吳 毅,胡博文,孟 惠

(1 武警工程大學(xué)物理教研室,西安 710086;2 中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065; 3 武警工程大學(xué)物理實(shí)驗(yàn)中心,西安 710086)

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某型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)低溫燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象分析

吳 毅1,胡博文2,孟 惠3

(1 武警工程大學(xué)物理教研室,西安 710086;2 中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065; 3 武警工程大學(xué)物理實(shí)驗(yàn)中心,西安 710086)

文中針對(duì)某型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)低溫地面試車時(shí)出現(xiàn)的燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象進(jìn)行了研究。通過對(duì)試車數(shù)據(jù)進(jìn)行FFT分析基本確認(rèn)該燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象屬于聲不穩(wěn)定。結(jié)合對(duì)燃燒不穩(wěn)定抑制措施的討論和相關(guān)工程經(jīng)驗(yàn),針對(duì)性地采取調(diào)整彈道穩(wěn)定劑含量和粒徑,并適當(dāng)提高二級(jí)工作壓強(qiáng)等措施后,再次進(jìn)行低溫地面試車。試車結(jié)果表明燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象基本消除,說明采取的措施有效,可為同類型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工程研制提供借鑒。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī);低溫試車;燃燒不穩(wěn)定;抑制措施

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象是指在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中出現(xiàn)的燃燒室壓強(qiáng)與推進(jìn)劑燃速等參數(shù)出現(xiàn)非正常的周期性或近似周期性的波動(dòng)現(xiàn)象。發(fā)生不穩(wěn)定燃燒時(shí),參數(shù)波動(dòng)幅度通常超過設(shè)計(jì)值的5%,同時(shí)可能伴隨有發(fā)動(dòng)機(jī)整體振動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)殼體溫度或聲音異常等,將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率和比沖降低,偏離設(shè)計(jì)的推力方案,甚至解體爆炸等。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域較為常見而又非常棘手的“攔路虎”,學(xué)術(shù)界和工程界都針對(duì)這一熱點(diǎn)和難點(diǎn)問題開展了大量的研究,取得了豐碩的階段性研究成果,但是距離完全解決該問題還有很長(zhǎng)一段路要走。

人們把固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象分為聲不穩(wěn)定和非聲不穩(wěn)定兩類[1]。聲不穩(wěn)定是由推進(jìn)劑燃燒過程釋放聲能與發(fā)動(dòng)機(jī)空腔聲場(chǎng)耦合而成。發(fā)動(dòng)機(jī)空腔存在一個(gè)或數(shù)個(gè)固有頻率,當(dāng)燃燒過程中釋放的聲能(占燃燒釋放能量的很小一部分,聲振蕩幅度很小)頻率與該固有頻率一致時(shí),小幅度的聲振蕩自激放大形成較大幅度的聲振蕩,造成不穩(wěn)定燃燒;非聲不穩(wěn)定則主要是源于燃燒過程與噴管排氣過程的相互作用,通常發(fā)生在低壓下,振蕩頻率也比聲不穩(wěn)定的振蕩頻率低得多,也稱為低頻不穩(wěn)定燃燒[2]。

1 燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象描述

A型發(fā)動(dòng)機(jī)是一款典型的單室雙推力長(zhǎng)尾管固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),其裝藥和內(nèi)腔如圖1所示。為了實(shí)現(xiàn)要求的較大推力比,第一級(jí)藥柱采用六角星孔藥型,燃速較高,工作壓強(qiáng)也較高;第二級(jí)藥柱為端燃藥型,燃速較低,設(shè)計(jì)工作壓強(qiáng)較低,約為1.5 MPa;一、二級(jí)都采用改性雙基推進(jìn)劑[3]。

圖1 A型發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥和內(nèi)腔示意圖

該型發(fā)動(dòng)機(jī)常溫地面試車正常,而在發(fā)動(dòng)機(jī)低溫地面試車時(shí)發(fā)現(xiàn),發(fā)動(dòng)機(jī)推力在二級(jí)初始段出現(xiàn)較為嚴(yán)重的振蕩現(xiàn)象,約從2.2 s開始出現(xiàn)幅度逐漸增大的振蕩,約2.6 s時(shí)振蕩突然增大并持續(xù)至約4.3 s,隨后推力一直處于小幅振蕩狀態(tài)直至約9.3 s;同時(shí)壓強(qiáng)曲線也存在一定的振蕩,但是其幅度比推力振蕩幅度小得多。低溫試車的推力和壓強(qiáng)測(cè)試曲線如圖2所示。

圖2 A型發(fā)動(dòng)機(jī)地面低溫試車推力和壓強(qiáng)曲線

2 燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象分析

分別對(duì)推力和壓強(qiáng)振蕩段進(jìn)行FFT分析,得出如圖3所示的頻譜圖。由圖3可知,推力的振蕩主要集中在1 324.8 Hz、2 567.9～2 790.9 Hz、3 998.8 Hz等3個(gè)頻率范圍,而與之對(duì)應(yīng)的壓強(qiáng)振蕩主要是2 567.9～2 790.9 Hz這一范圍。無明顯壓強(qiáng)振蕩對(duì)應(yīng)的推力振蕩應(yīng)該是由發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生不穩(wěn)定燃燒引發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)整體振動(dòng)與測(cè)試臺(tái)架相互作用造成,而兩者直接對(duì)應(yīng)的頻率即為發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒的頻率。

首先考慮非聲不穩(wěn)定燃燒。由于二級(jí)設(shè)計(jì)壓強(qiáng)較低,低溫工作時(shí)壓強(qiáng)約為1.1 MPa,可能接近或者低于該種推進(jìn)劑的臨界壓強(qiáng),導(dǎo)致推進(jìn)劑出現(xiàn)斷續(xù)燃燒現(xiàn)象。但是應(yīng)該注意到,發(fā)動(dòng)機(jī)噴喉處于不斷燒蝕狀態(tài),隨著時(shí)間推移,喉徑將緩慢增大,燃燒室壓強(qiáng)也會(huì)緩慢降低;而發(fā)動(dòng)機(jī)在t>9 s的區(qū)間內(nèi)振蕩反而逐漸消失,而且從頻譜圖可以看出,主要的振蕩都屬于高頻振蕩,這說明非聲不穩(wěn)定燃燒應(yīng)該不是本次低溫試車出現(xiàn)振蕩的主要原因。不過由于一、二級(jí)燃燒室壓強(qiáng)變化較大,從高壓到低壓的轉(zhuǎn)變過程中燃速和壓強(qiáng)指數(shù)等推進(jìn)劑參數(shù)變化規(guī)律較為復(fù)雜,這種劇烈的壓強(qiáng)變化可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)階段燃燒室內(nèi)流場(chǎng)發(fā)生突變,可能誘發(fā)推進(jìn)劑燃燒的振蕩。

圖3 A型發(fā)動(dòng)機(jī)推力和壓強(qiáng)曲線振蕩段頻譜

接下來考慮聲不穩(wěn)定燃燒。2 567.9～2 790.9 Hz這一區(qū)間屬于高頻范圍,與聲不穩(wěn)定燃燒較為符合。由于燃面處于不斷推移狀態(tài),燃燒室聲腔的固有頻率也處于不斷變化的狀態(tài)。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)聲腔縱向振型固有頻率公式[4]:

(1)

其中:n為諧波階數(shù);a為燃?xì)饴曀?L為燃燒室聲腔長(zhǎng)度。估算可知,轉(zhuǎn)級(jí)階段縱向振型固有頻率約為n×2 660 Hz,與2 567.9～2 790.9 Hz這一區(qū)間吻合。當(dāng)t∈[2.3 s,2.6 s]時(shí),聲腔固有頻率與推進(jìn)劑燃燒聲能釋放頻率不斷接近,振蕩逐漸增大;當(dāng)t∈[2.6 s,4.3 s]時(shí),聲腔固有頻率與推進(jìn)劑燃燒聲能釋放頻率基本一致,振蕩達(dá)到最大;當(dāng)t∈[4.3 s,tmax]時(shí),聲腔固有頻率與推進(jìn)劑燃燒聲能釋放頻率互相遠(yuǎn)離,振蕩逐漸減弱。整個(gè)過程與聲不穩(wěn)定燃燒的特征相符,可以基本確定本次低溫試車出現(xiàn)的就是聲不穩(wěn)定燃燒。

3 不穩(wěn)定燃燒抑制方案及改進(jìn)后的試驗(yàn)結(jié)果

結(jié)合上文的分析,考慮從聲不穩(wěn)定燃燒抑制方面采取措施。事實(shí)上,任何聲學(xué)振蕩系統(tǒng)中振蕩的演化都取決于聲能增益和聲能阻尼因素的共同作用。根據(jù)Culick理論[5],線性條件下的振幅的相對(duì)變化率α等于所有增益系數(shù)和阻尼系數(shù)的代數(shù)和,即α=∑αi。因此抑制燃燒不穩(wěn)定可以從減弱增益因素和增加阻尼兩方面下手。

分析可知,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)階段增益因素主要有轉(zhuǎn)級(jí)引起的壓強(qiáng)脈沖、轉(zhuǎn)級(jí)流量突變、藥柱轉(zhuǎn)級(jí)界面處臺(tái)階誘導(dǎo)的漩渦脫落等。在保持發(fā)動(dòng)機(jī)整體方案不變的情況下,考慮通過提高二級(jí)推進(jìn)劑燃速以適當(dāng)增加二級(jí)工作壓強(qiáng),一方面使轉(zhuǎn)級(jí)引起的壓強(qiáng)脈沖和流量突變減弱;另一方面使工作壓強(qiáng)盡量高于或者遠(yuǎn)離推進(jìn)劑臨界壓強(qiáng),減弱推進(jìn)劑低壓下的燃燒不穩(wěn)定。

增加阻尼的方法主要包括采用機(jī)械阻尼裝置和調(diào)整推進(jìn)劑配方等[2]。機(jī)械阻尼裝置包括共振棒和隔板等。采用機(jī)械阻尼裝置效果顯著,但是缺點(diǎn)也很明顯,那就是增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的消極重量,增加發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和工藝的復(fù)雜程度,一定程度上會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能,還會(huì)使燃?xì)庥袩?。調(diào)整推進(jìn)劑配方主要指調(diào)整彈道穩(wěn)定劑(本配方采用粉末狀A(yù)l2O3)的粒徑和含量等。根據(jù)Culick結(jié)合Stokes流動(dòng)給出的微粒阻尼理論,振型頻率f對(duì)應(yīng)的最佳阻尼顆粒粒徑Dop為[5]:

(2)

式中:μ為燃?xì)庹承韵禂?shù);ρs為顆粒密度。估算可知,2 567.9～2 790.9 Hz這一區(qū)間對(duì)應(yīng)的最佳阻尼顆粒粒徑約為5.0～5.2 μm。這里采取的措施是對(duì)推進(jìn)劑配方進(jìn)行微調(diào),將彈道穩(wěn)定劑含量由1.5%調(diào)整為1.8%,粒徑調(diào)整至5.0～5.2 μm區(qū)間內(nèi)。

采取以上兩方面措施進(jìn)行改進(jìn)后,再次進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)低溫試車,推力和壓強(qiáng)曲線如圖4所示。測(cè)試結(jié)果顯示,轉(zhuǎn)級(jí)段的壓強(qiáng)振蕩基本消除,說明采取的措施合理有效,成功的抑制了燃燒不穩(wěn)定。

4 總結(jié)

文中通過對(duì)某型單室雙推力長(zhǎng)尾管固體火箭發(fā)

動(dòng)機(jī)低溫地面試車轉(zhuǎn)級(jí)段出現(xiàn)振蕩的案例進(jìn)行分析,針對(duì)性地采取了調(diào)整彈道穩(wěn)定劑含量和粒徑,并適當(dāng)提高二級(jí)工作壓強(qiáng)的措施。改進(jìn)后的發(fā)動(dòng)機(jī)再次低溫試車,結(jié)果表明采取的措施簡(jiǎn)易有效。文中的工作可為其他同類型發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)的燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象的解決提供一定的借鑒。

圖4 A型發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)后地面低溫試車推力和壓強(qiáng)曲線

[1] 李宜敏，張中欽，趙元修. 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)原理 [M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 1985: 193.

[2] 張端慶. 固體火箭推進(jìn)劑 [M]. 北京: 兵器工業(yè)出版社, 1991: 145-157.

[3] 宋軍. X發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工作報(bào)告 [R]. 西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所, 2014.

[4] 高鳳蓮, 王占利, 鄭凱, 等. 翼柱型裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒 [C]∥中國(guó)宇航學(xué)會(huì)2007年固體推進(jìn)第24屆年會(huì)論文集, 2007: 2.

[5] Culick. Combustion instability in solid rocket motors: AD-A 100291 [R]. 1981.

Analysis of Combustion Instability in Low-temperature Ground Test of A Solid Rocket Motor

WU Yi1,HU Bowen2,MENG Hui3

(1 Department of Physics, Engineering University of CAPF, Xi’an 710086, China; 2 No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China; 3 Physics Experiment Center, Engineering University of CAPF, Xi’an 710086, China)

Study on combustion instability in low-temperature ground test of a solid rocket motor was carried out in the paper. Based on FFT analysis of experimental data, this combustion instability phenomenon was attributed to acoustic instability. According to discussion of suppression methods of combustion instability and related engineering experiences, pertinent measures including adjusting content and particle size of stabilizer and increasing working pressure of the second stage properly were applied. With these measures, the combustion instability phenomenon in low-temperature ground test was eliminated, indicating that the adopted methods are effective. Main works of this paper could be taken as references for engineering development of the same kind of solid rocket motors.

solid rocket motor; low-temperature ground test; combustion instability; suppression methods

2015-10-15

吳毅(1978-),男,河北豐潤(rùn)人,講師,碩士,研究方向:凝聚態(tài)物理原子分子方向。

TJ763

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