26 kg/s级低温氢气蒸发输送与安全排放系统设计

引言

随着我国探月、探火等重大航天工程的推进,火箭发动机推力逐渐增大,使得推进剂使用量大为增加,相应的需排放处理氢气量也大大增加。国防科委情报研究所曾统计过NASA报道的96次事故原因,因氢排放到大气中引起着火的事故占所有事故的62%[1]。由此可见,氢气排放在发动机试验过程中易发生事故。

目前,液体火箭试验台和发射台对低温氢气的排放,一般有高空排放、火炬燃烧、燃烧池处理等途径[2]。高空排放是发动机试验以及火箭发射最早采用的氢气处理方式,氢气经排放管直接排入大气,结构简单,操作方便。法国发射阿里安系列火箭的库鲁兹发射场以0.6 m3/min大流量加注时采用高空排放,美国宇航局的一些试验站也部分采用了高空排放[3]。如果单纯应用高空排放,在低温氢气排放量升高时,需要通过增加排放管路面积来实现充分换热和减小流速,这就会使排放系统设施布局加大。因此,在处理大流量的低温氢气的安全排放问题时,会采用燃烧处理的方法。火炬燃烧主体结构和高空排放系统类似,区别在于排放管末端增加了点火装置[4]。通过人为点燃低温氢气,使其在空气中燃烧成水蒸气,以消除低温氢气与空气形成的可燃混合气的潜在危害[5]。燃烧池是另一种采用燃烧处理可燃气体的方式,氢气排入水中,溢出水面后与空气混合燃烧,池水既能防止回火,又能有效阻止外界空气进入排放管,起到水封作用[5]。燃烧池的缺点是投资大。

由上可见,对于大流量氢排放问题来说,氢燃池安全可靠,但设施规模大、建造成本高,相比而言,采用高空排放管方式结构简单、成本较低,但需保证管路出口流速和温度,目前国内外尚未有采取该方式处理大流量低温氢气排放的先例。本文基于汽化器+高空排放管结构,设计了一套低温氢气蒸发输送及排放处理系统,对其进行了仿真论证。

1低温氢气排放工况分析

在试验中发动机氢泄出流量的变化过程如表1所示,具体流程如下:由于排放管路长时间不使用,管路内积存有大量空气,推进剂加注前需对氢排放管路进行氮气置换;在低温推进剂加注过程中,发动机会逐渐降温,为防止排放管路空气倒吸,此时开启小流量氢气封;进入程序预冷后发动机开始有1.73 kg/s氢泄出,然后进行额定预冷,发动机泄出流量会爬升到2.7 kg/s;最后进入主级段,流量会在1 s时间内迅速爬升到26 kg/s,然后进行450 s的长时间排放。

2低温氢气排放系统设计

高空排放管安全排放氢气应满足以下要求:1)在排放低温氢气前,排放管须先吹除置换,确保排放管内空气置换干净;2)排放管出口氢气流速应小于0.2 Ma,避免因流速过大导致静电积累过高,在排放管出口引起着火燃烧[1];3)为防止在排放管口附近形成液空甚至固空,应确保低温氢气在排放管出口升温到液化空气温度(80 K)以上。

针对26 kg/s氢排放流量,试验台建设了低温氢气蒸发输送及安全排放系统,如图1所示。

氢蒸发输送系统包括发动机泄出口至汽化器出口的管路,主要包括氢排放阀1、汽化器入口管路、汽化器、氢排放阀2、汽化器出口至高空排放管管路,排放管末端分成6路,连接6台汽化器。氢排放阀1后一周设置有氢吹接口和氮吹接口。汽化器为翅片管换热器,每台汽化器顶部设置有4个风机。

安全排放系统设置在导流槽末端空地上,主要功能是将试验过程中排放的氢气安全点燃。大流量氢气通过6个高空排放管来降低排放量和流速。排放管路主体采用DN300不锈钢管路,末端变径到DN500,竖直向上排入大气,总高20 m。每根排放管路顶部及底部一周均预留3个氮气气封接口,排放管出现不可控火焰时可以及时将火焰吹灭。设置氢气源至高空排放管的点火气源总管,引出6路至排空管顶端。

3系统仿真分析

运用AMEsim软件对表1中的氢排放过程进行仿真,以获取汽化器换热性能及高空排放管出口氢气温度,已知的仿真参数如表2所示。

基于上述条件所建立的仿真模型如图2所示。

图3分别为低压预冷、额定预冷、主级阶段发动机泄出口液氢排出流量、孔板后压力的变化曲线,从图中可以看出主级段发动机泄出口孔板排出后的压力为0.52 Mpa。

图4为汽化器工作特性曲线,从图中可以看出单台汽化器(包含4个风机)中空气流动速度基本维持在67 kg/s,主级段由于汽化器温度急剧下降造成空气流动速度略有下降。空气温度由293 K的环境温度分别下降到283.3 K(低压预冷段)、279.8 K(额定预冷段)、130.4 K(主级段),氢气温度由293 K(小流量预冷开始时,冷氢到达汽化器时很快就被汽化到环境温度)下降到243.8 K。由于氢汽化器采用的是逆流式,空气由上往下流动,氢由下往上流动,所以主级段汽化器氢出口温度大于空气出口端温度。

图5为单个氢高空排放管出口氢气温度特性曲达到稳定,排放温度稳定在260.9 K。

根据仿真结果计算高空排放管出口氢气马赫数,6个高空排放管处理的总流量为26 kg/s,单个排放管流量取4.4 kg/s,根据计算得到的排放管出口温度及当地压力可以得到出口氢气密度,根据m=PUA,就可以计算得到出口流速U=241.0 m/s。根据排放出口氢气音速的计算公式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,满足小于0.2倍的马赫数的要求,因此产生的静电累积量是安全的。

随着氢汽化器工作时间的延长,氢汽化器表面从底部开始结冰,造成换热效率下降。因此,将换热系数变为初始工作时的一半进行仿真,得到的汽化器出口和排放口的温度如图6所示。换热效率下降一半后,汽化器氢出口温度下降到148.9 K,空气出口温度提高到220.9 K,在高空排放口,氢出口温度为202.3 K。经计算,排放管出口马赫数为0.173,符合安全排放要求。

由于试验时间为450 S,根据汽化器厂家提供的数据,在此时间内,氢汽化器表面结冰结霜现象不算严重,因此,可知汽化器氢的出口温度应该远大于148.9 K,从而在末端高排出口氢的出口温度也远在

202.3 K以上,汽化器设计具有较大余量。

4结论

本文对氢氧火箭发动机试验台26 kg/S级低温氢气的安全排放问题进行了研究,设计了一套蒸发输送与安全排放系统,并结合发动机试验工况进行了仿真分析。本文得出的主要结论如下:

在不考虑汽化器表面结霜等因素对换热系数的影响时,汽化器氢出口温度为243.8 K,高空排放管出口温度稳定在260.9 K,排放口马赫数为0.196,满足安全排放要求。

2)在考虑汽化器表面结霜等因素对换热系数的影响时,汽化器氢出口温度下降到148.9 K,高空排放管出口温度稳定在202.3 K,排放口马赫数为0.173,满足安全排放要求。