发动机推力室。如图1所示，该发动机推力室包括：燃料主阀2、冷却夹套3、燃料头腔4、氧化剂头腔5、氧主阀6、推力室内腔8和吹除阀9。其中，燃料头腔4和氧化剂头腔5位于推力室内腔8头部；冷却夹套3位于推力室内腔8外侧；燃料主阀2设置在冷却夹套3入口处，冷却夹套3出口接燃料头腔4；吹除阀9设置在燃料主阀2与冷却夹套3入口之间的连接管路上；氧主阀6设置在氧化剂头腔5入口处。
34.在本实施例中，如图1，该抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，包括：
35.步骤1，确定氧主阀6的打开时间t。
36.在本实施例中，时间t是指：通过多次试验测量得到的燃料从进入冷却夹套3开始，至燃料头腔4的压力超过0.15mpa，且温度低于150k的时间的平均值。
37.优选的，时间t的确定方式如下：通过开展多次试验，确定时间t1：打开燃料主阀2，液氢经过燃料入口1、燃料主阀2进入冷却夹套3，同时测量燃料头腔4的压力，记录从燃料主阀2打开至燃料头腔4的压力超过0.15mpa的时间；开展多次试验，得到第一时间包络，并求得其平均值，记作t1。通过开展多次试验，确定时间t2：打开燃料主阀2，液氢经过燃料入口1、燃料主阀2进入冷却夹套3，同时测量燃料头腔4的温度，记录燃料头腔温度从燃料主阀2打开至降低至150k的时间；开展多次试验，得到第二时间包络，并求得其平均值，记作t2。根据t1与t2的比较结果，确定t：当t1＞t2时，t＝t1；当t1＜t2时，t＝t2；当t1＝t2时，t＝t1＝t2。
38.可见，时间t的设置的基本原则为：氧主阀与燃料主阀的打开时间间隔不能小于maxt1,t2，同时燃料头腔温度已经开始近似线性下降。这样使得液氧进入推力室内腔时冷却夹套已经得到一定程度的冷却，同时推力室内腔内的燃料积存尽量少。
39.步骤2，确定采用氦气对燃料头腔4进行吹除时的吹除流量q。
40.在本实施例中，吹除流量q的确定方式如下：通过开展多次试验，确定吹除流量q：用氦气对燃料头腔4进行吹除，记录采用不同吹除流量时对应的燃料头腔4的压力，确定能够使燃料头腔4的压力达到0.2mpa所对应的吹除流量；开展多次试验，得到若干个能够使燃料头腔4的压力达到0.2mpa的吹除流量，并求得其平均值，记作q。
41.优选的，在燃料主阀打开后，使用高压氦气对燃料头腔进行吹除，可将提前进入推力室内腔的燃料尽量排出，减少积存；氧主阀打开后停止吹除。
42.步骤3，确定燃料贮箱的压力p。
43.在本实施例中，当燃料贮箱的压力为p时，可保证燃料入口1处的压力为液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和，以降低点火冲击。
44.优选的，基于燃料贮箱的压力+输送系统的液柱压力＝燃料入口1处的压力这一原则，可以通过如下方式确定压力p：通过开展多次试验，确定压力p：打开燃料主阀2，控制燃料贮箱以不同压力向燃料入口1注入液氢，同时记录燃料入口1处的压力，确定能够使燃料入口1处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和所对应的燃料贮箱压力；开展多次试验，得到若干个能够使燃料入口1处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和的燃料贮箱压力，并求得其平均值，记作p。
45.优选的，压力p的设置，主要是为了在起动时控制燃料贮箱的压力，在确保泵不会处于汽蚀状态的前提下，让燃料贮箱的压力尽可能低，减缓燃料在推力室内腔中的充填速度。
46.其中，需要说明的是，时间t、吹除流量q和压力p均是通过多次试验测量计算得到的。燃料贮箱内贮存有燃料，该燃料可以但不仅限于是：液氢、甲烷等低温液体燃料。
47.步骤4，进行点火：打开燃料主阀2，控制燃料贮箱以压力p向燃料入口1注入液氢；液氢经燃料入口1、燃料主阀2进入冷却夹套3，经冷却夹套3进行预冷，之后液氢进入燃料头腔4，再通过氢喷嘴进入推力室内腔8；经过时间t-0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀6，液氧经氧入口7、氧主阀6进入氧化剂头腔5，然后通过氧喷嘴进入推力室内腔8；当推力室内腔8内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火。其中，在打开燃料主阀2的同时打开吹除阀9，氦气吹除设备以吹除流量q向氦气入口10吹入氦气，氦气经吹除阀9后进入燃料头腔4，实现对燃料头腔4的吹除；在打开氧主阀6的同时关闭吹除阀9。
48.在上述实施例的基础上，下面以抑制点火冲击的某型发动机为例进行说明。
49.如图3所示，首先，针对需要抑制点火冲击的某型发动机，开展冷却夹套与燃料头腔的充填试验。保证燃料入口压力为设计值，打开燃料主阀，让燃料在入口压力的作用下，对冷却夹套和燃料头腔进行充填，记录从燃料主阀打开到燃料头腔压力升高至0.15mpa的时间。多次试验后可以获得间隔时间的包络范围，在此基础上，再考虑氧主阀的动作响应时间，即可得到氧主阀的打开时刻。另外，根据燃料充填时间与氧主阀打开时刻，可以确定高压氦气吹除的开始与停止时刻，即从燃料进入燃料头腔开始吹除，氧主阀打开后停止吹除，促使在氧化剂之前进入推力室内腔的部分燃料排出推力室内腔，减少推力室内腔燃料积存。此外，液体火箭发动机起动时会在泵前产生压力下降，即负水击现象。当压力低于推进剂的饱和蒸汽压时，泵会产生汽蚀，危及发动机工作安全。因此，必须保证燃料入口压力在发动机起动时高于推进剂饱和蒸汽压与负水击幅值的和。在上述前提下，降低燃料贮箱压力，使推力室着火前进入的燃料尽可能少，降低点火时刻的压力冲击。
50.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
51.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，包括：步骤1，确定氧主阀(6)的打开时间t；步骤2，确定采用氦气对燃料头腔(4)进行吹除时的吹除流量q；步骤3，确定燃料贮箱的压力p；其中，燃料贮箱内贮存有液氢；步骤4，进行点火：打开燃料主阀(2)，控制燃料贮箱以压力p向燃料入口(1)注入液氢；液氢经燃料入口(1)、燃料主阀(2)进入冷却夹套(3)，经冷却夹套(3)进行预冷，之后液氢进入燃料头腔(4)，再通过氢喷嘴进入推力室内腔(8)；经过时间t-0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀(6)，液氧经氧入口(7)、氧主阀(6)进入氧化剂头腔(5)，然后通过氧喷嘴进入推力室内腔(8)；当推力室内腔(8)内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火；其中，在打开燃料主阀(2)的同时打开吹除阀(9)，氦气吹除设备以吹除流量q向氦气入口(10)吹入氦气，氦气经吹除阀(9)后进入燃料头腔(4)，实现对燃料头腔(4)的吹除；在打开氧主阀(6)的同时关闭吹除阀(9)。2.根据权利要求1所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，时间t是指：通过多次试验测量得到的燃料从进入冷却夹套(3)开始，至燃料头腔(4)的压力超过0.15mpa，且温度低于150k的时间的平均值。3.根据权利要求1所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，时间t的确定方式如下：通过开展多次试验，确定时间t1：打开燃料主阀(2)，液氢经过燃料入口(1)、燃料主阀(2)进入冷却夹套(3)，同时测量燃料头腔(4)的压力，记录从燃料主阀(2)打开至燃料头腔(4)的压力超过0.15mpa的时间；开展多次试验，得到第一时间包络，并求得其平均值，记作t1；通过开展多次试验，确定时间t2：打开燃料主阀(2)，液氢经过燃料入口(1)、燃料主阀(2)进入冷却夹套(3)，同时测量燃料头腔(4)的温度，记录燃料头腔温度从燃料主阀(2)打开至降低至150k的时间；开展多次试验，得到第二时间包络，并求得其平均值，记作t2；根据t1与t2的比较结果，确定t：当t1＞t2时，t＝t1；当t1＜t2时，t＝t2；当t1＝t2时，t＝t1＝t2。4.根据权利要求1所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，吹除流量q的确定方式如下：通过开展多次试验，确定吹除流量q：用氦气对燃料头腔(4)进行吹除，记录采用不同吹除流量时对应的燃料头腔(4)的压力，确定能够使燃料头腔(4)的压力达到0.2mpa所对应的吹除流量；开展多次试验，得到若干个能够使燃料头腔(4)的压力达到0.2mpa的吹除流量，并求得其平均值，记作q。5.根据权利要求1所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，当燃料贮箱的压力为p时，可保证燃料入口(1)处的压力为液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和，以降低点火冲击。6.根据权利要求5所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，燃料贮箱的压力+输送系统的液柱压力＝燃料入口(1)处的压力。7.根据权利要求6所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，压力p的确定方式如下：
通过开展多次试验，确定压力p：打开燃料主阀(2)，控制燃料贮箱以不同压力向燃料入口(1)注入液氢，同时记录燃料入口(1)处的压力，确定能够使燃料入口(1)处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和所对应的燃料贮箱压力；开展多次试验，得到若干个能够使燃料入口(1)处的压力等于液氢饱和蒸汽压与泵正净抽吸压之和的燃料贮箱压力，并求得其平均值，记作p。8.根据权利要求1所述的抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，其特征在于，发动机推力室，包括：燃料主阀(2)、冷却夹套(3)、燃料头腔(4)、氧化剂头腔(5)、氧主阀(6)、推力室内腔(8)和吹除阀(9)；燃料头腔(4)和氧化剂头腔(5)位于推力室内腔(8)头部；冷却夹套(3)位于推力室内腔(8)外侧；燃料主阀(2)设置在冷却夹套(3)入口处，冷却夹套(3)出口接燃料头腔(4)；吹除阀(9)设置在燃料主阀(2)与冷却夹套(3)入口之间的连接管路上；氧主阀(6)设置在氧化剂头腔(5)入口处。

技术总结
本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，包括：确定氧主阀的打开时间T；确定采用氦气进行吹除时的吹除流量Q；确定燃料贮箱的压力P；进行点火：打开燃料主阀，控制燃料贮箱以压力P注入液氢；液氢经燃料主阀、冷却夹套、燃料头腔后进入推力室内腔；经过时间T-0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀，液氧经氧入口、氧主阀、氧化剂头腔后进入推力室内腔；当推力室内腔内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火；吹除阀在燃料主阀打开时打开、在氧主阀打开时关闭，氦气流量控制为Q。本发明旨在减小氢氧发动机推力室点火瞬间产生的压力峰值，确保推力室和发动机结构的安全。安全。安全。


技术研发人员：巩岩博 胡程炜 马旋 张箭 刘忠恕 赵莹 刘畅 张卫红 何昆
受保护的技术使用者：北京航天动力研究所
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/5/26