燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)特性及關(guān)鍵技術(shù)分析

楊玉新，張勝敏，段艷娟

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所，西安 710025)

?

燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)特性及關(guān)鍵技術(shù)分析

楊玉新，張勝敏，段艷娟

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所，西安 710025)

針對(duì)燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)，建立了性能計(jì)算模型，對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能及推力調(diào)節(jié)性能進(jìn)行了研究，并系統(tǒng)梳理了該型發(fā)動(dòng)機(jī)存在的主要關(guān)鍵技術(shù)。計(jì)算結(jié)果表明，燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)具有比常規(guī)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更高的比沖性能，其中氧化劑采用N2O時(shí)，可同時(shí)兼顧高比沖和高體積比沖的優(yōu)勢(shì)；相對(duì)于傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的理論比沖略低，但具有更高的體積比沖；合理選用燃?xì)獍l(fā)生器中推進(jìn)劑的燃速壓力指數(shù)，可確保推力調(diào)節(jié)過程中氧燃比不發(fā)生大幅變化。

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)；自增壓；性能計(jì)算；關(guān)鍵技術(shù)；推力調(diào)節(jié)

0 引言

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)利用貧氧燃?xì)獍l(fā)生器一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃?xì)猓c液態(tài)氧化劑在燃燒室中進(jìn)行二次摻混燃燒釋放能量；同時(shí)，利用燃?xì)獍l(fā)生器壓力比燃燒室壓力高的這一特性，將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的一部分燃?xì)庖胙趸瘎﹥?chǔ)箱，作為氧化劑的擠壓氣體，實(shí)現(xiàn)自增壓，可大幅簡(jiǎn)化氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)的復(fù)雜性。

日本的久保田等[1]提出了燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的概念，并針對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)以硝酸為氧化劑、AP/HTPB為固體燃料開展了原理性試驗(yàn)，在5 MPa的燃燒室壓力下，比沖達(dá)到250 s以上；日本的桑原卓雄[1]利用硝酸為氧化劑、GAP/AP復(fù)合推進(jìn)劑作為燃料，開展了推力調(diào)節(jié)試驗(yàn)。國內(nèi)馬聰慧、曹軍偉等[2]采用含硼貧氧推進(jìn)劑為燃料、過氧化氫作為氧化劑，開展了性能分析和原理樣機(jī)試驗(yàn)，試驗(yàn)實(shí)測(cè)燃燒效率達(dá)到95%以上，推力調(diào)節(jié)比達(dá)到5∶1。

本文針對(duì)燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)，建立了燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法，并針對(duì)常用的氧化劑和燃料配方以及調(diào)節(jié)性能開展了計(jì)算分析，為該型發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)，同時(shí)系統(tǒng)梳理了該型發(fā)動(dòng)機(jī)存在的主要關(guān)鍵技術(shù)。

1 燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)工作過程及特點(diǎn)

燃?xì)庾栽鰤菏交旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)原理示意圖見圖1。工作過程中，燃?xì)獍l(fā)生器首先點(diǎn)火，產(chǎn)生的高溫、高壓富燃一次燃?xì)獯蟛糠纸?jīng)過流量調(diào)節(jié)閥進(jìn)入二次燃燒室中，與經(jīng)過噴注器霧化后的氧化劑進(jìn)行二次燃燒；另外，一小部分一次燃?xì)饨?jīng)過輸送管道進(jìn)入氧化劑儲(chǔ)箱，擠壓氧化劑經(jīng)過噴注器進(jìn)行霧化。工作過程中，依據(jù)彈道需求，通過調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器的喉徑，改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器的壓強(qiáng)，可同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)一次燃?xì)饬髁亢脱趸瘎┝髁康恼{(diào)節(jié)。

圖1 燃?xì)庾栽鰤菏交旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)原理示意圖Fig.1 Diagram of gas self-pressurization hybrid rocket motor

相對(duì)于傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，仍具有如下技術(shù)優(yōu)點(diǎn)：

(1)高比沖和高體積比沖

傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，采用HTPB、PE等碳?xì)浠衔镒鳛槿剂希砑由倭炕蛘卟惶砑咏饘俜勰剂厦芏鹊停涣硗猓瑐鹘y(tǒng)固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒組織形式造成了燃燒效率較低，比沖性能難以充分發(fā)揮。燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)可在貧氧推進(jìn)劑中添加較高含量的金屬粉末，相對(duì)于碳?xì)浠衔锞哂懈叩哪芰亢兔芏龋涣硗猓氀跬七M(jìn)劑經(jīng)過一次燃燒產(chǎn)生高溫、高壓的一次燃?xì)猓c氧化劑進(jìn)行二次燃燒，具有更高的燃燒效率。

(2)推力調(diào)節(jié)性能好

傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，在推力調(diào)節(jié)過程中，氧燃比變化較大，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能變化較大[3-4]；而對(duì)于燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)，通過設(shè)計(jì)貧氧推進(jìn)劑的壓力指數(shù)，可保持推力調(diào)節(jié)過程中氧燃比不發(fā)生大幅變化，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近，性能較高。雖然燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)不能實(shí)現(xiàn)多次關(guān)機(jī)和啟動(dòng)，但通過調(diào)節(jié)一次燃?xì)饬髁浚勺尠l(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間工作在小推力狀態(tài)，以適應(yīng)特殊彈道應(yīng)用的需求。

(3)裝藥結(jié)構(gòu)和燃面退移規(guī)律簡(jiǎn)單

受固體燃料燃面退移速率的限制，傳統(tǒng)固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為了獲得滿足需求的推力，通常采用多孔、多段的裝藥結(jié)構(gòu)形式，裝藥結(jié)構(gòu)復(fù)雜，體積裝填分?jǐn)?shù)低、且容易產(chǎn)生較多的殘藥[5-6]。燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)采用滿裝填的端面燃燒裝藥形式，裝填分?jǐn)?shù)高，燃面退移規(guī)律簡(jiǎn)單，燃速易于調(diào)節(jié)。

2 性能計(jì)算方法

2.1 數(shù)學(xué)模型

(1)

式中ρp為貧氧推進(jìn)劑密度；Ab為推進(jìn)劑燃面面積；a為推進(jìn)劑在1 MPa下的燃速；n為推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)；pr為燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)。

(2)

式中μ為噴嘴流量系數(shù)；Aj為噴嘴面積；ρo為氧化劑密度；pr為燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)；pc為二次燃燒室壓強(qiáng)。

氧燃比為氧化劑和一次燃?xì)獾馁|(zhì)量流率之比，按式(3)計(jì)算：

(3)

二次燃燒室壓強(qiáng)：

(4)

2.2 計(jì)算流程

依據(jù)燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的工作特點(diǎn)，建立了如下非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算流程：

(1)給定燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)，并依據(jù)式(1)計(jì)算一次燃?xì)饬髁浚?/p>

(2)假定二次燃燒室初始?jí)簭?qiáng)，并由式(2)、式(3)計(jì)算氧化劑流量、氧燃比等參數(shù)；

(3)由式(4)計(jì)算二次燃燒室壓強(qiáng)；

(4)由第3步中計(jì)算的壓強(qiáng)替代第2步驟中的燃燒室壓強(qiáng)初值，并重復(fù)第2、3步驟的計(jì)算，直至兩步計(jì)算得到的二次燃燒室壓強(qiáng)偏差滿足誤差要求；

(5)依據(jù)第4步驟計(jì)算得到的二次燃燒室壓強(qiáng)，計(jì)算推力、比沖等性能數(shù)據(jù)。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

為了對(duì)比不同的氧化劑和燃料對(duì)燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，通過理論計(jì)算獲得了采用不同氧化劑和燃料組合條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，為推進(jìn)劑和氧化劑的選擇及發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供一定的理論指導(dǎo)。計(jì)算采用吉布斯最小自由能的方法，計(jì)算壓強(qiáng)為6.86 MPa，擴(kuò)張比為10，工作背壓為101 325 Pa。

3.1 不同氧化劑性能對(duì)比

為了對(duì)比采用不同氧化劑對(duì)燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，燃料采用固體貧氧推進(jìn)劑不變，改變氧化劑種類，開展了性能分析。

圖2和圖3分別給出了采用不同氧化劑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖和體積比沖隨氧燃比的變化曲線。

圖2 不同氧化劑時(shí)的理論比沖Fig.2 Curves of specific impulse with different oxidizers

圖3 不同氧化劑時(shí)的理論體積比沖Fig.3 Curves of the volumetric specific impulse with different oxidizers

可看出，不同的氧化劑和燃料組合均存在著一個(gè)最佳配比，在最佳配比條件下，采用不同氧化劑情況下發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能排序?yàn)?如表1所示)：LOX(液氧)>H2O2>N2O4>N2O>IRFNA(紅發(fā)煙硝酸)>AP(高氯酸胺)，體積比沖的排序?yàn)椋篘2O>AP>H2O2> IRFNA>N2O4>LOX。即采用上述常見液態(tài)氧化劑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能均高于采用固體氧化劑AP時(shí)的比沖性能。其中，采用LOX為氧化劑時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖最高；但由于液態(tài)氧化劑的密度大多低于固體氧化劑AP，除N2O外，其他液態(tài)氧化劑的體積比沖均低于固體氧化劑AP。

3.2 不同燃料性能對(duì)比

為了對(duì)比采用不同燃料對(duì)混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，氧化劑采用LOX不變，改變?nèi)剂戏N類，開展了性能分析。

圖4和圖5給出了采用不同燃料條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖和體積比沖隨氧燃比的變化曲線，表2給出了不同燃料的最佳氧燃比及對(duì)應(yīng)狀態(tài)下的比沖和體積比沖。在常用的固體燃料中，HTPB和PE的比沖較高，最高比沖分別為2 926 N·s/kg和2 938 N·s/kg左右，與液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)相當(dāng)；而GAP和PMMA的比沖相對(duì)較低，分別為2 756 N·s/kg和2 770 N·s/kg，貧氧推進(jìn)劑中由于含有一部分固體氧化劑，比沖性能相對(duì)較低，與GAP和PMMA相當(dāng)。由于HTPB和PE密度較低，雖然比沖較高，但體積比沖并不高，分別為3 125 kN·s/m3和3 159 kN·s/m3，均高于液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的體積比沖(約為3 000 kN·s/m3)；GAP和PMMA的最大體積比沖略高，分別為3 337 kN·s/m3和3 213 kN·s/m3；貧氧推進(jìn)劑的體積比沖最高，達(dá)到3 618 kN·s/m3。

表1 不同氧化劑的最佳氧燃比及性能Table 1 Optimum O/F and performance with different oxidizers

表2 不同燃料的最佳氧燃比及性能Table 2 Optimum O/F and performance with different fuels

3.3 推力調(diào)節(jié)性能分析

燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)在工作過程中，隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的調(diào)節(jié)，氧化劑和燃?xì)饬髁客桨l(fā)生改變，從而實(shí)現(xiàn)推力的調(diào)節(jié)，發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)性能與推進(jìn)劑燃速的壓強(qiáng)指數(shù)密切相關(guān)。

圖6給出了不同壓強(qiáng)指數(shù)情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)氧燃比隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的變化規(guī)律。

圖4 不同燃料的理論比沖Fig.4 Curves of the specific impulse with different fuels

圖5 不同燃料的理論體積比沖Fig.5 Curves of volumetric specific impulse with different fuels

圖6 氧燃比隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的變化曲線Fig.6 Curves of O/F with the pressure of gas generator

壓強(qiáng)指數(shù)存在一臨界值(接近于0.67)，在該條件下，隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的增加，二次燃燒室的氧燃比近似于保持不變；當(dāng)壓強(qiáng)指數(shù)低于該臨界值時(shí)，二次燃燒室的氧燃比隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)增大而增大；當(dāng)壓強(qiáng)指數(shù)高于該臨界值時(shí)，二次燃燒室的氧燃比隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的增大而逐漸減小。

圖7給出了當(dāng)壓強(qiáng)指數(shù)為0.52時(shí)，二次燃燒室壓強(qiáng)隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的變化規(guī)律。

圖7 壓強(qiáng)指數(shù)為0.52時(shí)調(diào)節(jié)特性曲線Fig.7 The regulation characteristic when the burning-rate pressure exponent is 0.52

當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的調(diào)節(jié)比為3倍時(shí)，即由2 MPa增加至6 MPa時(shí)，二次燃燒室壓強(qiáng)的調(diào)節(jié)比為2倍，即由1.3 MPa增加至2.6 MPa，對(duì)應(yīng)推力的調(diào)節(jié)比也接近于2倍，高于一次燃?xì)饬髁康恼{(diào)節(jié)比(1.77倍)。二次燃燒室壓強(qiáng)隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的升高近似呈冪函數(shù)增加，與貧氧推進(jìn)劑燃速的變化規(guī)律類似，指數(shù)略高于推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)，這主要是由于調(diào)節(jié)過程中氧燃比增加引起的。

4 主要關(guān)鍵技術(shù)分析

由燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理可看出，其工作過程與固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非常接近，只是氧化劑由進(jìn)氣道捕獲的空氣變?yōu)樽陨頂y帶的液體氧化劑，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)、貧氧推進(jìn)劑等可直接應(yīng)用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的攻關(guān)成果。在此基礎(chǔ)上，重點(diǎn)解決如下關(guān)鍵技術(shù)：

(1)一次燃?xì)廨斔图把趸瘎┕?yīng)技術(shù)

燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)需要將部分一次燃?xì)廨斔椭裂趸瘎﹥?chǔ)箱，作為氧化劑的擠壓氣源。設(shè)計(jì)過程中，需要重點(diǎn)解決輸送管道及儲(chǔ)箱的熱防護(hù)、擠壓活塞的動(dòng)密封、一次燃?xì)庵心嗔Ｗ拥某练e等問題，同時(shí)還要考慮儲(chǔ)箱壁面溫度升高對(duì)氧化劑穩(wěn)定性的影響。

(2)燃燒室長(zhǎng)時(shí)間熱防護(hù)及噴管技術(shù)

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室溫度達(dá)3 000 K以上，燃?xì)庵心嗔Ｗ雍颗c固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相當(dāng)，且存在局部富氧的工作狀態(tài)，常規(guī)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)及喉襯材料都難以滿足長(zhǎng)時(shí)間工作的需求。因此，需要針對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的工作狀態(tài)，研制專門的熱防護(hù)材料和喉襯材料。

(3)高效燃燒組織技術(shù)

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)中的二次燃燒屬于典型的非預(yù)混擴(kuò)散燃燒，如何在盡可能短的燃燒室內(nèi)，實(shí)現(xiàn)氧化劑和一次燃?xì)獾某浞秩紵切枰鉀Q的重點(diǎn)問題之一。研究中，可通過合理匹配氧化劑和一次燃?xì)獾膰娮⑿问健娮⑽恢茫_(dá)到最佳的燃燒效果。

5 結(jié)論

(1)燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)以部分液體氧化劑代替常規(guī)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的固體氧化劑，具有更高的比沖性能。其中，采用N2O作為氧化劑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)兼顧高比沖和高體積比沖的優(yōu)勢(shì)，可滿足武器系統(tǒng)要求的比沖高、體積小的要求。

(2)燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)采用固體貧氧推進(jìn)劑作為燃料，其理論比沖性能較傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)略低，但具有更高的燃燒效率，實(shí)際比沖有望達(dá)到傳統(tǒng)固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能水平；此外，采用滿裝填的端燃裝藥形式，不存在傳統(tǒng)固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的裝填分?jǐn)?shù)低、殘藥多、燃速低且規(guī)律復(fù)雜等缺點(diǎn)，更適合于導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的應(yīng)用。

(3)通過選用合適燃速壓強(qiáng)指數(shù)的貧氧推進(jìn)劑，可實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)過程中氧燃比不大幅偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)，從而確保發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)工作包絡(luò)內(nèi)具有較高性能。

(4)在繼承其他類型發(fā)動(dòng)機(jī)成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上，重點(diǎn)解決一次燃?xì)廨斔秃脱趸瘎┕?yīng)、長(zhǎng)時(shí)間熱防護(hù)及高效燃燒組織等關(guān)鍵技術(shù)，即可實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

[1] 王永壽.燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒特性[J].飛航導(dǎo)彈,1996(6):31-37,40.

[2] 馬聰慧，曹軍偉,崔金平,等.燃?xì)饣旌匣鸺阅苡?jì)算及試驗(yàn)研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2011,31(5):129-131.

[3] 楊玉新,胡春波,何國強(qiáng),等.固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(5):1616-1621.

[4] Martin Chiaverini.Review of solid-fuel regression rate behavior in classical and nonclassical hybrid rocket motors[C]// Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

[5] Kenneth K Kuo.Challenges of hybrid rocket propulsion in the 21st century[C]// Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

[6] George Story.Large-scale hybrid motor testing [C]//Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

(編輯：崔賢彬)

Characteristics and key techniques of gas self-pressurization hybrid rocket motor

YANG Yu-xin,ZHANG Sheng-min,DUAN Yan-juan

(Institute of Xi'an Aerospace Solid Propulsion Technology,Xi'an 710025,China)

Computation model was developed and the specific impulse and thrust regulation characteristics were studied for gas self-pressurization hybrid rocket motor.The key techniques were also discussed in this paper.The results show that,the specific impulse of gas hybrid rocket is higher than that of common solid rocket motor and the volumetric specific impulse is also higher with N2O as the oxidizer;the volumetric specific impulse is higher than that of classical hybrid rocket motor,although the theoretical specific impulse is a bit lower;the mass flow rate ratio of oxidizer to fuel has a little change with proper burning-rate pressure exponent of the propellant.

gas hybrid rocket;self-pressurization;performance computation;key techniques;thrust regulation

2015-04-12；

：2015-06-03。

楊玉新(1982—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。E-mail：27767450@qq.com

V435

A

1006-2793(2015)06-0789-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.007