引言

隨著我國探月、探火等重大航天工程的推進,火箭發(fā)動機推力逐漸增大,使得推進劑使用量大為增加,相應的需排放處理氫氣量也大大增加。國防科委情報研究所曾統(tǒng)計過NASA報道的96次事故原因,因氫排放到大氣中引起著火的事故占所有事故的62%[1]。由此可見,氫氣排放在發(fā)動機試驗過程中易發(fā)生事故。

目前,液體火箭試驗臺和發(fā)射臺對低溫氫氣的排放,一般有高空排放、火炬燃燒、燃燒池處理等途徑[2]。高空排放是發(fā)動機試驗以及火箭發(fā)射最早采用的氫氣處理方式,氫氣經(jīng)排放管直接排入大氣,結構簡單,操作方便。法國發(fā)射阿里安系列火箭的庫魯茲發(fā)射場以0.6 m3/min大流量加注時采用高空排放,美國宇航局的一些試驗站也部分采用了高空排放[3]。如果單純應用高空排放,在低溫氫氣排放量升高時,需要通過增加排放管路面積來實現(xiàn)充分換熱和減小流速,這就會使排放系統(tǒng)設施布局加大。因此,在處理大流量的低溫氫氣的安全排放問題時,會采用燃燒處理的方法。火炬燃燒主體結構和高空排放系統(tǒng)類似,區(qū)別在于排放管末端增加了點火裝置[4]。通過人為點燃低溫氫氣,使其在空氣中燃燒成水蒸氣,以消除低溫氫氣與空氣形成的可燃混合氣的潛在危害[5]。燃燒池是另一種采用燃燒處理可燃氣體的方式,氫氣排入水中,溢出水面后與空氣混合燃燒,池水既能防止回火,又能有效阻止外界空氣進入排放管,起到水封作用[5]。燃燒池的缺點是投資大。

由上可見,對于大流量氫排放問題來說,氫燃池安全可靠,但設施規(guī)模大、建造成本高,相比而言,采用高空排放管方式結構簡單、成本較低,但需保證管路出口流速和溫度,目前國內外尚未有采取該方式處理大流量低溫氫氣排放的先例。本文基于汽化器+高空排放管結構,設計了一套低溫氫氣蒸發(fā)輸送及排放處理系統(tǒng),對其進行了仿真論證。

1低溫氫氣排放工況分析

在試驗中發(fā)動機氫泄出流量的變化過程如表1所示,具體流程如下:由于排放管路長時間不使用,管路內積存有大量空氣,推進劑加注前需對氫排放管路進行氮氣置換;在低溫推進劑加注過程中,發(fā)動機會逐漸降溫,為防止排放管路空氣倒吸,此時開啟小流量氫氣封;進入程序預冷后發(fā)動機開始有1.73 kg/s氫泄出,然后進行額定預冷,發(fā)動機泄出流量會爬升到2.7 kg/s;最后進入主級段,流量會在1 s時間內迅速爬升到26 kg/s,然后進行450 s的長時間排放。

2低溫氫氣排放系統(tǒng)設計

高空排放管安全排放氫氣應滿足以下要求:1)在排放低溫氫氣前,排放管須先吹除置換,確保排放管內空氣置換干凈;2)排放管出口氫氣流速應小于0.2 Ma,避免因流速過大導致靜電積累過高,在排放管出口引起著火燃燒[1];3)為防止在排放管口附近形成液空甚至固空,應確保低溫氫氣在排放管出口升溫到液化空氣溫度(80 K)以上。

針對26 kg/s氫排放流量,試驗臺建設了低溫氫氣蒸發(fā)輸送及安全排放系統(tǒng),如圖1所示。

氫蒸發(fā)輸送系統(tǒng)包括發(fā)動機泄出口至汽化器出口的管路,主要包括氫排放閥1、汽化器入口管路、汽化器、氫排放閥2、汽化器出口至高空排放管管路,排放管末端分成6路,連接6臺汽化器。氫排放閥1后一周設置有氫吹接口和氮吹接口。汽化器為翅片管換熱器,每臺汽化器頂部設置有4個風機。

安全排放系統(tǒng)設置在導流槽末端空地上,主要功能是將試驗過程中排放的氫氣安全點燃。大流量氫氣通過6個高空排放管來降低排放量和流速。排放管路主體采用DN300不銹鋼管路,末端變徑到DN500,豎直向上排入大氣,總高20 m。每根排放管路頂部及底部一周均預留3個氮氣氣封接口,排放管出現(xiàn)不可控火焰時可以及時將火焰吹滅。設置氫氣源至高空排放管的點火氣源總管,引出6路至排空管頂端。

3系統(tǒng)仿真分析

運用AMEsim軟件對表1中的氫排放過程進行仿真,以獲取汽化器換熱性能及高空排放管出口氫氣溫度,已知的仿真參數(shù)如表2所示。

基于上述條件所建立的仿真模型如圖2所示。

圖3分別為低壓預冷、額定預冷、主級階段發(fā)動機泄出口液氫排出流量、孔板后壓力的變化曲線,從圖中可以看出主級段發(fā)動機泄出口孔板排出后的壓力為0.52 Mpa。

圖4為汽化器工作特性曲線,從圖中可以看出單臺汽化器(包含4個風機)中空氣流動速度基本維持在67 kg/s,主級段由于汽化器溫度急劇下降造成空氣流動速度略有下降?？諝鉁囟扔?93 K的環(huán)境溫度分別下降到283.3 K(低壓預冷段)、279.8 K(額定預冷段)、130.4 K(主級段),氫氣溫度由293 K(小流量預冷開始時,冷氫到達汽化器時很快就被汽化到環(huán)境溫度)下降到243.8 K。由于氫汽化器采用的是逆流式,空氣由上往下流動,氫由下往上流動,所以主級段汽化器氫出口溫度大于空氣出口端溫度。

圖5為單個氫高空排放管出口氫氣溫度特性曲達到穩(wěn)定,排放溫度穩(wěn)定在260.9 K。

根據(jù)仿真結果計算高空排放管出口氫氣馬赫數(shù),6個高空排放管處理的總流量為26 kg/s,單個排放管流量取4.4 kg/s,根據(jù)計算得到的排放管出口溫度及當?shù)貕毫梢缘玫匠隹跉錃饷芏?根據(jù)m=PUA,就可以計算得到出口流速U=241.0 m/s。根據(jù)排放出口氫氣音速的計算公式C=√KRT,得到C=1 227.3 m/S。由此可以得到排放管出口Ma=v/C≈0.196,滿足小于0.2倍的馬赫數(shù)的要求,因此產生的靜電累積量是安全的。

隨著氫汽化器工作時間的延長,氫汽化器表面從底部開始結冰,造成換熱效率下降。因此,將換熱系數(shù)變?yōu)槌跏脊ぷ鲿r的一半進行仿真,得到的汽化器出口和排放口的溫度如圖6所示。換熱效率下降一半后,汽化器氫出口溫度下降到148.9 K,空氣出口溫度提高到220.9 K,在高空排放口,氫出口溫度為202.3 K。經(jīng)計算,排放管出口馬赫數(shù)為0.173,符合安全排放要求。

由于試驗時間為450 S,根據(jù)汽化器廠家提供的數(shù)據(jù),在此時間內,氫汽化器表面結冰結霜現(xiàn)象不算嚴重,因此,可知汽化器氫的出口溫度應該遠大于148.9 K,從而在末端高排出口氫的出口溫度也遠在

202.3 K以上,汽化器設計具有較大余量。

4結論

本文對氫氧火箭發(fā)動機試驗臺26 kg/S級低溫氫氣的安全排放問題進行了研究,設計了一套蒸發(fā)輸送與安全排放系統(tǒng),并結合發(fā)動機試驗工況進行了仿真分析。本文得出的主要結論如下:

在不考慮汽化器表面結霜等因素對換熱系數(shù)的影響時,汽化器氫出口溫度為243.8 K,高空排放管出口溫度穩(wěn)定在260.9 K,排放口馬赫數(shù)為0.196,滿足安全排放要求。

2)在考慮汽化器表面結霜等因素對換熱系數(shù)的影響時,汽化器氫出口溫度下降到148.9 K,高空排放管出口溫度穩(wěn)定在202.3 K,排放口馬赫數(shù)為0.173,滿足安全排放要求。