李 江，劉 凱，王 偉，劉 洋，田 園

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

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固體碳?xì)渫七M(jìn)劑在渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用

李 江，劉 凱，王 偉，劉 洋，田 園

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

提出了固體碳?xì)渫七M(jìn)劑作為渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)(TSPR)驅(qū)渦推進(jìn)劑的方案，分析了適用于TSPR推進(jìn)劑的熱力參數(shù)和一次燃燒產(chǎn)物成分，完成了驅(qū)渦推進(jìn)劑的選擇；進(jìn)行了備選推進(jìn)劑(CH04)對(duì)TSPR性能的影響性評(píng)估，證明該推進(jìn)劑能夠滿足TSPR的性能要求；對(duì)所選推進(jìn)劑了進(jìn)行了一、二次燃燒試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，CH04推進(jìn)劑在補(bǔ)燃室點(diǎn)火較困難，但其一次、二次燃燒穩(wěn)定性好，燃?xì)鈪?shù)基本滿足TSPR對(duì)推進(jìn)劑性能要求。

固體碳?xì)渫七M(jìn)劑；渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪

0 引言

適用于戰(zhàn)術(shù)飛行器的固體空氣渦輪火箭(SP-ATR)和固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在各國(guó)都得到充分重視和大力發(fā)展，但這2種發(fā)動(dòng)機(jī)在同時(shí)滿足大機(jī)動(dòng)、多任務(wù)、遠(yuǎn)射程的戰(zhàn)術(shù)要求時(shí)，都存在各自的不足。在此背景下，本課題組[1]將固體空氣渦輪火箭和固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)融合，提出了渦輪增壓固沖發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)主要結(jié)構(gòu)包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、渦輪、驅(qū)動(dòng)渦輪燃?xì)獍l(fā)生器、富燃燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室和尾噴管等部件。TSPR的工作原理為驅(qū)渦燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪，渦輪通過(guò)軸系將機(jī)械能傳遞給壓氣機(jī)，以增壓來(lái)流空氣，增壓空氣、渦輪出口燃?xì)夂椭苯訌母蝗既細(xì)獍l(fā)生器輸運(yùn)至補(bǔ)燃室的高能富燃燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)摻混燃燒，并經(jīng)噴管膨脹產(chǎn)生推力。

TSPR的部件組成、工作模式、飛行包線與SP-ATR相近；與固沖發(fā)動(dòng)機(jī)相比，TSPR有SP-ATR的渦輪增壓系統(tǒng)，渦輪增壓系統(tǒng)擴(kuò)展了發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行包線，改善了發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)外氣動(dòng)參數(shù)的敏感性；與SP-ATR相比，TSPR將燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪和為補(bǔ)燃室提供高能工質(zhì)的2個(gè)功能分離，使用驅(qū)渦推進(jìn)劑產(chǎn)生燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪，高能富燃推進(jìn)劑為補(bǔ)燃室提供高能燃?xì)?，這樣就避免了SP-ATR中高能燃?xì)庑再|(zhì)與渦輪材料限制的沖突，滿足了發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)推進(jìn)劑驅(qū)動(dòng)渦輪和提供高能燃?xì)獾碾p重要求，也增強(qiáng)了其比推力性能。

分析TSPR工作原理可知，驅(qū)渦推進(jìn)劑作為TSPR的重要組成部分，承擔(dān)著驅(qū)動(dòng)渦輪做功和為補(bǔ)燃室提供部分燃料與工質(zhì)的功能。驅(qū)渦推進(jìn)劑的組分與性能是影響TSPR性能的重要因素。因此，對(duì)用于TSPR的驅(qū)渦推進(jìn)劑進(jìn)行相關(guān)研究具有十分重要的意義。

美國(guó)最早開(kāi)展SP-ATR的實(shí)驗(yàn)研究和方案研究。CFD RC公司一直致力于將SP-ATR用于戰(zhàn)術(shù)彈的研究，曾進(jìn)行了AP基推進(jìn)劑與含硼推進(jìn)劑用于SP-ATR的可行性研究。研究得出[2]：AP基推進(jìn)劑具有成氣量大、固體殘余少的優(yōu)點(diǎn)，但其二次燃燒熱值過(guò)低，難以滿足SP-ATR對(duì)推進(jìn)劑的能量要求；含硼推進(jìn)劑的熱值高，但其一次產(chǎn)物產(chǎn)生的固體殘余會(huì)侵蝕渦輪葉片，對(duì)渦輪的壽命與工作性能造成嚴(yán)重影響。因此，總體來(lái)說(shuō)，AP基推進(jìn)劑和含硼推進(jìn)劑的一次燃燒產(chǎn)物都不能滿足SP-ATR渦輪的需要。在此基礎(chǔ)上，CFD RC公司結(jié)合燃?xì)鈱?duì)渦輪和補(bǔ)燃室二次燃燒影響，確定適用于SP-ATR的固體推進(jìn)劑的一次燃?xì)馓卣鳛?/p>

(1)分子量小、燃燒穩(wěn)定性好；

(2)固相產(chǎn)物少、氣態(tài)產(chǎn)物潔凈；

(3)氣溫度1 366～1 533 K、二次燃燒熱值大；

(4)二次燃燒性能好。

其他國(guó)家對(duì)SP-ATR研究較少，大多進(jìn)行總體性能研究和應(yīng)用前景分析，適用于SP-ATR推進(jìn)劑的相關(guān)研究未見(jiàn)詳細(xì)報(bào)道。

TSPR對(duì)驅(qū)渦燃?xì)鉁囟群湍啾壤葏?shù)的要求與SP-ATR類似。因此，本文將參考SP-ATR推進(jìn)劑的相關(guān)研究結(jié)論，提出了富燃碳?xì)渫七M(jìn)劑作為TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的方案，并對(duì)其開(kāi)展了可行性研究。

本文通過(guò)進(jìn)行備選推進(jìn)劑熱力參數(shù)、一次燃燒產(chǎn)物成分分析和備選推進(jìn)劑，對(duì)TSPR性能影響評(píng)估，遴選了適用于TSPR的驅(qū)渦推進(jìn)劑；通過(guò)一、二次燃燒試驗(yàn)，驗(yàn)證了所選驅(qū)渦推進(jìn)劑的可行性。

1 驅(qū)渦推進(jìn)劑的選擇

TSPR的工作過(guò)程表明，TSPR來(lái)流空氣中的氧氣分別被驅(qū)渦燃?xì)夂透蝗既細(xì)獾亩稳紵摹Ｆ渲?，?qū)渦燃?xì)饬髁坑娠w行條件和渦輪、壓氣機(jī)壓比決定；富燃燃?xì)饬髁坑蓙?lái)流空氣、驅(qū)渦燃?xì)夂脱a(bǔ)燃室余氣系數(shù)共同決定。若驅(qū)渦燃?xì)獾睦碚摽杖急冗^(guò)小，則燃?xì)獾亩稳紵裏嶂递^低，對(duì)提高燃?xì)獾亩稳紵阅芎桶l(fā)動(dòng)機(jī)的能量性能不利；若驅(qū)渦燃?xì)獾睦碚摽杖急冗^(guò)大，則來(lái)流空氣中的氧氣不足以支撐驅(qū)渦燃?xì)馔耆紵?，這樣補(bǔ)燃室就處于富燃狀態(tài)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)能量性能的發(fā)揮不利。因此，驅(qū)渦燃?xì)獾睦碚摽杖急缺仨毥Y(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)恰當(dāng)取值。同時(shí)，本文假設(shè)用于TSPR的沖擊式渦輪和燃?xì)夤苈凡捎幂^常見(jiàn)的GH141鈷基合金材料制成，假設(shè)渦輪前溫度不高于900 K，通過(guò)計(jì)算確定驅(qū)渦推進(jìn)劑一次燃?xì)庠? 500 K左右較合適。因此，TSPR對(duì)驅(qū)渦固體推進(jìn)劑的要求可歸納為：

(1)分子量小，燃燒穩(wěn)定性好；

(2)固相產(chǎn)物少，氣態(tài)產(chǎn)物潔凈；

(3)燃?xì)鉁囟群线m(不高于渦輪材料溫度限制，本文取1 500 K左右)，二次燃燒熱值大；

(4)具有良好的二次燃燒特性；

(5)具有恰當(dāng)?shù)睦碚摽杖急取?/p>

根據(jù)TSPR對(duì)驅(qū)渦推進(jìn)劑的要求，本文提出了采用富燃碳?xì)渫七M(jìn)劑作為TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的方案。碳?xì)涓蝗剂贤七M(jìn)劑是以固體碳?xì)淙剂献鳛楦吣堋⒏呙芏忍砑觿┑母蝗剂贤七M(jìn)劑, 用固體碳?xì)淙剂先〈徊糠侄肆u基聚丁二烯(HTPB)粘合劑，可大幅度提高富燃料推進(jìn)劑的能量水平[3]。碳?xì)涓蝗剂贤七M(jìn)劑[4]的特點(diǎn)是燃燒熱值高(可達(dá)到41.8 MJ/kg)、產(chǎn)物分子量小、煙霧少, 一次燃燒溫度低(可低于1 500 K)；缺點(diǎn)是燃速、補(bǔ)燃火焰?zhèn)鞑ニ俣染^低，燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室點(diǎn)火困難，且體積熱值較低。固體碳?xì)渫七M(jìn)劑一次燃燒產(chǎn)物從燃溫、熱值、固相產(chǎn)物等方面，可較好地滿足TSPR對(duì)驅(qū)渦推進(jìn)劑的要求。

為驗(yàn)證固體碳?xì)渫七M(jìn)劑用于TSPR的可行性，調(diào)研了各推進(jìn)劑研制單位的現(xiàn)有固體碳?xì)渫七M(jìn)劑配方，得到編號(hào)CH01～CH04的4種低溫固體碳?xì)渫七M(jìn)劑。因此，本文僅針對(duì)現(xiàn)有固體碳?xì)渫七M(jìn)劑配方進(jìn)行了固體碳?xì)渫七M(jìn)劑在TSPR中的應(yīng)用研究。

4種碳?xì)渫七M(jìn)劑基本組元為HTPB、固體碳?xì)涮砑觿┖虯P/AN。假定其工作壓強(qiáng)為14 MPa，燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)為絕熱燃燒過(guò)程，固體推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)物處于化學(xué)平衡狀態(tài)，燃?xì)猱a(chǎn)物中所有燃?xì)舛挤侠硐霘怏w狀態(tài)方程。

采用最小吉布斯自由能法進(jìn)行推進(jìn)劑一次燃燒熱力計(jì)算[5]，得到4種推進(jìn)劑一次燃燒產(chǎn)物的總體參數(shù)，如表1所示。

由表1可看出：

(1)4種推進(jìn)劑一次燃?xì)獾哪栙|(zhì)量相當(dāng)，都處于20 kg/mol附近，符合驅(qū)渦推進(jìn)劑分子量小的要求。

(2)CH01、CH02、CH04一次燃燒產(chǎn)物中存在凝相成分，其中CH01一次燃燒產(chǎn)物凝相成分比例達(dá)到40.4%，在渦輪內(nèi)部流動(dòng)過(guò)程中，只有氣相成分會(huì)驅(qū)動(dòng)渦輪做功，高比例的凝相成分，嚴(yán)重削弱了推進(jìn)劑產(chǎn)物驅(qū)動(dòng)渦輪的做功能力，同時(shí)高比例的凝相成分在流道壁面和轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)中會(huì)形成嚴(yán)重沉積，會(huì)造成渦輪葉片損傷和效率降低。因此，CH01不符合作為TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的要求。

表1 固體碳?xì)渫七M(jìn)劑一次燃?xì)鈪?shù)Table1 First combustion production of Solid hydrocarbon propellants

(3)CH02一次燃燒溫度在4種推進(jìn)劑中最低，為989 K。這樣會(huì)造成燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室點(diǎn)火困難，且不利于發(fā)揮燃?xì)鈱?duì)渦輪的做功能力，不符合TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的要求。

(4)CH03的理論空燃比為5.85，遠(yuǎn)大于其他3種備選推進(jìn)劑的理論空燃比，在來(lái)流空氣一定的情況下，容易使補(bǔ)燃室內(nèi)形成富燃環(huán)境，不利發(fā)動(dòng)機(jī)能量性能的發(fā)揮。因此，CH03不符合作為TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的要求。

(5)CH04一次燃燒產(chǎn)物在分子量、燃燒溫度、空燃比3方面都符合TSPR驅(qū)渦推進(jìn)劑的選擇要求，并通過(guò)一次燃燒特性實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證其凝相產(chǎn)物對(duì)其驅(qū)渦能力的影響。

經(jīng)過(guò)初步篩選，確定CH04推進(jìn)劑較為適用于TSPR，并通過(guò)一、二次燃燒試驗(yàn)，驗(yàn)證了所選驅(qū)渦推進(jìn)劑的可行性。

2 CH04推進(jìn)劑對(duì)TSPR性能的影響

通過(guò)熱力計(jì)算中獲得CH04推進(jìn)劑的一次燃?xì)庵饕煞旨皩?duì)應(yīng)質(zhì)量分?jǐn)?shù)，如表2所示。從表2可知，可燃成分均以CO為主，還有一定比例的H2。

表2 CH04推進(jìn)劑氣相主要成分及質(zhì)量分?jǐn)?shù)Table2 Main components and the mass fraction of the gas phase of the CH04 propellant

TSPR工作過(guò)程中，低溫潔凈燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪后，會(huì)進(jìn)入補(bǔ)燃室與增壓空氣和富燃燃?xì)膺M(jìn)行摻混燃燒。因此，需在理論上評(píng)估驅(qū)渦燃?xì)舛稳紵龑?duì)TSPR性能的影響。本課題組建立的TSPR一維性能計(jì)算程序[6]，可獲得補(bǔ)燃室燃燒溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖等參數(shù)。因此，利用該程序評(píng)估，從發(fā)動(dòng)機(jī)性能角度來(lái)檢驗(yàn)CH04是否滿足TSPR的要求。

根據(jù)原理樣機(jī)指標(biāo)，要求TSPR推力不小于1 500 N，確定SP-ATR(無(wú)富燃燃?xì)鈪⑴c燃燒)工作模式下計(jì)算工況為地面狀態(tài)，空氣流量1.50 kg/s，壓氣機(jī)增壓比3，效率75%；渦輪落壓比47，效率55%，傳動(dòng)軸系效率85%。程序假設(shè)條件為補(bǔ)燃室內(nèi)燃?xì)馔耆紵?，總壓恢?fù)系數(shù)0.97，噴管完全膨脹，不考慮一次產(chǎn)物凝相成分對(duì)渦輪的影響。得到結(jié)果如表3所示。由表3可看出，使用CH04時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖574 s，推力1 967 N。假設(shè)補(bǔ)燃室燃燒效率為80%，則使用CH04 推進(jìn)劑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能將滿足1 500 N的任務(wù)要求。因此， 從能量角度來(lái)說(shuō)，CH04能滿足TSPR的要求。

表3 CH04推進(jìn)劑對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響Table3 Influence of propellant CH04 on the performance of TSPR

3 CH04推進(jìn)劑一次燃燒特性試驗(yàn)

驅(qū)渦推進(jìn)劑的燃燒穩(wěn)定性和凝相產(chǎn)物特性對(duì)燃?xì)獾尿?qū)渦能力有著重要影響。本章開(kāi)展驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器單項(xiàng)實(shí)驗(yàn)，分析其一次燃燒特性。

根據(jù)推進(jìn)劑CH04性質(zhì)，設(shè)計(jì)了圖1所示的一次燃燒特性實(shí)驗(yàn)裝置。設(shè)計(jì)工作壓強(qiáng)為14.00 MPa，燃燒溫度為1 433 K，噴管喉部直徑為5.62 mm。實(shí)驗(yàn)器由厚壁不銹鋼殼體、封頭和噴管3部分組成，選擇鎧裝(S)型熱電偶為測(cè)溫裝置，并在封頭處依次布置溫度、點(diǎn)火器和壓強(qiáng)測(cè)試座。

試驗(yàn)壓強(qiáng)、溫度曲線如圖2所示。燃?xì)獍l(fā)生器建壓時(shí)間為0.6 s左右。因此，渦輪能在較短時(shí)間內(nèi)進(jìn)入設(shè)計(jì)工作狀態(tài)。進(jìn)入平衡段，穩(wěn)定工作時(shí)間為20.6 s，平均壓強(qiáng)為14.23 MPa，與設(shè)計(jì)值相差約為1.64%。同時(shí)，該段時(shí)間內(nèi)壓強(qiáng)最大波動(dòng)為±3.80%，壓強(qiáng)穩(wěn)定性較好。由于實(shí)驗(yàn)器中厚壁不銹鋼材料吸熱和鎧裝熱電偶響應(yīng)速度慢，溫度時(shí)間曲線在前13 s處于爬升狀態(tài)。13 s以后，平均溫度提高到1 300.8 K，與理論值偏差約為9.23%。從壓強(qiáng)曲線上看，推進(jìn)劑燃燒穩(wěn)定性良好。所以，CH04可長(zhǎng)時(shí)間、穩(wěn)定提供驅(qū)渦燃?xì)狻?/p>

除溫度與壓強(qiáng)外，驅(qū)渦燃?xì)庵械哪喑煞中再|(zhì)也會(huì)在一定程度上影響燃?xì)獾尿?qū)渦能力。CH04一次燃燒凝相產(chǎn)物為固體C，試驗(yàn)結(jié)束后，拆解發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)現(xiàn)，輸運(yùn)管路C沉積較少。

圖1 驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器Fig.1 Gas Generator used to drive turbine

圖2 壓強(qiáng)和溫度曲線Fig.2 Pressure and temperature curves

圖3給出了噴管擴(kuò)張段內(nèi)固相產(chǎn)物的粒度分析結(jié)果?？煽闯觯七M(jìn)劑CH04一次產(chǎn)物中凝相產(chǎn)物粒徑主要分布在0.031～ 0.607 μm范圍內(nèi)，體積分?jǐn)?shù)約為76.38%；剩余部分則集中在0.608～10.000 μm范圍內(nèi)。因此，可得出CH04推進(jìn)劑一次燃燒凝相成分都以小粒徑粒子為主，具有較強(qiáng)的隨流性能。

一次燃燒特性實(shí)驗(yàn)表明，CH04推進(jìn)劑驅(qū)渦燃?xì)馓卣鲄?shù)的實(shí)驗(yàn)值與理論值相差較小，工作穩(wěn)定性好、固相產(chǎn)物粒度小，隨流性較強(qiáng)，輸運(yùn)管路固相沉積少，滿足TSPR對(duì)推進(jìn)劑的要求。

圖3 一次凝相燃燒產(chǎn)物粒徑分布Fig.3 Particle size distribution of solid-phasecombustion products

4 CH04推進(jìn)劑二次燃燒特性試驗(yàn)

驅(qū)渦推進(jìn)劑的二次燃燒性能對(duì)補(bǔ)燃室內(nèi)點(diǎn)火過(guò)程、摻混燃燒過(guò)程及發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、比沖性能起著重要影響。本章通過(guò)TSPR地面直連試驗(yàn)，驗(yàn)證CH04推進(jìn)劑的二次燃燒特性。直連試驗(yàn)設(shè)計(jì)工況為來(lái)流空氣流量為1.50 kg/s，溫度300 K；驅(qū)渦燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s，溫度1 433 K，工作時(shí)間20 s；富燃燃?xì)饬髁繛?.050 kg/s，溫度1 800 K，工作時(shí)間5 s。補(bǔ)燃室工作壓力設(shè)計(jì)為0.65 MPa。該工況下，假定補(bǔ)燃室燃燒效率為80%，計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)推力為1 643.8 N，比沖447.2 s，補(bǔ)燃室溫度為1 986.4 K。

實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程為增壓空氣依次通過(guò)進(jìn)氣道、進(jìn)氣段和集氣艙，進(jìn)入渦輪增壓艙段，增壓艙段內(nèi)無(wú)轉(zhuǎn)子，但裝有用來(lái)模擬渦輪實(shí)現(xiàn)燃?xì)饴鋲旱亩嗉?jí)噴管[7-8]，驅(qū)渦燃?xì)饴鋲汉螅c來(lái)流空氣進(jìn)行初步摻混燃燒，并向下游流動(dòng)；在轉(zhuǎn)接段，高溫富燃燃?xì)庠趥?cè)壁以徑向垂直噴射方式進(jìn)入混合氣流；隨后，混合氣經(jīng)摻混段摻混后，進(jìn)入補(bǔ)燃室燃燒，最后經(jīng)噴管做功排出。實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的流動(dòng)過(guò)程與TSPR的真實(shí)工作過(guò)程較一致，可用來(lái)模擬TSPR的真實(shí)工作過(guò)程[9]。直連試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)如圖4所示。

圖4 TSPR地面直連實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.4 Direct connect ground prototype of TSPR

試驗(yàn)時(shí)，首先打開(kāi)空氣源電磁閥，來(lái)流空氣穩(wěn)定后，驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)處于ATR工作模式；1 s后，富燃燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)處于TSPR工作模式；5 s后，富燃燃?xì)獍l(fā)生器工作結(jié)束，驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器繼續(xù)工作，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)處于ATR工作模式；20 s后，驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器工作結(jié)束，關(guān)閉空氣來(lái)流系統(tǒng)，實(shí)驗(yàn)結(jié)束。

圖5給出了噴管羽流隨實(shí)驗(yàn)的變化過(guò)程?？煽闯觯?dāng)驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器單獨(dú)工作時(shí)，補(bǔ)燃室內(nèi)未成功點(diǎn)火，如圖5(a)所示，這說(shuō)明CH04推進(jìn)劑的一次燃燒產(chǎn)物與來(lái)流空氣摻混后存在點(diǎn)火困難的問(wèn)題；間隔1 s后，富燃燃?xì)獍l(fā)生器開(kāi)始工作，高溫富燃燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室后，補(bǔ)燃室內(nèi)滿足點(diǎn)火條件，點(diǎn)火成功，火焰顏色偏紅色，如圖5(b)所示；在高能富燃燃?xì)庀耐戤吅?，?qū)渦燃?xì)馀c空氣間摻混燃燒仍持續(xù)進(jìn)行，火焰顏色呈橘紅色，如圖5(c)所示。

(a)未成功點(diǎn)火 (b)成功點(diǎn)火 (c)摻混持續(xù)燃燒

試驗(yàn)中，采用T1、T2兩路溫度傳感器測(cè)量補(bǔ)燃室后端某點(diǎn)溫度變化，得到的溫度隨時(shí)間變化曲線如圖6所示。

圖6 補(bǔ)燃室溫度變化曲線Fig.6 Temperature curve of the afterburner

從圖6中可發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)處于TSPR工作模式及兩個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器同時(shí)工作時(shí)，補(bǔ)燃室內(nèi)溫度較高；發(fā)動(dòng)機(jī)處于ATR模式及驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器單獨(dú)工作時(shí)，溫度較低；2種工作模式下，補(bǔ)燃室燃燒溫度都未達(dá)到理論溫度，這說(shuō)明燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)的摻混燃燒效率較低。發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化曲線見(jiàn)圖7。

圖7 推力變化曲線Fig.7 Thrust curve of the experimental prototype

由圖7可看出，當(dāng)兩燃?xì)獍l(fā)生器同時(shí)工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力在1 000 N左右。隨后，驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器單獨(dú)工作的平均推力下降到900 N左右，這證明發(fā)動(dòng)機(jī)TSPR模式的比推力性能優(yōu)于SP-ATR模式。

分析試驗(yàn)現(xiàn)象和數(shù)據(jù)可得：

(1)CH04推進(jìn)劑在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火性能較差，在發(fā)動(dòng)機(jī)處于SP-ATR模式時(shí)，存在點(diǎn)火困難的問(wèn)題，而當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于TSPR模式時(shí)，通過(guò)加入高溫富燃燃?xì)?，解決了補(bǔ)燃室點(diǎn)火問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了補(bǔ)燃室穩(wěn)定燃燒；

(2)富燃燃?xì)庀耐戤吅?，?qū)渦燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)與來(lái)流空氣的摻混燃燒持續(xù)進(jìn)行，說(shuō)明驅(qū)渦燃?xì)饩哂辛己玫亩稳紵€(wěn)定性；

(3)燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒效率較低，分析可能的原因?yàn)闃訖C(jī)頭部軸向進(jìn)氣方式導(dǎo)致驅(qū)渦燃?xì)馀c來(lái)流空氣呈環(huán)向平行流動(dòng)，氣流間僅以剪切擴(kuò)散左右進(jìn)行摻混，氣流間摻混效率低，進(jìn)而導(dǎo)致補(bǔ)燃室燃燒效率降低。因此，在以后工作中，需要采取摻混增強(qiáng)技術(shù)，提高補(bǔ)燃室的燃燒效率。

5 結(jié)論

(1)富燃碳?xì)渫七M(jìn)劑具有較好的驅(qū)渦特性和能量特性，適用于TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)。

(2)針對(duì)4種配方的固體碳?xì)渫七M(jìn)劑，開(kāi)展了驅(qū)渦特性和能量特性研究，選定了綜合性能較好的CH04推進(jìn)劑作為TSPR驅(qū)動(dòng)渦輪的推進(jìn)劑。

(3)一次燃燒特性實(shí)驗(yàn)表明，CH04推進(jìn)劑的燃燒穩(wěn)定性好，壓強(qiáng)與溫度的波動(dòng)較小，一次燃燒產(chǎn)物凝相成分粒度小，凝相沉積少、滿足TSPR對(duì)推進(jìn)劑性能要求，可為渦輪提供穩(wěn)定的低溫潔凈燃?xì)狻?/p>

(4)二次燃燒特性試驗(yàn)表明，CH04推進(jìn)劑在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火性能較差，加入高溫富燃燃?xì)饪朔c(diǎn)火問(wèn)題后，可實(shí)現(xiàn)補(bǔ)燃室持續(xù)穩(wěn)定燃燒，但在現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣方式的條件下，推進(jìn)劑二次燃燒效率較低，需采用摻混增強(qiáng)技術(shù)，提高燃燒效率。

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(編輯：崔賢彬)

Application of solid hydrocarbon propellant on turbocharged solid propellant ramjet

LI Jiang，LIU Kai, WANG Wei，LIU Yang，TIAN Yuan

(Science and Technology on Combustion,Thermal-Structure and Internal Flow Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Solid hydrocarbon propellant was proposed to be used to drive turbine of Turbocharged Solid Propellant Ramjet(TSPR).The thermodynamic parameters and the first combustion production of propellant used for TSPR were analyzed to select the suiTablepropellant(CH04)to drive the turbine. An evaluation for propellant’s influence on the performance of TSPR was performed,which proved that the propellant(CH04)meets the requirements of TSPR.The first and second combustion experiments were carried out.The results show that,the first and second combustion have high stability,despite of the difficulty in ignition in the afterburner,and the feasibility of the selected propellant used for TSPR was verified.

solid hydrocarbon propellant；turbocharged solid propellant ramjet；turbine

2014-12-18；

：2015-02-01。

李江(1971—)，男，教授，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與流動(dòng)，傳熱、傳質(zhì)與熱結(jié)構(gòu)，特種發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。E-mail：lijiang@nwpu.edu.cn

V435

A

1006-2793(2015)05-0679-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.05.014