燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機特性及關(guān)鍵技術(shù)分析

楊玉新，張勝敏，段艷娟

(西安航天動力技術(shù)研究所，西安 710025)

?

燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機特性及關(guān)鍵技術(shù)分析

楊玉新，張勝敏，段艷娟

(西安航天動力技術(shù)研究所，西安 710025)

針對燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機，建立了性能計算模型，對該型發(fā)動機的比沖性能及推力調(diào)節(jié)性能進行了研究，并系統(tǒng)梳理了該型發(fā)動機存在的主要關(guān)鍵技術(shù)。計算結(jié)果表明，燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機具有比常規(guī)固體火箭發(fā)動機更高的比沖性能，其中氧化劑采用N2O時，可同時兼顧高比沖和高體積比沖的優(yōu)勢；相對于傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動機，燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機的理論比沖略低，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)動機；自增壓；性能計算；關(guān)鍵技術(shù)；推力調(diào)節(jié)

0 引言

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機利用貧氧燃?xì)獍l(fā)生器一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃?xì)?，與液態(tài)氧化劑在燃燒室中進行二次摻混燃燒釋放能量；同時，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﹥ο洌鳛檠趸瘎┑臄D壓氣體，實現(xiàn)自增壓，可大幅簡化氧化劑供應(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)動機的概念，并針對該型發(fā)動機以硝酸為氧化劑、AP/HTPB為固體燃料開展了原理性試驗，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)合推進劑作為燃料，開展了推力調(diào)節(jié)試驗。國內(nèi)馬聰慧、曹軍偉等[2]采用含硼貧氧推進劑為燃料、過氧化氫作為氧化劑，開展了性能分析和原理樣機試驗，試驗實測燃燒效率達(dá)到95%以上，推力調(diào)節(jié)比達(dá)到5∶1。

本文針對燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機的特點，建立了燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機性能計算方法，并針對常用的氧化劑和燃料配方以及調(diào)節(jié)性能開展了計算分析，為該型發(fā)動機的設(shè)計提供依據(jù)，同時系統(tǒng)梳理了該型發(fā)動機存在的主要關(guān)鍵技術(shù)。

1 燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機工作過程及特點

燃?xì)庾栽鰤菏交旌匣鸺l(fā)動機原理示意圖見圖1。工作過程中，燃?xì)獍l(fā)生器首先點火，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)閥進入二次燃燒室中，與經(jīng)過噴注器霧化后的氧化劑進行二次燃燒；另外，一小部分一次燃?xì)饨?jīng)過輸送管道進入氧化劑儲箱，擠壓氧化劑經(jīng)過噴注器進行霧化。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，可同時實現(xiàn)對一次燃?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)動機原理示意圖Fig.1 Diagram of gas self-pressurization hybrid rocket motor

相對于傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動機，仍具有如下技術(shù)優(yōu)點：

(1)高比沖和高體積比沖

傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動機，采用HTPB、PE等碳?xì)浠衔镒鳛槿剂?，添加少量或者不添加金屬粉末，燃料密度低；另外，傳統(tǒng)固液混合火箭發(fā)動機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)動機可在貧氧推進劑中添加較高含量的金屬粉末，相對于碳?xì)浠衔锞哂懈叩哪芰亢兔芏龋涣硗?，貧氧推進劑經(jīng)過一次燃燒產(chǎn)生高溫、高壓的一次燃?xì)?，與氧化劑進行二次燃燒，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)動機，在推力調(diào)節(jié)過程中，氧燃比變化較大，發(fā)動機的性能變化較大[3-4]；而對于燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機，通過設(shè)計貧氧推進劑的壓力指數(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)動機工作在設(shè)計點附近，性能較高。雖然燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機不能實現(xiàn)多次關(guān)機和啟動，但通過調(diào)節(jié)一次燃?xì)饬髁?，可讓發(fā)動機長時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)動機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)動機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)律簡單，燃速易于調(diào)節(jié)。

2 性能計算方法

2.1 數(shù)學(xué)模型

(1)

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

(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；pc為二次燃燒室壓強。

氧燃比為氧化劑和一次燃?xì)獾馁|(zhì)量流率之比，按式(3)計算：

(3)

二次燃燒室壓強：

(4)

2.2 計算流程

依據(jù)燃?xì)庾栽鰤夯旌匣鸺l(fā)動機的工作特點，建立了如下非設(shè)計點性能計算流程：

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

(2)假定二次燃燒室初始壓強，并由式(2)、式(3)計算氧化劑流量、氧燃比等參數(shù)；

(3)由式(4)計算二次燃燒室壓強；

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

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

3 發(fā)動機性能分析

為了對比不同的氧化劑和燃料對燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機性能的影響，通過理論計算獲得了采用不同氧化劑和燃料組合條件下發(fā)動機的性能，為推進劑和氧化劑的選擇及發(fā)動機的設(shè)計提供一定的理論指導(dǎo)。計算采用吉布斯最小自由能的方法，計算壓強為6.86 MPa，擴張比為10，工作背壓為101 325 Pa。

3.1 不同氧化劑性能對比

為了對比采用不同氧化劑對燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機性能的影響，燃料采用固體貧氧推進劑不變，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，發(fā)動機比沖和體積比沖隨氧燃比的變化曲線。

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

圖3 不同氧化劑時的理論體積比沖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)動機的比沖性能排序為(如表1所示)：LOX(液氧)>H2O2>N2O4>N2O>IRFNA(紅發(fā)煙硝酸)>AP(高氯酸胺)，體積比沖的排序為：N2O>AP>H2O2> IRFNA>N2O4>LOX。即采用上述常見液態(tài)氧化劑時，發(fā)動機的比沖性能均高于采用固體氧化劑AP時的比沖性能。其中，采用LOX為氧化劑時發(fā)動機的比沖最高；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 不同燃料性能對比

為了對比采用不同燃料對混合火箭發(fā)動機性能的影響，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)動機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)動機相當(dāng)；而GAP和PMMA的比沖相對較低，分別為2 756 N·s/kg和2 770 N·s/kg，貧氧推進劑中由于含有一部分固體氧化劑，比沖性能相對較低，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)動機的體積比沖(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)動機在工作過程中，隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強的調(diào)節(jié)，氧化劑和燃?xì)饬髁客桨l(fā)生改變，從而實現(xiàn)推力的調(diào)節(jié)，發(fā)動機的調(diào)節(jié)性能與推進劑燃速的壓強指數(shù)密切相關(guān)。

圖6給出了不同壓強指數(shù)情況下，發(fā)動機氧燃比隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強的變化規(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)生器壓強的變化曲線Fig.6 Curves of O/F with the pressure of gas generator

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

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

圖7 壓強指數(shù)為0.52時調(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)生器壓強的調(diào)節(jié)比為3倍時，即由2 MPa增加至6 MPa時，二次燃燒室壓強的調(diào)節(jié)比為2倍，即由1.3 MPa增加至2.6 MPa，對應(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)。二次燃燒室壓強隨燃?xì)獍l(fā)生器壓強的升高近似呈冪函數(shù)增加，與貧氧推進劑燃速的變化規(guī)律類似，指數(shù)略高于推進劑壓強指數(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)動機的工作原理可看出，其工作過程與固體火箭沖壓發(fā)動機非常接近，只是氧化劑由進氣道捕獲的空氣變?yōu)樽陨頂y帶的液體氧化劑，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)、貧氧推進劑等可直接應(yīng)用固沖發(fā)動機的攻關(guān)成果。在此基礎(chǔ)上，重點解決如下關(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)動機需要將部分一次燃?xì)廨斔椭裂趸瘎﹥ο?，作為氧化劑的擠壓氣源。設(shè)計過程中，需要重點解決輸送管道及儲箱的熱防護、擠壓活塞的動密封、一次燃?xì)庵心嗔Ｗ拥某练e等問題，同時還要考慮儲箱壁面溫度升高對氧化劑穩(wěn)定性的影響。

(2)燃燒室長時間熱防護及噴管技術(shù)

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

(3)高效燃燒組織技術(shù)

燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機中的二次燃燒屬于典型的非預(yù)混擴散燃燒，如何在盡可能短的燃燒室內(nèi)，實現(xiàn)氧化劑和一次燃?xì)獾某浞秩紵?，是需要解決的重點問題之一。研究中，可通過合理匹配氧化劑和一次燃?xì)獾膰娮⑿问?、噴注位置，達(dá)到最佳的燃燒效果。

5 結(jié)論

(1)燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機以部分液體氧化劑代替常規(guī)固體火箭發(fā)動機中的固體氧化劑，具有更高的比沖性能。其中，采用N2O作為氧化劑時，發(fā)動機兼顧高比沖和高體積比沖的優(yōu)勢，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)動機采用固體貧氧推進劑作為燃料，其理論比沖性能較傳統(tǒng)的固液混合火箭發(fā)動機略低，但具有更高的燃燒效率，實際比沖有望達(dá)到傳統(tǒng)固液混合火箭發(fā)動機的性能水平；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)動機的裝填分?jǐn)?shù)低、殘藥多、燃速低且規(guī)律復(fù)雜等缺點，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指數(shù)的貧氧推進劑，可實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)過程中氧燃比不大幅偏離設(shè)計點狀態(tài)，從而確保發(fā)動機在整個工作包絡(luò)內(nèi)具有較高性能。

(4)在繼承其他類型發(fā)動機成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上，重點解決一次燃?xì)廨斔秃脱趸瘎┕?yīng)、長時間熱防護及高效燃燒組織等關(guān)鍵技術(shù)，即可實現(xiàn)工程應(yīng)用。

[1] 王永壽.燃?xì)饣旌匣鸺l(fā)動機的燃燒特性[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阅苡嬎慵霸囼炑芯縖J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2011,31(5):129-131.

[3] 楊玉新,胡春波,何國強,等.固液混合火箭發(fā)動機中的關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展[J].宇航學(xué)報,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，高級工程師，研究方向為固體火箭發(fā)動機。E-mail：27767450@qq.com

V435

A

1006-2793(2015)06-0789-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.007