黃禮鏗，胡廣軍，胡 豹，田凌寒，楊玉新

(中國航天科技集團(tuán)有限公司四院四十一所，西安 710025)

0 引言

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、作戰(zhàn)反應(yīng)時(shí)間短、機(jī)動性和安全性好等優(yōu)點(diǎn)，在未來高超音速巡航武器動力系統(tǒng)應(yīng)用方面具有廣闊的應(yīng)用前景，得到了國內(nèi)外學(xué)者的重視[1-2]。

由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)口空氣流速為超聲速，燃燒室流體駐留時(shí)間僅有幾毫秒，這就要求發(fā)動機(jī)極短的時(shí)間內(nèi)高效地完成所有的氣動熱力過程，保證燃料釋放足夠的熱量進(jìn)而在尾噴管中形成推力。為此，秦飛等[3]對圓形燃燒室支板火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了數(shù)值模擬。呂仲等[4-6]總結(jié)了固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)發(fā)展歷程和研究現(xiàn)狀，分析了固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)工作特性，并對不同構(gòu)型方案的超燃沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢和存在的問題進(jìn)行了分析，設(shè)計(jì)了側(cè)向和頭部進(jìn)氣兩種固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)方案，并開展了數(shù)值仿真和試驗(yàn)研究。李軒等[7]對圓形燃燒室固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)在不同凹腔和擾流裝置條件下的性能開展了數(shù)值仿真研究。劉仔等[8-9]對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)在不同補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)和不同來流條件下的摻混燃燒開展了數(shù)值仿真研究，并對補(bǔ)燃室構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。趙翔等[10]對采用碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了地面直連試驗(yàn)，獲得發(fā)動機(jī)直連試驗(yàn)條件下的性能。高勇剛等[11]采用全流道一體化數(shù)值模擬的計(jì)算方法，研究了一次火箭室壓、一次燃燒產(chǎn)物組分、不同燃燒室構(gòu)型對于固體火箭燃?xì)獬紱_壓發(fā)動機(jī)性能的影響。由于含硼貧氧推進(jìn)劑燃燒性能差，在超音速燃燒室中的燃燒性能更難以提高，目前的研究主要針對碳?xì)浼版V鋁貧氧推進(jìn)劑。但含硼貧氧推進(jìn)劑熱值高，其超音速燃燒組織技術(shù)的突破將大幅提高固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的性能。

本文針對采用含硼貧氧推進(jìn)劑固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的高效摻混與穩(wěn)定燃燒問題，研究了不同結(jié)構(gòu)因素對其影響規(guī)律，并開展地面直連試驗(yàn)驗(yàn)證，為固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。超燃沖壓發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵點(diǎn)是富燃燃?xì)馐欠窨梢院芎玫負(fù)交旌驮诔曀贇饬髦懈咝实厝紵?，本文提出了一種基于高焓橫向射流的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)由隔離段、高焓橫向射流摻混段和擴(kuò)張燃燒室組成。針對采用含硼貧氧推進(jìn)劑固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的高效摻混與穩(wěn)定燃燒問題，研究了一次燃?xì)鈬娮⑽恢?、噴注結(jié)構(gòu)等參數(shù)對發(fā)動機(jī)燃燒性能的試驗(yàn)研究，為固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的工程設(shè)計(jì)提供參考。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)和方法

1.1 三組元加熱器

本文直連實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)由空氣加熱器、設(shè)備噴管、發(fā)動機(jī)燃燒室和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成[12]。空氣加熱器燃燒氧氣和酒精對來流空氣進(jìn)行加熱，用于模擬飛行高度22 km、飛行馬赫數(shù)5.3的高溫高速來流，設(shè)備噴管模擬隔離段出口的流動參數(shù)如表1所示。

表1 加熱器模擬工況

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室為二元結(jié)構(gòu)，寬高比為15，燃燒室采用后臺階-等直-擴(kuò)張-擴(kuò)張構(gòu)型，其內(nèi)流道的示意圖如圖1所示，由摻混燃燒段、第一段擴(kuò)張段和第二擴(kuò)張段組成。隔離段的出口高度記為H，摻混燃燒段有一后向臺階，臺階高度為0.5H，燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的高焓一次燃?xì)鈴暮笙蚺_階后垂直向下噴注進(jìn)入燃燒室摻混段，第一擴(kuò)張段出口高度1.83H，第二擴(kuò)張段出口高度為2.42H，燃燒室擴(kuò)張比為2.42。地面直連實(shí)驗(yàn)主要在于研究燃燒室的燃燒工作過程，因此實(shí)驗(yàn)發(fā)動機(jī)不帶尾噴管。試驗(yàn)在模型壁面布置壓力傳感器，每個(gè)截面布置3個(gè)，數(shù)據(jù)處理中取平均值作為截面壓力。為考核燃?xì)鈬娮⑽恢脤θ紵阅艿挠绊?，設(shè)計(jì)不同長度后向臺階塊，使燃?xì)鈬娮⑽恢镁嗪笙蚺_階的距離分別為1.5H、2.5H，固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃?xì)鈬娮⑹疽馊鐖D2所示。

圖1 矩形燃燒室示意圖

圖2 燃?xì)鈬娮⑹疽鈭D

為考核燃?xì)鈬娮?shù)對固體超燃發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響，設(shè)計(jì)不同的燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)，燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)起著將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的燃?xì)夥稚⒉娮⒌饺紵仪岸闻c空氣摻混燃燒的作用，燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)由入口逐步沿燃燒室寬度方向擴(kuò)張，出口設(shè)置燃?xì)鈬娮⑿】?。不同?guī)格燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)如圖3所示。

(Two hole injection structure (b)Three hole injection structure (c)Injection structure with vortex generator

圖3可知，試驗(yàn)燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)分為2孔噴注和3孔噴注兩種結(jié)構(gòu)，為考核燃?xì)鈹_流結(jié)構(gòu)對固體火箭超燃發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響，在3孔噴注結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上增加擾流鋸齒，使一次燃?xì)庑纬刹煌拇┩干疃?，提高一次燃?xì)馀c超音速空氣的摻混均勻度。擾流鋸齒的尺寸考慮堵塞比的影響，以保證燃燒室仍為超音速流動。

為評估各種因素對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響，確定地面直連試驗(yàn)工況如表2所示。

表2 地面直連試驗(yàn)工況

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

本試驗(yàn)系統(tǒng)啟動后2 s左右穩(wěn)定，試驗(yàn)時(shí)序設(shè)定為系統(tǒng)啟動3 s后發(fā)動機(jī)工作，試驗(yàn)系統(tǒng)工作6 s后關(guān)閉，為發(fā)動機(jī)提供6 s的試驗(yàn)窗口，圖4所示為直連試驗(yàn)系統(tǒng)加熱器壓力曲線，圖5為設(shè)備噴管壓力曲線。可見，試驗(yàn)過程中進(jìn)氣系統(tǒng)工作較為穩(wěn)定，4發(fā)試驗(yàn)工作工況一致較好，加熱器壓力為1.6 MPa。

圖4 試驗(yàn)系統(tǒng)加熱器壓力曲線

2.2 燃?xì)獍l(fā)生器

圖6所示為燃?xì)獍l(fā)生器壓力曲線?？梢?，燃?xì)獍l(fā)生器工作狀態(tài)基本一致。試驗(yàn)采用端面燃燒包覆藥柱，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時(shí)存在一個(gè)較高的點(diǎn)火壓力峰，由于工作中硼和碳等凝相粒子存在少量沉積，燃?xì)獍l(fā)生器壓力工作中逐漸爬升。

圖6 燃?xì)獍l(fā)生器壓力曲線

表3所示為燃?xì)獍l(fā)生器的各測量參數(shù)。其中，平均工作壓力、平均工作燃?xì)饬髁坑墒?1)、式(2)計(jì)算獲得。通過熱力計(jì)算可得到此種固體推進(jìn)劑的理論空燃比為6.539，因此，試驗(yàn)的燃燒室當(dāng)量比為0.63。

表3 燃?xì)獍l(fā)生器測量參數(shù)

燃?xì)獍l(fā)生器平均工作壓力計(jì)算公式：

(1)

式中t1、t2為穩(wěn)定工作段的始末時(shí)間。

燃?xì)獍l(fā)生器平均工作燃?xì)饬髁坑?jì)算公式：

(2)

式中t1、t2為穩(wěn)定工作段的始末時(shí)間;a為燃速系數(shù);n為壓力指數(shù);η為推進(jìn)劑噴射效率;A藥柱燃面;τ為推進(jìn)劑溫度敏感系數(shù);T為試驗(yàn)溫度;T0為基準(zhǔn)溫度,T0=25 ℃。

2.3 燃燒室性能

圖7所示為燃燒室壁面壓力分布曲線?？砂l(fā)現(xiàn)，燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火后，壁面壓力在富燃燃?xì)鈬娚潼c(diǎn)有明顯的突躍爬升，最大壓力達(dá)0.33 MPa，并對上下游的壓力分布產(chǎn)生一定的影響，表明燃燒室實(shí)現(xiàn)了穩(wěn)定燃燒。

圖7 燃燒室壓力對比

從不同燃?xì)鈬娮⑽恢玫娜紵覊毫Ρ瓤煽闯?，后向臺階塊長度較長時(shí)燃燒室壓力對后向臺階上游壓力影響降低。燃?xì)鈬娮⒕嗪笈_階距離增大時(shí)，燃?xì)鈬娮⒑笞畲髩毫β愿?，噴注下游壓力降低更快，但燃燒室后段壓力略高，這是由于后向臺階回流區(qū)增大增強(qiáng)了摻混燃燒，燃燒釋熱更靠前，且摻混燃燒主要發(fā)生于后向臺階回流區(qū)。

從不同燃?xì)鈬娮?shù)的燃燒室壓力對比可看出，3孔燃?xì)鈬娮⑤^2孔燃?xì)鈬娮⒃黾恿巳細(xì)馍淞鲹交炀鶆蚨?，有利于摻混燃燒組織，后向臺階回流區(qū)壓力更高，噴注下游壓力降低更快，但燃燒室后段壓力更高。

燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)增加擾流結(jié)構(gòu)后，燃燒室壓力較其他工況顯著降低，主要是由于擾流結(jié)構(gòu)破壞了后向臺階形成的回流區(qū)，減小了低速助燃區(qū)域，導(dǎo)致擾流結(jié)構(gòu)雖然提高了一次燃?xì)馀c超聲速氣流的摻混均勻度，但硼顆粒的點(diǎn)火燃燒微環(huán)境被破壞，使得摻混燃燒效率反而大幅降低，擾流結(jié)構(gòu)同時(shí)也增大了超聲速流動損失，進(jìn)一步降低發(fā)動機(jī)性能。

基于試驗(yàn)發(fā)動機(jī)燃燒室靜壓分布，采用一維流場分析方法[13]，得到燃燒室其他流動參數(shù)分布，計(jì)算出燃燒室的性能。燃燒室推力增益利用燃燒室壁面壓力積分得到；對尾噴管進(jìn)行簡化計(jì)算，噴管擴(kuò)張比取6，噴管效率取0.95，按等熵膨脹過程計(jì)算得到尾噴管推力；按設(shè)備噴管模擬參數(shù)利用沖量差計(jì)算進(jìn)氣道阻力；發(fā)動機(jī)名義推力用燃燒室推力增益加尾噴管推力再減去進(jìn)氣道阻力得到。利用一維計(jì)算得到的燃燒室出口總溫和推進(jìn)劑熱值計(jì)算得到燃燒室燃燒效率，性能分析結(jié)果如表4所示。可見，增大了燃?xì)鈬娮⑴c后向臺階距離，并采用3孔噴注結(jié)構(gòu)增強(qiáng)摻混均勻度的M3臺試驗(yàn)試驗(yàn)得到的總壓恢復(fù)、燃燒室推力和燃燒效率均更高。發(fā)動機(jī)的當(dāng)量比為0.632，計(jì)算得到其的最高燃燒效率為0.793，發(fā)動機(jī)比沖為7301 N·s/kg，發(fā)動機(jī)燃燒性能還有進(jìn)一步的改進(jìn)空間。

表4 燃燒室性能參數(shù)對比

3 結(jié)論

(1)通過直連試驗(yàn)，采用后向突擴(kuò)臺階結(jié)構(gòu)和垂直燃?xì)馍淞鞯墓腆w超燃沖壓發(fā)動機(jī)，含硼推進(jìn)劑可實(shí)現(xiàn)高效穩(wěn)定燃燒，且摻混燃燒主要發(fā)生于后向臺階回流區(qū)。

(2)增大燃?xì)鈬娮⒕嗪笙蚺_階距離，可以增大突擴(kuò)后向臺階形成的回流區(qū)，可提高摻混燃燒效率，提高發(fā)動機(jī)性能，燃燒效率從0.672提高至0.740。

(3)采用3孔燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)，可提高燃?xì)鈸交炀鶆蚨龋紵蔬_(dá)0.793。

(4)燃?xì)鈬娮⒔Y(jié)構(gòu)增加擾流結(jié)構(gòu)時(shí)，后向臺階形成的回流區(qū)被破壞，并增大超聲速流動損失，使得摻混燃燒性能降低，燃燒效率只有0.555。

(5)含硼貧氧推進(jìn)劑在固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中可穩(wěn)定燃燒，燃燒效率達(dá)到80%左右，距離工程應(yīng)用還有一定差距，未來還需進(jìn)一步開展含硼貧氧推進(jìn)劑的超音速燃燒組織研究。