某型固體火箭發動機低溫燃燒不穩定現象分析

吳 毅,胡博文,孟 惠

(1 武警工程大學物理教研室,西安 710086;2 中國兵器工業第203研究所,西安 710065; 3 武警工程大學物理實驗中心,西安 710086)

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某型固體火箭發動機低溫燃燒不穩定現象分析

吳 毅1,胡博文2,孟 惠3

(1 武警工程大學物理教研室,西安 710086;2 中國兵器工業第203研究所,西安 710065; 3 武警工程大學物理實驗中心,西安 710086)

文中針對某型固體火箭發動機低溫地面試車時出現的燃燒不穩定現象進行了研究。通過對試車數據進行FFT分析基本確認該燃燒不穩定現象屬于聲不穩定。結合對燃燒不穩定抑制措施的討論和相關工程經驗,針對性地采取調整彈道穩定劑含量和粒徑,并適當提高二級工作壓強等措施后,再次進行低溫地面試車。試車結果表明燃燒不穩定現象基本消除,說明采取的措施有效,可為同類型固體火箭發動機工程研制提供借鑒。

固體火箭發動機;低溫試車;燃燒不穩定;抑制措施

0 引言

固體火箭發動機燃燒不穩定現象是指在發動機工作過程中出現的燃燒室壓強與推進劑燃速等參數出現非正常的周期性或近似周期性的波動現象。發生不穩定燃燒時,參數波動幅度通常超過設計值的5%,同時可能伴隨有發動機整體振動、發動機殼體溫度或聲音異常等,將導致發動機燃燒效率和比沖降低,偏離設計的推力方案,甚至解體爆炸等。固體火箭發動機燃燒不穩定現象是固體火箭發動機領域較為常見而又非常棘手的“攔路虎”,學術界和工程界都針對這一熱點和難點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一段路要走。

人們把固體火箭發動機燃燒不穩定現象分為聲不穩定和非聲不穩定兩類[1]。聲不穩定是由推進劑燃燒過程釋放聲能與發動機空腔聲場耦合而成。發動機空腔存在一個或數個固有頻率,當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,小幅度的聲振蕩自激放大形成較大幅度的聲振蕩,造成不穩定燃燒;非聲不穩定則主要是源于燃燒過程與噴管排氣過程的相互作用,通常發生在低壓下,振蕩頻率也比聲不穩定的振蕩頻率低得多,也稱為低頻不穩定燃燒[2]。

1 燃燒不穩定現象描述

A型發動機是一款典型的單室雙推力長尾管固體火箭發動機,其裝藥和內腔如圖1所示。為了實現要求的較大推力比,第一級藥柱采用六角星孔藥型,燃速較高,工作壓強也較高;第二級藥柱為端燃藥型,燃速較低,設計工作壓強較低,約為1.5 MPa;一、二級都采用改性雙基推進劑[3]。

圖1 A型發動機裝藥和內腔示意圖

該型發動機常溫地面試車正常,而在發動機低溫地面試車時發現,發動機推力在二級初始段出現較為嚴重的振蕩現象,約從2.2 s開始出現幅度逐漸增大的振蕩,約2.6 s時振蕩突然增大并持續至約4.3 s,隨后推力一直處于小幅振蕩狀態直至約9.3 s;同時壓強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測試曲線如圖2所示。

圖2 A型發動機地面低溫試車推力和壓強曲線

2 燃燒不穩定現象分析

分別對推力和壓強振蕩段進行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個頻率范圍,而與之對應的壓強振蕩主要是2 567.9～2 790.9 Hz這一范圍。無明顯壓強振蕩對應的推力振蕩應該是由發動機發生不穩定燃燒引發發動機整體振動與測試臺架相互作用造成,而兩者直接對應的頻率即為發動機不穩定燃燒的頻率。

首先考慮非聲不穩定燃燒。由于二級設計壓強較低,低溫工作時壓強約為1.1 MPa,可能接近或者低于該種推進劑的臨界壓強,導致推進劑出現斷續燃燒現象。但是應該注意到,發動機噴喉處于不斷燒蝕狀態,隨著時間推移,喉徑將緩慢增大,燃燒室壓強也會緩慢降低;而發動機在t>9 s的區間內振蕩反而逐漸消失,而且從頻譜圖可以看出,主要的振蕩都屬于高頻振蕩,這說明非聲不穩定燃燒應該不是本次低溫試車出現振蕩的主要原因。不過由于一、二級燃燒室壓強變化較大,從高壓到低壓的轉變過程中燃速和壓強指數等推進劑參數變化規律較為復雜,這種劇烈的壓強變化可能導致發動機轉級階段燃燒室內流場發生突變,可能誘發推進劑燃燒的振蕩。

圖3 A型發動機推力和壓強曲線振蕩段頻譜

接下來考慮聲不穩定燃燒。2 567.9～2 790.9 Hz這一區間屬于高頻范圍,與聲不穩定燃燒較為符合。由于燃面處于不斷推移狀態,燃燒室聲腔的固有頻率也處于不斷變化的狀態。根據發動機聲腔縱向振型固有頻率公式[4]:

(1)

其中:n為諧波階數;a為燃氣聲速;L為燃燒室聲腔長度。估算可知,轉級階段縱向振型固有頻率約為n×2 660 Hz,與2 567.9～2 790.9 Hz這一區間吻合。當t∈[2.3 s,2.6 s]時,聲腔固有頻率與推進劑燃燒聲能釋放頻率不斷接近,振蕩逐漸增大;當t∈[2.6 s,4.3 s]時,聲腔固有頻率與推進劑燃燒聲能釋放頻率基本一致,振蕩達到最大;當t∈[4.3 s,tmax]時,聲腔固有頻率與推進劑燃燒聲能釋放頻率互相遠離,振蕩逐漸減弱。整個過程與聲不穩定燃燒的特征相符,可以基本確定本次低溫試車出現的就是聲不穩定燃燒。

3 不穩定燃燒抑制方案及改進后的試驗結果

結合上文的分析,考慮從聲不穩定燃燒抑制方面采取措施。事實上,任何聲學振蕩系統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Culick理論[5],線性條件下的振幅的相對變化率α等于所有增益系數和阻尼系數的代數和,即α=∑αi。因此抑制燃燒不穩定可以從減弱增益因素和增加阻尼兩方面下手。

分析可知,發動機轉級階段增益因素主要有轉級引起的壓強脈沖、轉級流量突變、藥柱轉級界面處臺階誘導的漩渦脫落等。在保持發動機整體方案不變的情況下,考慮通過提高二級推進劑燃速以適當增加二級工作壓強,一方面使轉級引起的壓強脈沖和流量突變減弱;另一方面使工作壓強盡量高于或者遠離推進劑臨界壓強,減弱推進劑低壓下的燃燒不穩定。

增加阻尼的方法主要包括采用機械阻尼裝置和調整推進劑配方等[2]。機械阻尼裝置包括共振棒和隔板等。采用機械阻尼裝置效果顯著,但是缺點也很明顯,那就是增加了發動機的消極重量,增加發動機結構和工藝的復雜程度,一定程度上會影響發動機內彈道性能,還會使燃氣有煙。調整推進劑配方主要指調整彈道穩定劑(本配方采用粉末狀Al2O3)的粒徑和含量等。根據Culick結合Stokes流動給出的微粒阻尼理論,振型頻率f對應的最佳阻尼顆粒粒徑Dop為[5]:

(2)

式中:μ為燃氣粘性系數;ρs為顆粒密度。估算可知,2 567.9～2 790.9 Hz這一區間對應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推進劑配方進行微調,將彈道穩定劑含量由1.5%調整為1.8%,粒徑調整至5.0～5.2 μm區間內。

采取以上兩方面措施進行改進后,再次進行發動機低溫試車,推力和壓強曲線如圖4所示。測試結果顯示,轉級段的壓強振蕩基本消除,說明采取的措施合理有效,成功的抑制了燃燒不穩定。

4 總結

文中通過對某型單室雙推力長尾管固體火箭發

動機低溫地面試車轉級段出現振蕩的案例進行分析,針對性地采取了調整彈道穩定劑含量和粒徑,并適當提高二級工作壓強的措施。改進后的發動機再次低溫試車,結果表明采取的措施簡易有效。文中的工作可為其他同類型發動機出現的燃燒不穩定現象的解決提供一定的借鑒。

圖4 A型發動機改進后地面低溫試車推力和壓強曲線

[1] 李宜敏，張中欽，趙元修. 固體火箭發動機原理 [M]. 北京: 國防工業出版社, 1985: 193.

[2] 張端慶. 固體火箭推進劑 [M]. 北京: 兵器工業出版社, 1991: 145-157.

[3] 宋軍. X發動機設計工作報告 [R]. 西安現代控制技術研究所, 2014.

[4] 高鳳蓮, 王占利, 鄭凱, 等. 翼柱型裝藥固體火箭發動機不穩定燃燒 [C]∥中國宇航學會2007年固體推進第24屆年會論文集, 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,河北豐潤人,講師,碩士,研究方向:凝聚態物理原子分子方向。

TJ763

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