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1300N级液氧/甲烷试验性火箭发动机推力室试研
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摘要：设计制造并试验一款采用再生冷却,气液同轴喷注技术1300N级的液氧甲烷试验机,燃烧室使用增材制造工艺,喷注器使用数控机床加工。该机主要用于技术验证，经验积累，并为下一次迭代做准备。
1.项目概述
本项目旨在对燃烧室使用增材制造工艺，以再生冷却为冷却方式的发动机进行技术验证，并积累液氧甲烷火箭发动机的相关经验，为下一次迭代作准备。
2.推力室设计
2.1.总体设计
设计使用RPA软件完成，设计较为保守。
总体技术指标如表1所示
表1：发动机及测试总体技术指标
热力学计算结果及传热计算结果
2.2.喷注器设计
甲烷喷前压：3.8MPa 单元个数：19中心 30边区 中心单元流速：231.67m/s
液氧喷前压：3.3MPa 单元个数：19 中心单元流速：17.63m/s 速度比：13.5
膜冷却流量为总流量的11%
2.3.建模
发动机设计如图1所示
图1：发动机设计
燃烧室使用激光选择性烧熔工艺316L不锈钢制成，设计打印方向从喷管至法兰盘，但打印加工方表示可能导致形变，最终打印方向为法兰至喷管。喷注器中盖版与燃烧室，喷注器上盖板与中盖版通过聚四氟乙烯垫片密封。因下盖板上是甲烷腔，泄露流不会对燃烧室造成大的影响，且压强高于燃烧室压强差较大，下盖版与燃烧室不作密封设计，仅使用若干支撑由中盖版压紧固定。喷注器使用316L不锈钢数控机床加工制成，以GB/T 1804-2000 f级执行公差标准。因空间过小，发动机没有预留点火器也没有燃烧室测压孔，有一个燃腔测压孔分析压降。
2.4.仿真
实际中流动较为复杂，仿真结果往往与实际情况偏差较大，仿真结果仅供参考。
对发动机型面进行仿真，仿真结果如下列图片所示
图2：速度图
图3：密度图
图4：温度图
图5：质量流率报告
对甲烷进口集液腔进行仿真，仿真结果如下列图片所示
（注：该仿真收敛性较差，结果仅供参考）
图6：表面压力(注：色图输出不全，应为e+06)
图7：出口总压(注：色图输出不全，应为e+06)
3.总装及试验
发动机燃烧室如图8所示
图8：燃烧室
图中塑料件用于检查装配
此时内部流道仍有打印时残留的粉末，连接家用水管通水清理即可
法兰使用12.5级M5螺栓螺母，甲烷入口攻m10丝（实际发现打印后难以攻丝，将入口管连接时仍需焊接，计划后续迭代改为光管焊），液氧入口攻m10丝，燃腔测压孔为4mm口径自由焊。
喷注器仍在加工中，将与试车场方合作开发试车架并进行试验
未完待续，敬请期待。
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引用XingHe114514发表于11楼的内容会，液相甲烷会变成气相准确说是气相接近跨临界的这个查表就可以了
应该是超临界态吧，临界压力和临界温度都超过了
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试验报告
1.概述
本文对牡丹峰一号液氧/甲烷液体火箭发动机（以下简称发动机）的各项试验结果综合评估。
2.试验流程
本次试验的计划流程如下表1所示：
表1 发动机计划测试流程
序号 | 试验名称 | 试验计划要求 | 达成情况 | 计划完成日期 |
|---|---|---|---|---|
1. | 保压测试 | 打压至5MPa,氧入口入，燃入口出。 | 未满足计划 | 2025/12/12 |
2. | 冷流测试 | 氧入口0.4MPa，校验流量 流量应满足入口条件 | 未满足计划 | 2025/12/14 |
3. | 第一次热试 | 计划首次点火混合比拉偏至2 燃罐打压拉高至6MPa 氧罐打压至3.2MPa | 未满足计划 | 2025/12/30 |
本次试验的实际流程如下表2所示：
表2 发动机实际测试流程
序号 | 试验名称 | 试验实际情况 | 达成情况 | 实际完成日期 |
|---|---|---|---|---|
1. | 保压测试 | 打压至5MPa,氧入口入,燃入口出。 | 未满足计划 | 2026/1/17 |
2. | 冷流测试 | 氧入口0.4MPa，校验流量 流量无法满足入口条件 | 未满足计划 | 2026/1/17 |
3. | 第一次热试 | 实际燃打压至4.8MPa 氧打压至3.5MPa | 未满足计划 | 2026/1/30 |
3.测试技术指标
3.1.保压测试
发动机保压测试报告如下表3所示。
表3 发动机保压测试报告
序号 | 指标名称 | 指标参数 | 测试结果 |
|---|---|---|---|
1. | 保压压力 | 5MPa | 无泄露情况 |
2. | 保压时间 | 120s | 无泄露情况，压强无下降 |
3. | 保压泄出点 | 甲烷入口 | 排出物里有不明碎屑 |
3.2.冷流测试
发动机冷流测试介质为水，根据密度简单估算，无传感器数据，仅作参考
发动机冷流测试报告如下表4所示。
表4 发动机冷流测试报告
序号 | 路 | 指标名称 | 指标参数 | 实测流量 | 预估流量 | 结论 |
|---|---|---|---|---|---|---|
1. | 燃 | 第1次压降 | 1.5MPa | 0.165kg/s | 0.07kg/s | 流道流阻过大 |
2. | 燃 | 第2次压降 | 4MPa | 0.235kg/s | 0.098kg/s | 且有少量不明固形物流出 |
3. | 燃 | 管路压降 | 4MPa | 1.845kg/s | 0.782kg/s | 说明堵塞较为严重 |
4. | 燃 | 仅冷却流道 | 4.2MPa | 0.279kg/s | 0.118kg/s | |
5. | 氧 | 压降 | 0.6MPa | 0.250kg/s | 0.285kg/s |
3.3.第一次热试
3.3.1数据与现场状况
发动机第一次热试边界条件如下表5所示
表5 发动机热试边界条件
序号 | 指标名称 | 指标参数 | 备注 |
|---|---|---|---|
1. | 测试时间 | 2026/01/30/16:43 |
|
2. | 外界温度 | -1℃～2℃ | 来源于天气预报 仅作参考 |
3. | 外界湿度 | 61% | 来源于天气预报 仅作参考 |
4. | 燃罐打压 | 计划6MPa 实际4.8MPa | 出于安全考虑 |
5. | 燃料温度 | 暂无 | 计划安装温度传感器 PLC可连接口不足 |
6. | 氧罐打压 | 3.5MPa | 预留0.2MPa管路压降 |
7. | 氧化剂温度 | 暂无 | 计划安装温度传感器 PLC可连接口不足 |
8. | 计划点火时长 | 10s |
|
发动机第一次热试测试传感器数据如下表6所示，数据干扰较大，仅作参考。
表6 发动机热试测试传感器数据
序号 | 指标名称 | 指标参数 | 结论 |
|---|---|---|---|
1. | 燃储罐压 | 流道流阻过大，发动机未能达到给定要求的氧燃比与流量 燃罐挤压系统可能存在供气供不上的问题 | |
2. | 冷却流道压降 | ||
3. | 燃入口与燃喷前 | ||
4. | 氧储罐压 | 氧罐挤压系统可能存在供气供不上的问题 | |
5. | 氧喷前 |
试车现场状况图片如下
图1 预冷与吹除
图2 点火
图3 点火后一秒
图4 点火后两秒
图5 喉部烧穿
图6 氧燃主阀关闭
图7 吹除
3.3.2分析总结
试车事件发生表如下表7所示
表7 发动机热试事件表
序号 | 时间（大致） | 事件 | 备注 |
|---|---|---|---|
1. | T=-10s | 预冷结束开始吹除 |
|
2. | T=0s | 点火头点燃 |
|
3. | T=0.1s | 氧燃主阀开启 | 同时开启，实际可能有时延 |
4. | T=3.5s | 喉部烧穿 |
|
5. | T=5.1s | 喷注器与根部烧穿 | 受传感器限制，先后关系未知 |
6. | T=5.2s | 氧燃主阀关闭 |
|
7. | T=10s | 吹除开始 | 速度较慢 |
本次试车由于流道堵塞，原本计划甲烷罐打压至6MPa，后出于安全考虑，实际打压4.8MPa。因此甲烷流量未能达到设计给定要求，导致壁面未能获得足够的冷却且氧燃比严重偏高，在高温和富氧燃气的双重作用下，发动机在T+3.5s时喉部烧穿。
同时发动机下盖版泄露流方向朝向面板中心导致T+5.1s时喷注器和发动机根部烧穿。氧燃主阀关闭到吹除开始时间差过大，导致这段时间较为危险。
由传感器数据知，传感器数据采集之间干涉大，绝对值参考性意义不大，建议以相对值作为大致参考。
由氧燃罐内压力图可知，挤压系统可能存在挤压气体流量不足的缺陷，导致氧燃主阀开启后流量下降，尤其是燃流量，进一步导致了试车的失败。
图8 发动机外部
图9 烧穿的下盖版与中盖版
4.综合分析与总结
4.1. 问题总结
牡丹峰一号任务问题表如下表7
表7 牡丹峰一号任务问题表
序号 | 问题 | 类型 | 依据 |
|---|---|---|---|
1. | 再生冷却流道堵塞 | 生产 | 冷流测试流阻过大且有不明异物，表4 |
2. | 密封困难 | 设计 | 保压测试更换了若干次四氟垫才保压成功 |
3. | 泄露流方向问题 | 设计 | 热试喷注器与发动机根部烧穿，图9 |
4. | 挤压系统流量不足 | 试验 | 储罐压强图，表6 |
5. | 传感器干涉问题 | 试验 | 所有传感器数据，表6 |
6. | 后续吹除开始过晚 | 试验 | 发动机试验事件表，表7 |
4.3. 解决方案
牡丹峰一号任务问题解决方案表如下表8
表8 牡丹峰一号任务问题解决方案表
序号 | 问题 | 优先级 | 解决方案 |
|---|---|---|---|
1. | 再生冷却流道堵塞 | 高 | 更换加工方，使用酸蚀工艺改善流道表面质量 |
2. | 密封困难 | 中 | 调整密封位置以减少3D打印带来的气孔 |
3. | 泄露流方向问题 | 高 | 采用一体式下盖版或在下盖版增加导流槽 |
4. | 挤压系统流量不足 | 高 | 采用通径更大的减压器 使用氮气排供气 |
5. | 传感器干涉问题 | 中 | 改良接线方案，优化试车台系统 |
6. | 后续吹除开始过晚 | 高 | 两阀门间使用机械传动一体化控制或减少时延 |
4.4. 总结
牡丹峰一号是我设计的第一台液氧/甲烷火箭发动机，虽然发动机试车失败，但是这标志着我们基本具备了液氧/甲烷推进剂的试车能力。
这次试车虽然失败，但是失败的教训比成功的侥幸更有价值，本次任务对后续工作的开展试不可或缺的。
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