固體火箭超燃沖壓發動機燃燒試驗研究①

黃禮鏗，胡廣軍，胡 豹，田凌寒，楊玉新

(中國航天科技集團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動機具有結構簡單、成本低、作戰反應時間短、機動性和安全性好等優點，在未來高超音速巡航武器動力系統應用方面具有廣闊的應用前景，得到了國內外學者的重視[1-2]。

由于超燃沖壓發動機燃燒室進口空氣流速為超聲速，燃燒室流體駐留時間僅有幾毫秒，這就要求發動機極短的時間內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動機開展了數值模擬。呂仲等[4-6]總結了固體超燃沖壓發動機發展歷程和研究現狀，分析了固體火箭沖壓發動機工作特性，并對不同構型方案的超燃沖壓發動機的優勢和存在的問題進行了分析，設計了側向和頭部進氣兩種固體超燃沖壓發動機方案，并開展了數值仿真和試驗研究。李軒等[7]對圓形燃燒室固體火箭超燃沖壓發動機在不同凹腔和擾流裝置條件下的性能開展了數值仿真研究。劉仔等[8-9]對固體火箭超燃沖壓發動機在不同補燃室結構和不同來流條件下的摻混燃燒開展了數值仿真研究，并對補燃室構型進行了優化設計。趙翔等[10]對采用碳氫固體推進劑的固體火箭超燃沖壓發動機開展了地面直連試驗，獲得發動機直連試驗條件下的性能。高勇剛等[11]采用全流道一體化數值模擬的計算方法，研究了一次火箭室壓、一次燃燒產物組分、不同燃燒室構型對于固體火箭燃氣超燃沖壓發動機性能的影響。由于含硼貧氧推進劑燃燒性能差，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氫及鎂鋁貧氧推進劑。但含硼貧氧推進劑熱值高，其超音速燃燒組織技術的突破將大幅提高固體火箭超燃沖壓發動機的性能。

本文針對采用含硼貧氧推進劑固體火箭超燃沖壓發動機的高效摻混與穩定燃燒問題，研究了不同結構因素對其影響規律，并開展地面直連試驗驗證，為固體火箭超燃沖壓發動機的工程應用奠定了基礎。超燃沖壓發動機的關鍵點是富燃燃氣是否可以很好地摻混和在超聲速氣流中高效率地燃燒，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動機，該發動機由隔離段、高焓橫向射流摻混段和擴張燃燒室組成。針對采用含硼貧氧推進劑固體火箭超燃沖壓發動機的高效摻混與穩定燃燒問題，研究了一次燃氣噴注位置、噴注結構等參數對發動機燃燒性能的試驗研究，為固體火箭超燃沖壓發動機的工程設計提供參考。

1 試驗系統和方法

1.1 三組元加熱器

本文直連實驗系統由空氣加熱器、設備噴管、發動機燃燒室和數據處理系統組成[12]?？諝饧訜崞魅紵鯕夂途凭珜砹骺諝膺M行加熱，用于模擬飛行高度22 km、飛行馬赫數5.3的高溫高速來流，設備噴管模擬隔離段出口的流動參數如表1所示。

表1 加熱器模擬工況

1.2 試驗模型

固體火箭超燃沖壓發動機燃燒室為二元結構，寬高比為15，燃燒室采用后臺階-等直-擴張-擴張構型，其內流道的示意圖如圖1所示，由摻混燃燒段、第一段擴張段和第二擴張段組成。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，燃氣發生器產生的高焓一次燃氣從后向臺階后垂直向下噴注進入燃燒室摻混段，第一擴張段出口高度1.83H，第二擴張段出口高度為2.42H，燃燒室擴張比為2.42。地面直連實驗主要在于研究燃燒室的燃燒工作過程，因此實驗發動機不帶尾噴管。試驗在模型壁面布置壓力傳感器，每個截面布置3個，數據處理中取平均值作為截面壓力。為考核燃氣噴注位置對燃燒性能的影響，設計不同長度后向臺階塊，使燃氣噴注位置距后向臺階的距離分別為1.5H、2.5H，固體超燃沖壓發動機燃氣噴注示意如圖2所示。

圖1 矩形燃燒室示意圖

圖2 燃氣噴注示意圖

為考核燃氣噴注參數對固體超燃發動機燃燒性能的影響，設計不同的燃氣噴注結構，燃氣噴注結構起著將燃氣發生器產生的燃氣分散并噴注到燃燒室前段與空氣摻混燃燒的作用，燃氣噴注結構由入口逐步沿燃燒室寬度方向擴張，出口設置燃氣噴注小孔。不同規格燃氣噴注結構如圖3所示。

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

圖3可知，試驗燃氣噴注結構分為2孔噴注和3孔噴注兩種結構，為考核燃氣擾流結構對固體火箭超燃發動機燃燒性能的影響，在3孔噴注結構基礎上增加擾流鋸齒，使一次燃氣形成不同的穿透深度，提高一次燃氣與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動機燃燒性能的影響，確定地面直連試驗工況如表2所示。

表2 地面直連試驗工況

2 試驗結果分析

2.1 試驗系統

本試驗系統啟動后2 s左右穩定，試驗時序設定為系統啟動3 s后發動機工作，試驗系統工作6 s后關閉，為發動機提供6 s的試驗窗口，圖4所示為直連試驗系統加熱器壓力曲線，圖5為設備噴管壓力曲線?？梢姡囼炦^程中進氣系統工作較為穩定，4發試驗工作工況一致較好，加熱器壓力為1.6 MPa。

圖4 試驗系統加熱器壓力曲線

2.2 燃氣發生器

圖6所示為燃氣發生器壓力曲線?？梢姡細獍l生器工作狀態基本一致。試驗采用端面燃燒包覆藥柱，發動機點火時存在一個較高的點火壓力峰，由于工作中硼和碳等凝相粒子存在少量沉積，燃氣發生器壓力工作中逐漸爬升。

圖6 燃氣發生器壓力曲線

表3所示為燃氣發生器的各測量參數。其中，平均工作壓力、平均工作燃氣流量由式(1)、式(2)計算獲得。通過熱力計算可得到此種固體推進劑的理論空燃比為6.539，因此，試驗的燃燒室當量比為0.63。

表3 燃氣發生器測量參數

燃氣發生器平均工作壓力計算公式：

(1)

式中t1、t2為穩定工作段的始末時間。

燃氣發生器平均工作燃氣流量計算公式：

(2)

式中t1、t2為穩定工作段的始末時間;a為燃速系數;n為壓力指數;η為推進劑噴射效率;A藥柱燃面;τ為推進劑溫度敏感系數;T為試驗溫度;T0為基準溫度,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現，燃氣發生器點火后，壁面壓力在富燃燃氣噴射點有明顯的突躍爬升，最大壓力達0.33 MPa，并對上下游的壓力分布產生一定的影響，表明燃燒室實現了穩定燃燒。

圖7 燃燒室壓力對比

從不同燃氣噴注位置的燃燒室壓力對比可看出，后向臺階塊長度較長時燃燒室壓力對后向臺階上游壓力影響降低。燃氣噴注距后臺階距離增大時，燃氣噴注后最大壓力略高，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增大增強了摻混燃燒，燃燒釋熱更靠前，且摻混燃燒主要發生于后向臺階回流區。

從不同燃氣噴注參數的燃燒室壓力對比可看出，3孔燃氣噴注較2孔燃氣噴注增加了燃氣射流摻混均勻度，有利于摻混燃燒組織，后向臺階回流區壓力更高，噴注下游壓力降低更快，但燃燒室后段壓力更高。

燃氣噴注結構增加擾流結構后，燃燒室壓力較其他工況顯著降低，主要是由于擾流結構破壞了后向臺階形成的回流區，減小了低速助燃區域，導致擾流結構雖然提高了一次燃氣與超聲速氣流的摻混均勻度，但硼顆粒的點火燃燒微環境被破壞，使得摻混燃燒效率反而大幅降低，擾流結構同時也增大了超聲速流動損失，進一步降低發動機性能。

基于試驗發動機燃燒室靜壓分布，采用一維流場分析方法[13]，得到燃燒室其他流動參數分布，計算出燃燒室的性能。燃燒室推力增益利用燃燒室壁面壓力積分得到；對尾噴管進行簡化計算，噴管擴張比取6，噴管效率取0.95，按等熵膨脹過程計算得到尾噴管推力；按設備噴管模擬參數利用沖量差計算進氣道阻力；發動機名義推力用燃燒室推力增益加尾噴管推力再減去進氣道阻力得到。利用一維計算得到的燃燒室出口總溫和推進劑熱值計算得到燃燒室燃燒效率，性能分析結果如表4所示?？梢姡龃罅巳細鈬娮⑴c后向臺階距離，并采用3孔噴注結構增強摻混均勻度的M3臺試驗試驗得到的總壓恢復、燃燒室推力和燃燒效率均更高。發動機的當量比為0.632，計算得到其的最高燃燒效率為0.793，發動機比沖為7301 N·s/kg，發動機燃燒性能還有進一步的改進空間。

表4 燃燒室性能參數對比

3 結論

(1)通過直連試驗，采用后向突擴臺階結構和垂直燃氣射流的固體超燃沖壓發動機，含硼推進劑可實現高效穩定燃燒，且摻混燃燒主要發生于后向臺階回流區。

(2)增大燃氣噴注距后向臺階距離，可以增大突擴后向臺階形成的回流區，可提高摻混燃燒效率，提高發動機性能，燃燒效率從0.672提高至0.740。

(3)采用3孔燃氣噴注結構，可提高燃氣摻混均勻度，燃燒效率達0.793。

(4)燃氣噴注結構增加擾流結構時，后向臺階形成的回流區被破壞，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)含硼貧氧推進劑在固體火箭超燃沖壓發動機中可穩定燃燒，燃燒效率達到80%左右，距離工程應用還有一定差距，未來還需進一步開展含硼貧氧推進劑的超音速燃燒組織研究。