固體火箭發動機噴焰流場及輻射特性實驗*

李霞，劉建國，王俊，段然，劉興潤

(1.中國科學院 安徽光學精密機械研究所,中國科學院環境光學與技術重點實驗室，安徽 合肥 230031; 2.中國科學技術大學，安徽 合肥 230026;3.光學輻射重點實驗室，北京 100854)

0 引言

火箭發動機噴焰流動和光電輻射效應對飛行器動力、熱防護以及探測特性等有著重要影響，在國內外受到廣泛關注和研究。近年來，隨著計算流體技術的發展，利用數值計算方法進行噴焰流動模擬獲得了長足的發展，例如Dash等結合噴焰流動的超聲速特性，發展了較為完善的噴焰流動模型[1]；Troyes等分別使用歐拉模型和拉格朗日模型，對噴焰粒子軌跡以及復燃效應進行了深入的計算和分析[2]；董士奎、談和平等人結合氣體光譜庫和粒子散射效應等，對噴焰輻射效應進行深入的數值研究[3]；阮立明等人基于傳統熱流法,提出了計算導彈發動機尾焰紅外輻射特性的源項六流法模型[4-5]。由于噴焰狀態涉及高溫高速流動、復燃化學反應等一系列復雜的物理和化學現象，通過實驗研究噴焰流動特征和輻射效應同樣是噴焰研究的重要內容。Mitchell等利用紋影觀測技術，對欠膨脹狀態的噴焰流動結構進行了測量分析[6];王偉臣等利用熱像儀等手段，對含復燃效應的噴焰輻射狀態進行了研究[7-8]。事實上，實際發動機實驗對場地要求高，有效測量困難，公開的實驗測量數據較少。

本文從實驗研究角度出發，利用小型固體火箭發動機獲得系留狀態的噴焰流動，進而通過光學測量手段，對噴焰流動和輻射狀態進行了測量分析，為認識噴焰流動和輻射效應提供數據基礎。

1 實驗裝置與參數

1.1 發動機與裝藥

試驗采用小型固體火箭發動機點火工作獲得噴焰流動及輻射數據。為便于測量分析，采用發動機固定在臺架上的系留方式進行實驗工作。為保證實驗和測量過程中燃燒室以及噴焰流動具有較穩定的狀態，采用端面包覆、內外孔燃燒的恒面燃燒裝藥形式。推進劑裝藥采用成熟度較高的丁羥復合固體推進劑，其基礎配方比例為高氯酸氨(AP)75%、端羥基聚丁二烯(HTPB)10%、鋁粉(Al)13%、其他2%。為滿足光學數據采集需要，設計發動機工作時間大于3 s，燃燒室壓強約為4.5 MPa。采用具有收縮擴張段的拉瓦爾噴管獲得超聲速噴焰流動，膨脹比為4.97。具體的發動機結構外形尺寸如圖1所示,單位:mm。

1.2 測量方法與布置

在實驗過程中，對發動機工作壓強、可見光圖像、紅外熱像以及指定位置的光譜特性進行采集和測量。其中工作壓強用于確定發動機工作狀態，可見光圖像用于分析噴焰的發展變化過程，紅外熱像和光譜數據用于分析噴焰光電輻射狀態。測量采用的器件狀態如表1所示。

表1 測量儀器參數Table 1 Measuring instrument parameters

在測量過程中，壓強傳感器通過開孔對發動機燃燒室內部壓強進行測量，可見光圖像、紅外熱像以及光譜儀均采用非接觸方式進行測量。為確定非接觸測量的視場大小和測量位置，利用計算流體力學方法，對實驗發動機噴焰流場進行計算分析，并以此為基礎確定測量位置和測量點，如圖2所示。為避免噴焰核心區馬赫波節對光譜特性的影響，將光譜儀測量視場對準核心區下游附近區域，可見光高速攝像重點觀測核心區的狀態，紅外熱像對大部分噴焰高溫區域進行測量。

高速攝影CCD、熱像儀視場大，可測量噴焰的整體圖像，通常光譜儀視場較小，該次試驗用的光譜儀視場為28 mrad，只能測量噴焰部分區域的光譜，而距離噴管出口的噴焰存在馬赫盤，使得區域溫度變化大，因此選取了噴焰核心區較后位置進行測量，放置位置為距離噴口軸向0.8 m，垂直軸向7.5 m處。

圖2 光學測量范圍示意Fig.2 Scope of optical measurement range

2 發動機工作過程測量

2.1 內彈道壓強

在實驗過程中，相應的實驗狀態及發動機工作狀態參數如表2所示。壓強變化過程如圖3所示，從圖中數據可以看出，發動機點火后，燃燒室內壓強快速上升至4 MPa，并保持在4～5 MPa之間，工作過程較為穩定；裝藥燃完后，燃燒室內壓強快速降低至環境壓強。

2.2 發動機噴焰變化過程

利用高速攝像進行了噴焰流動的可見光圖像采集。由于噴焰溫度高達1 500 K以上，亮度極高，為有效采集噴焰結構形態，采用了較短的曝光時間，測量背景呈黑色狀態。圖4給出了發動機點火至裝藥燃燒結束階段噴焰流場的主要變化過程。

從圖4中可以看出，在發動機點火初期，當燃燒室內壓強達到一定值時，高溫燃氣自噴管中高速噴出(如圖4中的a),b)，并快速達到壓強峰值(如圖4中c))；此后，噴焰流動逐步達到穩定狀態(如圖4中d))，由于噴焰核心區溫度達到1 200 K，與環境溫度有著強烈反差，因此噴焰穩定時只能看到核心區和部分過渡區的噴焰狀態；當裝藥燃燒快結束時，單一的裝藥發生破碎，由近似的恒面燃燒轉為增面燃燒，噴焰會經歷一次增強狀態(如圖4中e))；裝藥燃燒完后，燃燒室內殘留燃氣繼續噴出，但火焰長度逐漸變短(如圖4中f))。

3 輻射參數測量與分析

3.1 光譜數據分析

利用光譜儀可測量發動機噴焰的光譜數據，光譜儀的光譜分辨率為1 cm-1，幀頻為10 Hz，為了得到燃燒穩定的光譜數據，結合高速攝影圖像進行數據挑選，再將連續的3幀光譜數據求平均，得到光譜如圖5所示。

噴焰燃燒的主要氣體成分為CO2和H2O，從理論分析來看，CO2主要輻射波段為2.6～2.8 μm，4.1～4.5 μm，12.5～17 μm；H2O的主要輻射波段為2.55～2.84 μm，5.6～7.6 μm，12～30 μm[9-12]。從實驗數據來看，在2～3 μm和4～5 μm有2個輻射尖峰，其他波段無明顯的輻射變化，該結果與CO2的分子振動在4.3 μm輻射，以及CO2和H2O在2.7 μm紅外輻射迭加的理論分析是一致的。

3.2 熱像數據分析

圖6a)為中波熱像儀測量圖像，表觀溫度最大值為1 218 K，輻射強度為529.2 W/sr，圖6b)為長波熱像儀測量圖像，表觀溫度最大值為842 K，輻射強度為26.8 W/sr。

表2 發動機工作參數表Table 2 Engine working parameters table

圖3 模型發動機工作壓強曲線Fig.3 Model engine working pressure curve

圖4 噴焰可見光圖像Fig.4 Exhaust plume visible image

圖5 噴焰光譜輻射亮度曲線圖Fig.5 Spectral radiation curve of exhaust plume

圖6 紅外熱像儀測量圖像Fig.6 Image of infrared measurement

從圖6中數據可以看出，噴焰輻射亮度在噴口出口處并不高，而是在距離噴口一段距離的下游達到最大值，造成這一現象的主要原因是：噴焰的二次燃燒是在其離開噴口后伴隨著與空氣的摻混而實現點燃的[13-15]，這就導致噴焰的高溫區域在下游才出現，相應地也具有更強的紅外輻射。

4 結束語

本文利用小型固體火箭發動機，對噴焰流動和光電輻射效應進行了測量分析。實驗過程中采用的發動機工作穩定，可見光采集圖像反映了噴焰流動過程和裝藥燃燒狀態，對認識發動機點火和關機時的噴焰流動具有參考價值。熱像和光譜測量獲得了有效的噴焰光電輻射特性狀態，測量結果表明：對于這一類型的固體火箭發動機，噴焰輻射波段主要集中在2～5 μm波段，主要是CO2和H2O的分子輻射引起的，紅外熱像可明顯反映噴焰的核心區、過渡流區的溫度場分布，結合測量條件可反推噴焰的輻射強度。需要說明的是，噴焰的燃燒溫度與光譜輻射強度與裝藥配方和噴管結構等密切相關，因此在利用實驗數據進行模型驗證工作時需考慮實驗的各項參數。