黃利亞，夏智勛，陳斌斌

(國防科技大學 航天科學與工程學院，長沙 410073)

2016-12-13；

2017-02-22。

國家自然科學基金青年基金(51406231)。

黃利亞(1982—)，男，講師，研究方向為固體沖壓組合推進。E-mailmvhuang@163.com

固體火箭沖壓發(fā)動機二次燃燒試驗研究

黃利亞，夏智勛，陳斌斌

(國防科技大學 航天科學與工程學院，長沙 410073)

針對某工程論證需求，分別采用縮比和全尺寸固體火箭沖壓發(fā)動機，利用地面直連試驗系統(tǒng)，開展了壅塞式固體火箭沖壓發(fā)動機試驗研究，采用燃燒效率和試驗比沖作為評價指標，對比分析了燃氣發(fā)生器進氣方式與噴嘴結(jié)構、空燃比、燃氣流駐留時間、尺寸效應等因素對發(fā)動機二次燃燒性能的影響。結(jié)果表明，設計的一次進氣發(fā)動機能夠?qū)崿F(xiàn)高效燃燒；在測試范圍內(nèi)，空燃比增大發(fā)動機燃燒效率降低；延長燃氣駐留時間，提高了發(fā)動機二次燃燒性能。

固體火箭沖壓發(fā)動機；含硼富燃料推進劑；壅塞式；二次燃燒；試驗

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機是超聲速戰(zhàn)術導彈的理想動力裝置。含硼富燃料推進劑是當前技術條件下固體火箭沖壓發(fā)動機的最佳燃料。在發(fā)動機工作過程中，含硼富燃料推進劑在燃氣發(fā)生器中的一次燃燒僅釋放10%的能量，其能量釋放主要集中在一次燃燒產(chǎn)物與來流空氣在補燃室中發(fā)生的二次燃燒，二次燃燒過程的優(yōu)劣程度將嚴重影響發(fā)動機性能[1]。

針對固體火箭沖壓發(fā)動機二次燃燒過程，國內(nèi)外研究人員對燃氣發(fā)生器噴射方式、進氣道進氣方式、補燃室長度、空燃比等影響因素開展了數(shù)值模擬或試驗研究，獲得了相關研究成果[2-8]。然而，由于所用的飛行工況和推進劑不同，相關結(jié)論存在一定局限性。為進一步指導工程產(chǎn)品設計，本文針對某論證需求所用的飛行工況和含硼富燃料推進劑，分別利用縮比和全尺寸固體火箭沖壓發(fā)動機開展了發(fā)動機二次燃燒試驗研究，獲得了試驗數(shù)據(jù)和相關因素的影響規(guī)律。

1 試驗

1.1 試驗系統(tǒng)

本文采用固體火箭沖壓發(fā)動機直連式試驗系統(tǒng)開展相關試驗，該試驗系統(tǒng)主要由空氣加熱系統(tǒng)、管路供應系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)及高精度試車臺等組成，圖1給出了試驗系統(tǒng)現(xiàn)場圖。

空氣加熱系統(tǒng)采用空氣/氧氣/酒精三組元直接燃燒加熱，向空氣中直接噴注酒精和氧氣進行燃燒，通過改變?nèi)M元配比以提供所需總溫、總壓和流量的空氣。管路供應系統(tǒng)用于提供一定流量和壓強的空氣、氧氣、酒精、增壓吹除氮氣和冷卻水。其中，空氣最大供應壓強12 MPa，最大供應流量20 kg/s。一方面，測量控制系統(tǒng)用于測量各供應管路壓強、溫度、流量，燃氣發(fā)生器，補燃室壓強，以及發(fā)動機推力；另一方面，用于控制各供應管路閥門及點火信號開關，以實現(xiàn)對試驗時序的程序控制。高精度試車臺用于水平固定空氣加熱器和試驗發(fā)動機，并獲得發(fā)動機軸向推力，供應系統(tǒng)管路通過軟管與試車臺架垂直連接，以減小供應氣體沖量和管路連接對發(fā)動機軸向推力的影響。試驗前，安裝完畢的試車臺可進行原位標定，推力測量精度為5‰ FS。

1.2 試驗發(fā)動機與試驗工況

本文所用試驗發(fā)動機有縮比發(fā)動機和全尺寸發(fā)動機兩種結(jié)構，全尺寸發(fā)動機構型由前期發(fā)動機總體設計和數(shù)值模擬分析獲得，縮比發(fā)動機是在全尺寸發(fā)動機基礎上等比縮小獲得，發(fā)動機結(jié)構示意圖如圖2所示。試驗發(fā)動機均采用雙下側(cè)二元進氣道，含硼富燃料推進劑配方相同，發(fā)動機內(nèi)壁均安裝有熱防護絕熱層。試驗研究中，在分析主要影響因素時，均采用縮比發(fā)動機構型，只在尺寸效應分析時，采用全尺寸發(fā)動機構型。

地面試驗模擬工況為飛行高度5 km，飛行速度Ma=2.5，攻角0°，側(cè)滑角0°。

1.3 評價指標

本文將燃燒效率和試驗比沖作為試驗發(fā)動機二次燃燒性能的主要評價指標。燃燒效率用特征速度效率表示。由于采用垂直進氣的直連試驗系統(tǒng)，試驗中來流空氣沖量的軸向分量近似為零，因此認為，對應測量獲得的發(fā)動機直連推力不含來流空氣產(chǎn)生的沖量。試驗比沖根據(jù)測量的發(fā)動機直連推力、空氣流量等參數(shù)計算獲得。

2 試驗結(jié)果與討論

2.1 進氣方式與燃氣發(fā)生器噴嘴結(jié)構的影響

固體火箭沖壓發(fā)動機主要存在一次進氣和兩次進氣兩種方式，研究認為，對于兩次進氣的發(fā)動機，第一路進氣產(chǎn)生的頭部回流區(qū)有利于進入補燃室燃氣流中的硼顆?？焖僦穑诙愤M氣則有補燃和加強摻混的作用，兩次進氣發(fā)動機燃燒效率和比沖比一次進氣發(fā)動機有大幅提高[9]。然而，兩次進氣方式降低了發(fā)動機結(jié)構的緊湊性，增大了結(jié)構質(zhì)量，同時也增加了進氣道結(jié)構設計的難度。為緩解這一矛盾，本文針對一次進氣縮比發(fā)動機構型，通過前期數(shù)值模擬分析，確定了采用五孔燃氣發(fā)生器噴嘴結(jié)構，一次進氣入射角45°，進氣位置距頭部距離80 mm，以改善一次進氣發(fā)動機的二次燃燒性能，并將其試驗結(jié)果與兩次進氣發(fā)動機構型進行對比，五孔噴嘴結(jié)構圖如圖3所示。兩次試驗中，僅進氣方式與燃氣發(fā)生器噴嘴結(jié)構不同，其他參數(shù)保持不變。

試驗結(jié)果如表1所示，采用五孔噴嘴燃氣發(fā)生器的一次進氣發(fā)動機燃燒效率和試驗比沖均高于單噴嘴燃氣發(fā)生器的兩次進氣發(fā)動機。

對于采用單噴嘴燃氣發(fā)生器的發(fā)動機，燃氣發(fā)生器噴出的高溫燃氣流軌跡集中，使得補燃室流場中心軸線附近區(qū)域始終保持高溫，該高溫區(qū)域有利于燃氣流外圍中與空氣接觸，并達到著火溫度的硼顆?？焖僦?；但軌跡集中的燃氣流也降低了其與空氣的摻混效果，造成燃氣流中心未與空氣接觸的硼顆粒難以充分燃燒，發(fā)動機燃燒效率下降。對于采用五孔噴嘴燃氣發(fā)生器的發(fā)動機，燃氣發(fā)生器噴出的燃氣流分布更加均勻，與低溫空氣混合后補燃室流場溫度下降，增加了燃氣流中硼顆粒著火的難度；然而，分布均勻的燃氣流有利于其中的硼顆粒與空氣充分接觸，硼顆粒一旦著火，更易實現(xiàn)完全燃燒。

表1 不同進氣方式與燃氣發(fā)生器噴嘴結(jié)構的發(fā)動機二次燃燒性能

另外，本文發(fā)動機均采用雙下側(cè)二元進氣道，進氣道在空間上非軸向?qū)ΨQ排布，使得進入補燃室的空氣與燃氣流的混合存在不對稱性；同時，通過合理設計進氣位置距頭部的距離，使補燃室內(nèi)進氣口附近頭部區(qū)域始終存在局部高溫區(qū)，以便作為穩(wěn)定點火源，促進硼顆粒著火，有利于一次進氣發(fā)動機的高效燃燒。

2.2 空燃比的影響

空燃比是固體火箭沖壓發(fā)動機的重要工作參數(shù)之一。推進劑配方一定時，空燃比直接影響發(fā)動機比沖的大小。針對本文所采用的含硼富燃料推進劑和飛行工況，圖4給出了發(fā)動機理論比沖和補燃室理論溫度隨空燃比的變化。如圖4所示，空燃比范圍內(nèi)，空燃比越大，發(fā)動機理論比沖越高；另一方面，當空燃比大于燃料燃燒當量比附近時，補燃室溫度隨空燃比增大而降低，溫度持續(xù)下降，將不利于補燃室燃燒的進行，發(fā)動機實際比沖將受到影響。本文采用一次進氣的縮比發(fā)動機，通過改變?nèi)細獍l(fā)生器設計壓強調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器燃氣流量，開展了不同空燃比的對比試驗。

試驗結(jié)果見表2。相比于試驗Exp.02空燃比12.4時，試驗Exp.03空燃比降至11.12后，發(fā)動機燃燒效率和試驗比沖增大；試驗Exp.04空燃比增至20.59后，發(fā)動機燃燒效率和試驗比沖下降。

根據(jù)沖壓發(fā)動機的理想熱力循環(huán)過程，空燃比增大，導致加熱比減小，發(fā)動機推進效率增大，發(fā)動機理論比沖升高；但實際過程中，大空燃比下，大量空氣的進入，使得補燃室溫度降低，低溫將導致燃氣中的硼顆粒難以充分燃燒，燃料能量未能充分釋放，發(fā)動機燃燒效率下降?？杖急鹊倪x擇需均衡考慮其對發(fā)動機理論比沖和燃燒效率的影響，補燃室溫度一般不低于硼顆粒著火溫度。

參數(shù)Exp.03Exp.04燃氣發(fā)生器噴嘴五孔噴嘴五孔噴嘴進氣方式一次一次補燃室長徑比88平均推力/N1713.941284.70補燃室平均壓強/MPa0.660.51燃發(fā)器平均壓強/MPa2.620.85空燃比11.1220.59特征速度試驗值/(m/s)1158.98941.70特征速度理論值/(m/s)1190.071062.41燃燒效率/%9789飛行比沖預估值/(N·s/kg)7687.277136.55

為輔助試驗結(jié)果分析，本文對不同空燃比下的固體火箭沖壓發(fā)動機工作過程進行了數(shù)值模擬，發(fā)動機結(jié)構和工況參照試驗參數(shù)，燃氣發(fā)生器采用五孔噴嘴結(jié)構，發(fā)動機模型與計算網(wǎng)格如圖5所示。燃氣與空氣均采用質(zhì)量入口邊界條件，總溫及各組分含量采用熱力計算結(jié)果。結(jié)合含硼推進劑裝填尺寸，含硼富燃料推進劑一次燃燒產(chǎn)物的粒徑分布，按照大顆粒、小顆粒雙峰分布進行計算。

選取空燃比14.0和18.6的發(fā)動機數(shù)值計算結(jié)果，補燃室燃氣流中不同顆粒燃燒效率沿軸向變化曲線如圖6所示?？杖急仍龃蠛?，沿軸向前段燃燒效率增長較快，但后段增長緩慢，最終硼顆粒和碳顆粒燃燒效率降低。圖7給出了補燃室溫度場分布，由圖7可知，空燃比增大后，補燃室溫度總體有所下降。綜合試驗和數(shù)值模擬結(jié)果，針對本文發(fā)動機構型及含硼富燃料推進劑，在空燃比10～20范圍內(nèi)，空燃比增大，將導致發(fā)動機燃燒效率下降。

2.3 燃氣流駐留時間的影響

本文縮比發(fā)動機是在全尺寸發(fā)動機基礎上等比縮小獲得，兩種構型發(fā)動機燃氣發(fā)生器的噴嘴出口速度設計值相同，由于補燃室長度不同，導致燃氣流駐留時間存在差異，發(fā)動機二次燃燒性能相似性難以保證。

為驗證燃氣流駐留時間對發(fā)動機二次燃燒性能的影響程度，本文采用一次進氣的縮比發(fā)動機構型，分別開展了補燃室長徑比為8和14(補燃室外徑相同、長度不同)的發(fā)動機性能對比試驗。其中，補燃室長徑比8時，與全尺寸發(fā)動機補燃室長徑比相同；補燃室長徑比14時，補燃室長度(理論燃氣駐留時間)與全尺寸發(fā)動機相同。

試驗結(jié)果如表3所示。相比于試驗Exp.02補燃室長徑比8時，長徑比增至14后，發(fā)動機燃燒效率和試驗比沖增加。當燃氣發(fā)生器噴嘴出口速度一定時，補燃室長度增加，燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的燃氣駐留時間增長，其中的硼顆粒燃燒更加充分，發(fā)動機二次燃燒性能提高。但需要注意的是實際設計時，需考慮導彈總體對發(fā)動機長度的限制。

表3 不同補燃室長度的發(fā)動機二次燃燒性能

2.4 尺寸效應的影響

在分析上述影響因素的基礎上，開展了全尺寸發(fā)動機試驗，以考查尺寸效應對發(fā)動機二次燃燒性能的影響，發(fā)動機燃氣發(fā)生器壓強和補燃室壓強試驗曲線如圖8所示，推力試驗曲線如圖9所示。

該全尺寸發(fā)動機與試驗Exp.02、Exp.03縮比發(fā)動機的基本結(jié)構和長徑比相同，與試驗Exp.05縮比發(fā)動機的補燃室燃氣駐留時間設計值相同。

試驗結(jié)果如表4所示。相比于試驗Exp.02縮比發(fā)動機，全尺寸發(fā)動機燃燒效率和試驗比沖均有增加。試驗Exp.06空燃比(13.34)比試驗Exp.02(12.43)有所增加，按照2.2節(jié)空燃比在該變化范圍的影響規(guī)律，在其他條件不變時，空燃比增大后，發(fā)動機燃燒效率下降；但由于全尺寸發(fā)動機補燃室長度增加，燃氣駐留時間增長，發(fā)動機燃燒效率增加，且空燃比增大，使發(fā)動機理論比沖升高，發(fā)動機試驗比沖進一步增大。

參數(shù)Exp.06燃氣發(fā)生器噴嘴五孔噴嘴進氣方式一次補燃室長徑比8平均推力/N9992.20補燃室平均壓強/MPa0.66燃發(fā)器平均壓強/MPa1.92空燃比13.34特征速度試驗值/(m/s)1097.19特征速度理論值/(m/s)1146.98燃燒效率/%96飛行比沖預估值/(N·s/kg)9360.33

相比試驗Exp.05，全尺寸發(fā)動機燃燒效率有所減少，但試驗比沖增大。試驗Exp.06與Exp.05燃氣駐留時間設計值相同，但綜合空燃比增大的影響，試驗Exp.06發(fā)動機燃燒效率下降；試驗比沖增大推測為由于發(fā)動機尺寸增大后，導致噴管效率增大引起的[10]。

3 結(jié)論

(1)采用燃氣發(fā)生器五孔噴嘴加強燃氣與空氣的摻混，合理設計進氣位置距頭部的距離，并利用雙下側(cè)二元進氣在補燃室頭部區(qū)域形成的局部高溫區(qū)作為穩(wěn)定點火源，可實現(xiàn)一次進氣發(fā)動機的高效燃燒。

(2)空燃比增大，發(fā)動機推進效率增大，發(fā)動機理論比沖升高；但大空燃比下，補燃室溫度降低，發(fā)動機燃燒效率下降，實際比沖降低。空燃比的選擇需綜合考慮其對發(fā)動機理論比沖和燃燒效率兩方面的影響。

(3)增加補燃室長度，延長燃氣駐留時間，能提高發(fā)動機二次燃燒性能。全尺寸發(fā)動機由于燃氣駐留時間增長，二次燃燒性能高于縮比發(fā)動機。

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Experimentalresearchonsecondarycombustionofsolidductedrockets

HUANG Li-ya, XIA Zhi-xun, CHEN Bin-bin

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

A scaled-down and a full-size engine were both employed to experimentally study the solid ducted rockets with a ground direct-connected test system. Based on combustion efficiency and experimental specific impulse, influences on the secondary combustion performance of different factors, such as atomizer structure, air/fuel ratio, gas residence time and size effect, were analyzed. The results of experiments show that, high combustion efficiency can be reached for a ducted rocket with an individual air injection. As the air/fuel ratio increases, the combustion efficiency has been improved within the test range. The extension of gas residence time would enhance the secondary combustion performance of the ducted rockets.

solid ducted rocket；boron-based fuel-rich propellant；choked type；secondary combustion；experiment

V435

A

1006-2793(2017)05-0552-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.05.003

(編輯：崔賢彬)