【行业新闻】美国航空航天局（NASA）连续旋转爆震循环发动机发展现状

导读：NASA目前正在研究连续爆震循环发动机，用于着陆器和星际空间探索任务。爆震循环发动机的性能优势可能允许更广泛的设计选择空间和更紧凑的几何结构，这对于未来的月球及火星任务至关重要。然而，美国的技术成熟度（TRL）较低，存在多个主要风险因素，需要在发动机系统全面开发前加以了解。其中一个不确定因素是热稳态条件下预期的极端热负荷。为此，IN Space LLC与NASA马歇尔太空飞行中心（MSFC）建立了合作机会公告（ACO）伙伴关系，以探索增材制造（AM）工艺与高导电性铜基合金GRCop-42和GRCop-84的集成。这项工作概述了7千磅力推力级全AM GRCop合金旋转爆震火箭发动机（RDRE）的高温点火测试。两种模拟着陆器发动机系统的环形推力室配置使用LOx/GH2进行了测试。LOx/LCH4。在两种配置中，部分硬件采用去离子水主动冷却，并通过液化碳氢化合物（LCH4）进行再生冷却。所有主要硬件在单次燃烧中均能持续运行长达133秒，直至达到热稳态。实验共完成18次点火，总持续时间达802秒，无论是否通过目视确认波浪存在。与理论可达到的平均燃烧室压力相比，所有案例中实际燃烧的推进剂比例（即完全燃烧程度）均显著偏高。

1 名词解释

AM

additive manufacturing

增材制造

CAD

computer aided design

计算机辅助设计

CP

constant pressure

恒压

CTAP

capillary tube attenuated pressure

衰减压力

CTSI

compact augmented spark igniter

紧凑式增强型火花点火器

C*

characteristic exhaust velocity

排气温度特征

DDT

deflagration to detonation

爆燃到爆轰

DI

de-ionized

去离子

RHV

electrohydraulic valve

电液阀

GH2

gaseous hydrogen

气态氢

Isp

specific impulse

比冲

L-PBF

laser powder bed fusionLOx

激光粉末床熔合

LOx

liquid oxygen

液体氧

LCH4

liquid methane

液体甲烷

L*

chamber characteristic length (volume / throat area)

腔室特征长度（体积/喉部面积）

L’

distance from injector face to throat proper

喷油器表面到喉部的距离

MSFC

Marshall Space Flight Center

马歇尔太空飞行中心

MR

mixture ratio

混合比例

NASA

National Aeronautics and Space Administration

美国国家航天局

PGC

pressure gain combustion

压力升高燃烧

RDRE

rotating detonation rocket engine

旋转爆震式火箭发动机

RDE

rotating detonation engine

旋转爆震发动机

SOA

state of the art

应用最先进技术(或方法)

TCA

thrust chamber assembly

推力室总成

TRL

technology readiness level

技术成熟度

2 导言

推进系统正持续革新升级，旨在为月球轨道飞行、可持续月-火星架构等未来任务提供更高效率与卓越性能。由于现有系统已针对性能优化，这些未来任务可能需要采用创新推进方案，结合新型制造工艺与材料以应对极端环境。本文系统阐述了美国国家航空航天局马歇尔太空飞行中心在旋转爆震火箭发动机（RDRE）推力室与喷射器领域的研究进展，通过实验量化热负荷、工作循环、燃烧效率、爆震特性及整体推力等关键性能指标。本研究是NASA与IN Space公司、普渡大学合作开展的协作机会（ACO）项目成果，通过整合增材制造工艺与高导热高强铜基合金GRCop-42和GRCop-84，致力于加速 RDRE 技术在美国本土的商业化进程。硬件制造主要采用激光粉末床熔融工艺（L- PBF）。该项目依托NASA已有的材料储备和供应链体系，重点研发核心部件。该计划旨在将发动机技术升级为更接近飞行器的构型，并快速提升技术成熟度（TRL）。项目启动时 TRL 值约为3，预计到项目完成时将提升至5。主要目标是实现低温液态推进剂的连续点火模式，且持续时间超过100秒。2022年夏季，项目组在第一阶段和第二阶段连续测试中，分别对液氧（LOx）与液态甲烷（LCH4）或气态氢（GH2）的组合进行了系统验证。

这一努力的主要成果如下：

1. 采用双腔结构的装置在超过100秒的时间内实现了多次多点起火，其中最长持续133秒。这一成果圆满完成了项目的主要目标。

2. 在622磅/平方英寸绝对压力（psi）的条件下，通过喷射器表面测得的单次高推力测试表明，使用液氧/甲烷混合燃料时，可实现高达4171磅力（lbf）的爆震模式。

3. 三项测试成功验证了采用共转波模式的液-液直接喷射（LOX/LCH4）技术。

4. 新型集成多点点火系统已成功验证，可兼容液氧/甲烷（LOX/GCH4）和液氧/氢气（LOX/H2）两种燃料喷射模式。

5. 在各功率等级之间切换波形模式时，主动限流功能成功实现。

6. 采用燃烧模式和爆轰模式对热流分布进行了直接测量。

7. 在许多情况下，燃烧室的C*值较高，常被用作衡量燃烧完成度的指标。本研究表明，在腔室几何结构中，当L*和L值极低时，可实现90%以上的完全燃烧。

关键热火试验的图片如图1所示。

图1 NASA RDRE 关键高温点火测试；高压/推力测试019 LOX/甲烷在Mr 3.74（左上），高压压力测试028：在3.47兆帕（右上角）条件下进行液氧/液化石油气直接喷射测试，首次成功完成液氧/氢气点火测试003号在4.2马达比（左下角）进行的节流测试024成功，同时在2.2马达比（右下角）检测到爆震模式

美国在 RDRE 领域的研究长期聚焦于小规模气体注入实验，且通常采用短时脉冲点火（约1秒），这主要受限于资金不足或测试设备获取困难。为实现本项目目标，我们设计并建造了两种腔室装置，用于获取爆燃燃烧循环的关键性能指标。首套装置（V1）采用标准直环形结构，配备径向分布的冷却通道，可直接对热壁轴向位置的热流分布进行量热测量。 图4展示了该腔室的CAD设计图。这些装置特别设计为紧凑型结构，旨在突破增材制造L- PBF 工艺的性能极限。诸如最小壁厚、粉末清除复杂度及仪器接口等设计难题，在此研究中均被攻克。V1装置可采用去离子水冷却，或通过低温液态甲烷（LCH4）燃料实现再生冷却。第二个燃烧室（V2）的设计类似，但采用了更传统的集成式轴向流动冷却通道和延伸至塞状喷嘴出口平面的集成式整流罩。初始设计阶段假设火箭的典型性能参数适用。 图2显示了硬件安装的图像。

图 2 V2 RDRE （左）和 V1 RDRE （右）在 TS115 支架上的安装

RDRE 相较于传统液体火箭结构具有多项显著优势，包括紧凑设计节省空间、高热释放速率以及快速完成燃烧过程。这使得其燃烧室和喷管的尺寸可比现有最先进方案（SOA）缩短约40-50%。在直接对比时，这种优势在类似恒压（CP）推力室中同样显著。 图3展示了采用相同超音速面积比喷管的同类 RDRE 方案与NASA CP推力室的对比示意图。

图 3 从左至右依次为 NASA CP 鲸鱼发动机（上图）和 V2 RDRE （下图）。

2.1 燃烧室和燃油喷注器

所有燃烧室和喷射器硬件均采用GRCop-42（铜-4铬-2铌）或GRCop-84（铜-8铬-4铌）材料制造，其中铬含量分别为4%和8%（按质量计），铌含量分别为2%和4%（按质量计）。各部件均由美国某知名增材粉末熔融供应商制造，整个项目共选用四家不同供应商。这充分证明现有增材制造供应链完全具备生产大规模 RDRE 部件的能力。未来其他工业界、政府机构或学术机构若需开发相关部件，均可稳定使用该供应链。 表1列出了研发火箭（RDREs）的尺寸参数及相关火箭性能指标。

表1 燃烧室几何结构总结

名称

单位

参数

总长度

in

L ， 喷油器面至喉部的长度

in

从喷油器面到喉部的体积

in 3

17.8

喉部面积

in

2.9

内径

in

5.59

环形间隙 宽度G c

in

0.33

膨胀率， A e /A t

5.0

图4展示了经测试确认的V1舱体组件分解视图，其中详细标注了各部件参数。两套舱体采用完全相同的喷油器设计、接口结构和推力安装座。V1舱体由四大核心部件构成：外罩体、内罩体、外罩体喷嘴及内罩体塞式喷嘴。所有部件均经过严格测试验证。喷嘴采用热量计原理，可使用甲烷或水作为冷却介质。V2腔室仅由两部分构成：内腔与轮廓插头式喷嘴耦合，外腔与钟型外喷嘴耦合。外腔采用去离子水和液化石油气（LCH4）作为冷却介质，而内腔则仅通过去离子水进行主动冷却。

图 4 根据 MER05415-001 标准的变体 1 腔室组装示意图。包含标注的轴向剖面视图（左上）、倾斜剖面视图（右上）及分解视图（底部）

所有腔室组件完成3D打印、热处理及后加工机械加工后，均需进行耐压测试和泄漏检测。该流程旨在排查孔隙率超标或潜在故障点。所有腔室部件的耐压测试压力均不超过2500磅/平方英寸表压（psig）。随后对所有测试样品实施水流测试，以测定阻力值、压力降，并确认冷却通道是否完全畅通无粉。 图5展示了水流测试图像及腔室硬件的沉积情况。

图 5 通道流测试（左）与硬件组件组装（右）

所有校对和流量测试完成后，对热壁表面进行抛光，结果如图6所示

图 6 V2 硬件经抛光处理的热壁在热火测试 012 前的状态

随后，将推力室总成安装到马歇尔传统东部试验区的115号试验台，如 图6 所示。

同样，喷油器硬件也使用L- PBF 工艺、GRCop-42、合金718和NASA耐氢材料1（HR-1）生产。仅对GRCop-42和合金718喷油器进行了测试， 如图7 所示。

图 7 使用 L- PBF GRCop-42 （左）和合金 718 （右）制成的喷油器本体

2.2 点火方法

自2019年以来，美国国家航空航天局（NASA）在近十余个测试项目中采用的紧凑型增强型撞击式火花（CASI）点火器，一直是点火的主要手段。与常规研究中使用的预爆震器不同， CASI 点火器采用GOX/GH2富氧爆燃火炬。V1型号通过外部背光实现点火，而V2型号则通过直接印刷在喷油器表面的集成点火孔实现点火。背光配置是通过外部安装导管实现的，该导管将点火产物导向环形空间的出口平面。在大多数情况下，点火成功。此外，自燃型TEA/TEB也被视为备用点火方案，但未被要求或探索。 图8展示了V1和V2配置下使用的 CASI 点火器图像及说明。

图8 测试024 V1与 CASI 主燃烧室（MCC）外部点火（左上），测试019 V2，右上角为 CASI 多点集成点火系统，下方为主推进剂喷射前外部 CASI 点火的红外图像

图8 显示了喷射主推进剂之前的火炬点火器的红外图像，热燃烧产生从外部源周围的环形空间中传播的火。

3 实验设计

本节重点介绍美国国家航空航天局（NASA）马歇尔太空飞行中心115号测试台的实验设计与测试能力。本次研究采用的控制程序可进行节流循环测试，通过精确控制主推进剂电液阀（EHV）的开启程度，实现流量精准计量。所有点火工况下，根据上游压力设定2%-10%的预设开度值，既能避免“撞击启动”现象，又能确保“无点火检测”状态。所有点火案例均采用化学计量比混合气。为确保质量流量计算准确性，主电液阀上游安装了带喉部取样口的文丘里流量计。主级发动机实施主动节流时采用相同原理：主电液阀会切换至预设开度值并保持固定时间，具体节流过程如图9所示。

图9 典型节流测试示例，通过切换阀门实现较低（左）和较高（右）的节流效果电源条件

根据所关注的推进剂的不同，尝试了多种不同的硬件配置，采用不同的主动和再生冷却硬件的方法。 表2中概述和描述了这些配置。

表2 试验情况

燃料配置

试验

描述

V1 氢

001-011

水冷硬件，直接 GH2 注入，外部点火

V2 氢

012

水冷硬件，直接 GH2 喷射，外部点火。内体故障，原因是通道堵塞。

V2甲烷-Regen外体

013-016

外机采用甲烷制冷，内机水冷，配备内燃点火系统。

V2 甲烷 -Regen 外体

017-019

外机采用甲烷制冷，内机水冷，配备内燃点火系统。

V1 甲烷 - 内脏液

020-023

水冷外机、甲烷再生内机及旁通再生插头喷嘴，采用外部点火系统。

V1 甲烷 - 混合器 Regen 内体

024-025

水冷外机，甲烷再生内机，旁通甲烷冷却塞喷嘴排放至燃烧烟囱，虹吸式 LCH4 混合物在内机出口歧管下游，外部点火。

V1甲烷-直接液体注入

026-028

水冷硬件，液态甲烷直接注入。

为确定两个 RDRE 燃烧室的关键性能参数，我们测试了六种不同配置方案。在切换至V1甲烷燃料时发现，水冷设计对甲烷再生反应限制过严，显著降低了燃料总质量流量，导致燃烧室平均压力偏低。最终采用甲烷与氧气的直接液态注入方案——这是基于现有文献报道的首次尝试。该方案产生了2-3个清晰的波浪活动，波头间的视觉爆燃现象极少。液氧的典型注入温度约为零下270华氏度，液化碳氢化合物约为零下220华氏度，稳态条件下温度波动最大值为10度。

在所有推进剂和冷却剂管道上均安装了标准压力传感器组，其最大测量范围为500-3000磅/平方英寸（psig），并配有温度探头。所有标准仪表测量数据均以每秒100个样本的速率进行记录，最高记录速率可达每秒100,000个样本。

在测试位置下游的倾斜观测点，我们使用了一台高清摄像机、四台标清监控摄像机和多台单色红外摄像机进行观测。此外，尼康D850 DSLR 相机拍摄的低高分辨率静态图像经过后期处理。测试样品旁的垂直杆上安装了一台GoPro相机，用于航拍视角。借助美国宇航局 MSFC ER43设备（配备双前视红外（FLIR）A655机身和FOL89 7度镜头），我们还采用了红外热成像技术。通过双设备组合，我们同步捕捉了高温与低温工况下的影像。

实验过程中共使用三台高速摄像机，分别部署在三个独特位置。其中两台摄像机用于拍摄环形空间内部的波浪图像，一台位于下游约35英尺处、偏离中心线6英尺的位置，另一台则安装在测试样品侧面约20英尺处，后方15英尺处，正对固定在混凝土测试台的镜架。这是前几轮测试的固定配置。临近测试尾声时，原本拍摄镜架的摄像机被重新调整位置，转而拍摄推力室的侧视剖面。第三台摄像机帧率较低，因此专门用于拍摄彩色的反向侧视剖面，以便在整个测试过程中捕捉硬件相关问题。经测试确定每秒15万帧的采样率最为理想，不过较低帧率也能实现更长时间的视频录制，仅受限于摄像机的内部存储容量。所有测试的平均摄像机持续时间在5到9秒之间。根据测试需求，所有摄像机的触发条件分为两种：一种是“点火器电脑确认”，另一种是“点火检测”。根据不同的测试目标，触发机制也常被延迟使用。

4 结果讨论

进行了两种不同双组元燃料（LOX/GH2和LOX/甲烷）的高温燃烧测试。先前描述的合金718（Alloy 718）硬件通过长达133秒的长时间燃烧和多种不同混合比的节流点进行了评估。LOX/GH2阶段于2022年6月开始，使用量热计V1室进行测试。测试该配置后，硬件被更换为轴向通道集成的V2配置。合金718喷射器与该室配对使用。尝试了12次V1室的高温燃烧测试和一次V2室测试013。在测试013期间，由于冷却通道的粉末堵塞，内壳经历了热壁的穿透。由于时间限制，制造前未进行CT扫描，但测试后分析发现部件的多个通道中存在大量粉末滞留。这完成了氢气测试阶段。所有使用LOX/GH2的测试均采用先前描述的外部安装点火器 CASI ，其点火器燃烧产物通过直接指向环形空间的管道重新导向。这些硬件的高温燃烧统计数据见 表3和 表4。

第一阶段测试共进行8次热火启动，总时长达357秒。在012次热火尝试中，高速成像未捕捉到任何波浪模式。

在第二阶段的准备工作完成后，立即开始对硬件进行热火评估测试，分别使用再生和直接喷射的液氧/甲烷以及液氧/液化碳氢化合物进行测试。液氧/甲烷阶段于2022年7月启动，使用V2燃烧室。如 表2 所示，甲烷通过吸收V2外体或V1内体及塞状喷嘴的热负荷而气化。最后三次测试（026-028）在V1硬件中使用了液态甲烷和液态氧的直接喷射。工程师们评估了硬件在单次液/液喷射燃烧中长达133秒的持续燃烧情况。测试该配置后，硬件被更换为V1硬件。所有使用甲烷V2硬件的测试均采用集成多点 CASI 点火，将富氧燃烧产物通过面内的点火孔输送到环形空间。当配置切换到V1时，再次使用外部 CASI 点火。第二阶段甲烷测试中支持硬件的热火统计数据见表4 。

表3 硬件热击穿统计——氢气测试第一阶段。

硬件描述

材料

总持续时间 (s)

MER05651 注射器总成

GRCop-42

357

MER05415 V1 腔室组件（量热计）

GRCop-84

357

MER05419 Aerospike 30 锥

GRCop-42

357

MER05651 注射器总成

高合718

0.5

MER05423 V2 内体

GRCop-84

0.5

MER05426 V2 外壳

GRCop-84

0.5

表4.第2阶段甲烷测试期间支撑硬件的热度统计数据。

硬件描述

材料

总持续时间(s)

MER05859-005 喷油器总成

GRCop-42

112

MER05859-003 注射器总成

GRCop-42

85

MER05423 V2 内体

GRCop-42

197

MER05426 V2 外体

GRCop-84

197

MER05415 V1 腔室组件（热量计）

GRCop-84

248

MER05419 Aerospike 30 锥体

GRCop-42

248

第二阶段测试在10次热点火启动中累计持续445秒。其中采用液-液直接注入方式的3次启动中，有193秒的测试时间被成功实现，全程通过高速成像技术实时捕捉波浪形态。多数测试中发现波浪方向呈现顺时针或逆时针旋转特征，这些现象通过高速成像技术在测试过程中特定时刻被精准捕捉。最终测试系列在18次启动中累计达到802秒的总时长。据估算，V1和V2腔室各自经历了约150万至250万次循环测试。

第一阶段测试首先进行推进剂排放、泄漏检测、吹扫和点火测试，旨在验证所有实验数据，为首次热点火尝试做准备。初期测试采用持续时间约3秒的短时“burp”测试。当确认热稳态条件低于燃尽热负荷后，逐步提升供压和持续时间。 图11展示了典型点火过程及热稳态条件的示意图。

图 11 V1 型量热仪硬件首次成功点火（左）及长时间主阶段（右）

V1硬件在主燃烧室中经历的最长持续时间是113秒，使用液氧/煤油混合燃料时。虽然观察到喷射器液氧冲击内壁和外壁形成的条纹状痕迹，但这种情况并不意外。此外，其视觉严重程度与作者此前在煤油燃烧室中观察到的现象相当。所有硬件部件均未出现烧白现象。在测试007中，喷嘴尖端确实存在局部烧灼和点蚀现象，但发现后并未恶化。 图12展示了条纹状痕迹和喷嘴尖端的图像。

图 12 V1 硬件条纹（左）与尖端烧蚀及侵蚀（右）

V2型硬件的氢气高温燃烧测试被安排在单一测试日完成。测试启动后，一系列事件导致距离喷油器表面约1.25英寸处的V2内体发生烧穿。经CT扫描分析发现，内体粉末堵塞是烧穿的主要原因，且在高温燃烧条件下并未出现堵塞现象。但堵塞程度远超预期，且不仅限于烧穿发生区域。

CT扫描结果显示多个喷油通道受损，若继续测试可能导致更多通道穿透。但研究还发现718合金喷油嘴表面存在严重侵蚀，推测是燃烧产物再循环区域所致。这种现象在常压发动机中未曾出现，表明喷油嘴表面承受的热负荷已超出单纯辐射热传递范畴。这导致尾焰呈现明亮的黄色，并在下游较冷的壁面沉积熔融金属。固化沉积物不仅出现在未受损的第二阶段测试用外壳上，也在内壁穿透位置被发现。这些沉积物可能是引发穿透的元凶。该发现对后续硬件开发的材料兼容性具有重要启示——不同应用场景可能需要特定喷油方案或发动机循环与特定金属配合使用。 图13展示了高温燃烧过程中及之后的硬件穿透图像。

图 13 V2 内体的热火穿透

与第一阶段测试类似，第二阶段测试在首次甲烷热火测试前进行了泄漏检测、推进剂回流测试、吹扫测试和水吹扫测试。在前三次测试尝试中，虽然探索了理想的点火条件，但仍触发了多项红线警报。首次成功点火时，在主级2级阶段产生了4-5个同向旋转波。此外，研究发现引入甲烷燃料前的点火阶段存在同向与反向旋转模式的波活动。此时在测试流程中，只有预注入的氢气和氧气存在于环形空间内。相关图像展示于 图14中。

图 14 在平均腔室压力约 15 磅 / 平方英寸表压（ psig ）且分子量（ Mr ）约为 15 时， LOX/GH2 的三种共转波模式

在完成本次测试后，我们立即尝试了全功率运行模式。根据设备性能限制，本次测试成功实现了全功率运行。实验舱室压力最高达到622磅/平方英寸绝对压力（psia），测得推力约为4171磅力（lbf）。据作者所知，这是现有文献中基于 RDRE 系统实现的最高工作压力，并已确认存在波浪模式。 图16展示了波浪活动的目视确认画面。在全功率主阶段运行过程中，我们观察到水从内舱体渗入尾流区域。 图15展示了该阶段的完整运行画面。

图 15 使用 V2 燃烧室进行的 019 号热火测试全功率图像（左）与烟羽结构红外图像（右）

图 16 V2 腔室在平均压力 622 磅 / 平方英寸（ psia ）条件下， 4 号与 3 号波形的同步旋转现象

完成本次测试后，V1硬件重新安装到测试台，随后对表2 所示的配置方案进行了验证。后续多次测试中均观测到波模现象，另有少数测试仅在流场中出现爆燃。此外，由于硬件结构复杂，低温甲烷发生严重泄漏，导致每次测试开始约10秒后自动起火，此时需人工终止测试。具体案例可参考图17 。

图 17 测试 021 在供试品左下方进行

在测试的最后一天，完成了液氧与液化甲烷直接喷射的最终配置调整。通过三次液-液混合测试发现，所有测试在不同节流点和混合比下均存在爆燃现象。通过计算各歧管的密度参数，确认了液化甲烷与氧气的混合状态。高速数据中观测到波浪形波动，如图18侧视剖面图所示，该视角可直接观察到燃烧环形空间的动态变化。

图 18 喷嘴波沿环形空间顺时针传播的高速侧视图像（逐帧呈现），其中红色箭头标示波前缘，蓝色箭头指示喷嘴尖端的激波，紫色箭头则标明旋转方向

图 19 液体 / 液体液氧 / 液化碳氢化合物共旋转波的高速图像。从左至右展示了波运动的逐帧捕捉

在本次测试过程中，共观测到2-3次同向旋转波。部分情况下会出现逆向传播现象，随后又转变为反向旋转。这种方向切换在一个热火循环中会发生多次。首次测试后，在泄漏检查中发现少量水从腔室渗出。测试027的预检查发现，腔室泄漏在测试028点火和停机时更为明显且严重。遗憾的是，在每次液-液测试期间，所有腔室压力口均出现冻结现象，因此未能获得平均腔室压力数据。 图20展示了各次测试前及全功率运行期间的水泄漏图像。

图 20 供试品漏水的试验前 026-028 和试验 028 期间的图像

无论泄漏程度如何，推力室都能成功点火并按各油门点依次推进。在第028次测试中，泄漏情况严重到尾流颜色发生了明显变化——从浅蓝色逐渐变为红橙色调。这可能是由于尾流含水量过高所致，也可能受到未燃尽燃料的影响。本次测试持续了133秒，最终完成了整个测试系列。 图21展示了这次高功率测试的现场画面。

图21 在3.47兆帕压力下进行的高功率液-液直接喷射，平均压力估计值为330磅/平方英寸（表压）。

5 阶段1-氢气实验结果

氢气测试阶段旨在通过一系列高温燃烧实验，评估所有硬件在恒压燃烧环境下的性能表现，同时采用去离子水对设备进行过冷处理。该阶段既未预期也未观测到波浪活动，因此被视为获取恒压数据的良机，以便与甲烷测试阶段预期的爆燃案例进行直接对比。需要说明的是，爆燃案例产生的热流强度将远超恒压测试。因此，采用去离子水过冷处理为研究者提供了基准数据，可用于计算再生甲烷冷却剂的出口温度。

美国宇航局位于 MSFC 的115号测试台具备直接注入气态氢燃料的能力，最高注入速率可达每秒约1磅力（1磅力=1.352千克力），最大源压力可达2700磅/平方英寸（psi）。由于甲烷以液态低温形式输送，而作为本次测试活动的主要燃料，此前无法实现这种直接注入。要实现气化，唯一可行的方法是通过再生回路进行处理。直接注入液态甲烷和液态氧预计会因压力波引发极端热流，超出设备承受能力。但研究发现，使用GRCop合金材料时并未出现这种情况。

图22展示了本次测试的热点分布图。我们通过感应线在喷油器表面测得了平均燃烧室压力，这样就能获取总压力数据，并与NASA MSFC 发动机部件研发技术部此前测试的恒压推力燃烧室进行直接对比。如图22所示，我们探索了多种混合比和平均燃烧室压力参数。图中用混合比划分了两个工作区间：高混合比工况旨在探索更理想的喷射条件，以产生波模式。

图 22 第 1 阶段氢气测试中低分子量范围（左）和高分子量范围（右）的测试分布图。

在第一阶段测试的大部分情况下，V1喷流在平均腔室压力低于约130磅/平方英寸绝对压力时，呈现未完全膨胀的状态，沿喷嘴下方形成两个或多个激波环。当压力达到150-170磅/平方英寸绝对压力时，激波会锚定在喷嘴尖端并保持稳定，直到平均腔室压力升至约220磅/平方英寸绝对压力，此时激波会逐渐过渡到均匀的绿色区域——此时的流动状态已接近喷嘴几何结构允许的理想膨胀状态。超过这个临界点后，流动进入超膨胀阶段，在喷嘴尖端下游形成正激波。当压力接近260磅/平方英寸绝对压力时，激波会被推离塞状喷嘴尖端。需要特别说明的是，所有红外图像中的垂直线条均为背景中的物理结构。

图 23 第 1 阶段测试 007 在平均腔室压力为 108 、 205 和 247 psia 的不同节流点的红外成像

测试过程中，该设计的主要观察结果是引擎罩出口平面上快速膨胀气体的“凸起”。在较低压力情况下，这不是一个显著的特征，但在较高压力情况下，它明显地显示出来。 图24 中的甲烷测试情况也是如此。

图 24 采用 127 、 186 、 3 30 psia 平均腔室压力设定值时，第二阶段甲烷测试 028 的红外成像结果

喉部横截面积为6.137平方英寸，而罩壳出口平面面积为8.607平方英寸，这使得流体在接触大气前能沿塞体和罩壳产生轻微膨胀。由于罩壳并未刻意将气流导向塞体喷嘴下方，预计喷嘴沿线可能存在显著低压区域。这种情况在高推力工况下尤为突出，理论上会降低推力室的测得单位冲压推力。

6 第二阶段甲烷实验结果

氢气测试阶段完成后，硬件被更换为V2舱室配置。 图25显示了气体和液态甲烷的测试条件性能图。

图 25 甲烷第二阶段测试的测试条件图

测试019是一个极好的案例研究，特别是在点火到主阶段2期间，高速成像中观察到波浪活动。 图26显示了该点火阶段的高速和红外静态图像。

图 26 点火至主级全功率运行期间的高速与红外静态图像

通过图像和视频分析得出的主要结论是：当流动与外喷嘴分离时，在高速状态下仍能清晰观察到内体塞喷嘴附着的波旋转现象。图26左上角展示了四波形工况中四个斜激波头的静态画面。当流动附着于外体喷嘴后，羽流中的斜激波旋转显著减弱，羽流形态开始呈现典型液体火箭尾焰特征。在塞喷嘴下游可观察到激波结构，此后羽流因达到全腔室压力而接近理想膨胀状态。为深入探讨羽流结构特性，下图直接对比了具有波形结构的测试案例与平均腔室压力相近的爆燃主导羽流的影像差异。

图 27 76 psia 压力下测试 024 的 6 级 LOX/GCH4 （上图）与 92 psia 压力下测试 027 的 2 级 LOX/LCH4 （下图）

图27直接对比了恒压测试与爆燃测试（024-Mr：3.75和027-Mr：3.9）的实验结果。两组实验采用相似的混合比和燃烧室压力。从图中可以明显看出，未充分膨胀的激波结构大致处于相同位置，表明平均燃烧室压力基本相当。红外摄像机帧上的箭头用于直观标定尺度：白色箭头长度一致，红色箭头则突显主要尺度差异。例如，下游激波宽度相同，但波浪案例的绿色剪切层更厚；此外，在相同截面下，爆燃案例的羽流整体厚度更大。爆燃案例中，塞状喷嘴尖端的第一道激波似乎位于喷嘴后方，而爆燃案例中则似乎完全包裹了喷嘴。这一现象在红外摄像机拍摄的所有帧中均得到验证。

最后可以观察到的是喷嘴出口处燃烧产物的发光强度，如图27所示。波浪情况下的羽流明显更亮；然而，尚不清楚这与性能有何关联。作者的经验表明，在恒压发动机中，腔室压力较高的羽流发光强度更大。 图28展示了NASA llama发动机在不同节流点下使用LOX/甲烷推进剂时的这一现象。

图28 兰马着陆器发动机节流测试，平均腔室压力从130 psia（左）升至350 psia（右）与LOX/甲烷

这可能是燃烧室温度较高导致燃烧效率提升的迹象，也可能是废气中残留未燃燃料造成燃烧不完全的表现。

本研究的主要目标是验证在高推力条件下使用添加剂L PBF GRCop合金部件实现长时间点火，并证明其耐久性。该目标已与若干次要目标共同达成。通过多种仪器设备，我们从被动和主动两个维度确认了波浪活动的存在。首先也是最关键的是，采用高速幻影摄像机直接捕捉波浪运动，并在后续处理中获取速度、频率、波模类型及波浪数量等参数。高速压力传感器实时监测燃料和氧气歧管内的非稳态压力，所有传感器均连接至3英尺长的感应线。用于测量平均腔室压力的传感器则连接到喷油器表面均匀分布的4个端口。所有高速数据均以每秒10万次的最大采样率采集。

由于多数测试持续时间在10至100秒之间，仅有少量测试数据通过目视确认存在波浪活动。此外，由于系统复杂性、挑战数量多以及硬件规模庞大，波浪活动通常仅在发动机启动阶段被捕捉到，且在热稳态工况下极少出现。启动阶段观测到多种不同波浪模式，包括2-4种波计数器传播模式、1-5种波共转模式以及2种波拍击模式。所有测试中均未发现纵向脉冲模式。 图29和图30仅展示了部分在热稳态工况下成功捕捉到波浪活动的案例。

图 29 高速成像技术测量了 V1 和 V2 硬件中波速随平均腔室压力、混合比及推进剂总质量流量的变化关系。

图 30 V1 和 V2 腔室的波速、波数及单波频率

所有采用LOX/GCH4注入的测试案例显示波速介于4000至5000英尺/秒之间。总体而言，V1配置显示出略高的速度模式，但考虑到所呈现的数据点数量，可能不具备统计学意义。

此外，推力室性能参数与波浪性能参数之间似乎也不存在相关性。因此，从设计角度而言，对波浪模式操作的控制可能既不必要也不实用。

液-液测试结果相似，但未与波活动呈现一致趋势。例如，测试026在混合比分别为3.86和4.34时，测得主阶段2级和3级压力分别为100和117磅/平方英寸绝对值。在2级阶段，观测到顺时针方向的4种共转模式，随后迅速转变为逆时针方向的3种共转模式。三波情况下的速度约为每秒5400英尺。

发动机初始工作在单波频率3846赫兹的模式下。数秒后，推力室切换至双波共转模式，此时速度达到每秒近6000英尺，单波频率升至3850赫兹。当节流点切换至三级时，发动机重新进入三波共转模式，速度提升至每秒4400英尺，单波频率降至2800赫兹。整个测试过程中，发动机始终在顺时针与逆时针方向间持续切换。在记录的9秒高速数据期间，这种切换动作发生了十余次。

类似地，在测试027中，当波速和频率保持相近时，几乎观察到了完全相同的波形演变过程。测试028记录了主阶段5级向高功率级6级的过渡。据估算，当混合比分别为2.63和3.47时，5级和6级的平均腔室压力分别为186和330磅/平方英寸绝对值。同样地，观测到波形活动模式从三波共转模式转变为双波共转模式。不过，此时双波模式的传播速度显著降低，从5级的4230英尺/秒降至3520英尺/秒。与此同时，大量水体开始渗入环空区域，甚至在塞状喷嘴前端清晰可见。可能是由于引入稀释剂导致波速下降。随着更多水体注入环空，测试后期观测到更复杂的模态转换现象，其中具有反向传播特征的双波和三波模式占据主导地位。 图31 展示了部分观测到的波形示例图像。

图 31 测试 026 和 028 中分别观测到的三波（左）和两波（右）共转模式

值得注意的是，每次测试的关键特征是：随着总质量流量的增加，波头的亮度也随之增强。

7 总结和结论

2022年夏季，美国国家航空航天局（NASA）首次对高推力连续旋转爆轰火箭发动机硬件进行了高温点火测试。测试探索了两种推进剂：液氧/氢（LOX/H2）和液氧/甲烷（LOX/Methane），其中氢以气态注入，甲烷则以气液两态注入。设计了两种带有集成冷却通道的环形腔室几何结构，并采用增材制造激光粉末床熔融工艺生产。主要使用的材料为GRCop-42和GRCop-84。多项技术进步成功得到验证，由此可得出以下重要结论。

1. 本研究的核心目标是验证AM GRCop合金再生硬件的连续引爆模式。最终实现802秒总持续时间，完成18次点火。在三种推进剂组合中，均成功完成单次燃烧持续133秒的长时间点火测试，无论是否通过波浪模式的视觉验证。

2. 我们采用了一种新型增强型火花点火配置，与NASA紧凑型增强型火花点火器（CASI）配合使用。这种点火方式被称为多点点火技术。业内普遍采用的点火方式包括外部点火（背光点火）或在高温壁面或燃烧室喉部穿入预爆管。然而，这些点火方法对于未来需要集成冷却通道和真空操作的飞行设备而言可能不再适用。为此，我们研发出一种新型的可靠点火方案。通过多次测试，我们成功实现了无需外部点火源的内部点火。

3. 研究发现，燃烧性能（或更准确地说，燃烧完成度）与恒压操作推力室相当，但L*和L‘的数值要小一个数量级。

4. V1硬件成功展示了使用LOX/甲烷的波模式活动，其中甲烷直接以液态或气态注入。无论混合比或平均腔室压力如何，燃烧器中都存在2-5个波。所有波参数均被发现与平均腔室滞留压力和混合比无关。

5. 采用V2配置并注入液氧/液化天然气的单次高温燃烧，使燃烧室平均压力达到622 psi和4171 lbf。

来源：空天动力科学技术

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