固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)地面直連試驗(yàn)

趙翔 夏智勛 馬立坤 呂仲

摘要： 針對采用碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了地面直連試驗(yàn)。 介紹了試驗(yàn)系統(tǒng)， 測量了推力、 壓力、 溫度和質(zhì)量流量等參數(shù)， 分析了試驗(yàn)結(jié)果， 得到燃燒室的性能。 燃燒室總壓損失為74.1%， 燃燒效率為84.0%， 推力增益為0.718 kN， 推力增益比沖為3 726.9 N·s/kg。

關(guān)鍵詞： 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)； 地面直連試驗(yàn)； 比沖； 碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑； 燃燒室性能

中圖分類號： TJ763； V435文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A文章編號： 1673-5048（2018）04-0057-05

0引言

X-43A的成功飛行標(biāo)志著使用液體燃料的超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)趨于成熟。 與液體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)相比， 使用固體燃料的超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、 可靠性高、 能量密度高等特點(diǎn)。 由于不需要復(fù)雜的燃料供應(yīng)系統(tǒng)或者作動裝置， 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的系統(tǒng)可以設(shè)計(jì)得更加安全緊湊， 且相比于液體推進(jìn)劑， 固體推進(jìn)劑更易于存儲[1-2]。 但是， 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)也存在一些缺點(diǎn)， 比如流量調(diào)節(jié)控制困難、 重復(fù)點(diǎn)火困難[3]。 目前， 學(xué)術(shù)界對液體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的關(guān)注較多[4-6]， 而對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究仍處于起步階段。

Witt[7]和Angus[8]進(jìn)行了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的開拓性試驗(yàn)研究。 Witt用聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）作為固體燃料， 通過使用氫氣燃燒形成引導(dǎo)火焰， 實(shí)現(xiàn)了燃燒室的點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定。 但是， 摻混燃燒效率對燃燒室的結(jié)構(gòu)非常敏感。 在Angus的試驗(yàn)中， 燃燒室的燃燒效率達(dá)到57%。 后來， Vaught等人[9]研究了雙模態(tài)固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)在海拔H=24.4 km、 馬赫數(shù)Ma=6.0的飛行工況下的可行性。 但是， 這種雙模態(tài)構(gòu)型增加了進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。 隨后， BenYakar等人[10-11]采用PMMA作為固體燃料， 通過一系列試驗(yàn)， 在不需要任何輔助點(diǎn)火措施的情況下， 實(shí)現(xiàn)了燃燒室的自點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定。 采用凹腔作為火焰穩(wěn)定器， 但是固體燃料的燃燒會導(dǎo)致凹腔的消失， 最終燃燒室熄火。 CohenZur和Natan[12]進(jìn)一步研究了采用凹腔作為火焰穩(wěn)定器的固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)， 建立了平均燃面退移速率和進(jìn)口流量參數(shù)的關(guān)系式。 BenArosh等人[13]利用簡化燃燒模型， 對超聲速來流條件下固體燃料的燃燒進(jìn)行了數(shù)值模擬， 研究了進(jìn)口氣流馬赫數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒室性能的影響。 Wang等人[14]針對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室的比推力展開了研究， 得出比推力呈現(xiàn)持續(xù)下降趨勢的結(jié)論。 Saraf和Gany[15]研究了添加金屬粉末和不添加金屬粉末的固體推進(jìn)劑對超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室的影響， 得出含鋁固體推進(jìn)劑可以增加比推力， 但是會降低比沖的結(jié)論。 Simone等人[16-17]對LiH作為超燃沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料的可行性及其超聲速燃燒性能進(jìn)行了數(shù)值模擬和理論分析， 飛行速度Ma=7.0的理論比沖高達(dá)10 000 m/s， 顯示了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的巨大潛力。

上述學(xué)者們都是針對內(nèi)孔燃燒式的固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展相關(guān)研究。 這種類型的發(fā)動機(jī)通過將固體燃料澆注到燃燒室內(nèi)壁， 使用凹腔實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定， 但是該構(gòu)型存在點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定困難、 燃燒效率低、 燃燒室構(gòu)型對發(fā)動機(jī)性能影響較大等問題[2]。 最關(guān)鍵的問題在于難以實(shí)現(xiàn)長時間的火焰穩(wěn)定。 前人的研究表明， 隨著固體燃料的燃燒， 凹腔會逐漸變形或消失， 火焰穩(wěn)定能力下降， 在工作大約十幾秒后熄火[10-11， 14]。 工作時間短、 固體燃料利用率不高， 嚴(yán)重阻礙了該種構(gòu)型的應(yīng)用。 針對這種構(gòu)型存在的不足， 呂仲等人[18-19]提出了一種新的構(gòu)型， 即固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)， 并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了其可行性。 該種構(gòu)型使用貧氧固體推進(jìn)劑在燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)組織一次燃燒， 隨后將富燃燃?xì)鈬娙氤曀偃紵遥?與超聲速來流摻混燃燒， 通過噴管排出， 為發(fā)動機(jī)提供推力。

本文采用碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑， 開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)研究， 針對試驗(yàn)結(jié)果開展分析， 得到燃燒室的性能。

1試驗(yàn)系統(tǒng)和方法

1.1三組元加熱器

酒精/氧氣/空氣三組元燃燒式加熱器用于模擬飛行高度23 km、 飛行馬赫數(shù)5.5的高溫高速來流。 表1為加熱器模擬的燃燒室入口氣流工況。

1.2模型燃燒室

試驗(yàn)采用的燃燒室構(gòu)型為直擴(kuò)矩形燃燒室， 如圖1所示。 燃?xì)獍l(fā)生器的安裝位置處在擴(kuò)張段前側(cè)， 噴射角度與水平方向成60°角。

1.3推進(jìn)劑配方及測量方案

試驗(yàn)采用的碳?xì)渫七M(jìn)劑由HTPB， C11H24等物質(zhì)組成。

試驗(yàn)的測量數(shù)據(jù)主要包括推力、 壓力、 溫度和質(zhì)量流量。 壓力包括加熱器工作壓力、 燃?xì)獍l(fā)生器工作壓力、 燃燒室壁面壓力分布、 燃燒室出口總壓和靜壓， 以及供應(yīng)系統(tǒng)管路壓力； 溫度主要為燃燒室出口總溫； 質(zhì)量流量為加熱器各組分的質(zhì)量流量。

2試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1燃?xì)獍l(fā)生器

圖 2所示為燃?xì)獍l(fā)生器壓力曲線。 在點(diǎn)火藥包成功點(diǎn)火后， 壓力曲線呈現(xiàn)先爬升后略微下降的趨勢， 這種現(xiàn)象主要是由于碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑沒有均勻燃燒， 尤其是點(diǎn)火藥包爆炸處燃面退移速率更大， 而邊緣的燃面退移速率較小， 導(dǎo)致燃面越來越大， 燃燒越來越劇烈， 壓力爬升明顯。 隨后， 推進(jìn)劑即將燃燒完畢， 中間的燃面退移速率減小， 導(dǎo)致燃面變小， 因此壓力略微下降。

表2所示為燃?xì)獍l(fā)生器的各測量參數(shù)， 喉徑通過多次測量取數(shù)學(xué)平均的方式獲得， 試驗(yàn)前后固體燃料的質(zhì)量差除以工作時間得到的值即為平均質(zhì)量流量。 通過熱力計(jì)算可得到此種固體推進(jìn)劑的理論空燃比為6.623 3， 因此， 此次試驗(yàn)的燃燒室當(dāng)量比為1.28。

圖3為燃燒后的喉徑照片， 可以發(fā)現(xiàn)沒有明顯的沉積， 說明此種碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑燃燒得較好， 這也是燃?xì)獍l(fā)生器壓力曲線在后期較為平穩(wěn)， 沒有出現(xiàn)明顯爬升的原因。

2.2燃燒室性能

圖4所示為燃燒室壁面壓力分布曲線， 可以發(fā)現(xiàn)燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火后， 壁面壓力首先在富燃燃?xì)鈬娚潼c(diǎn)有明顯的突躍爬升， 并對下游的壓力分布產(chǎn)生一定的影響。 隨著燃?xì)獍l(fā)生器壓力的提升， 噴射點(diǎn)處邊界層逐漸分離， 并進(jìn)一步影響到隔離段， 同時在隔離段內(nèi)形成預(yù)燃激波串。 由于激波串的影響， 來流速度有所降低， 靜溫上升， 達(dá)到富燃燃?xì)獾闹瘘c(diǎn)后， 燃燒室成功實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火。 燃燒室的成功點(diǎn)火又進(jìn)一步導(dǎo)致邊界層的分離， 使得隔離段中激波串的強(qiáng)度增大， 最終達(dá)到穩(wěn)定， 燃燒室成功實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定， 此時， 燃燒產(chǎn)生的反壓已經(jīng)影響到了隔離段入口。 當(dāng)固體推進(jìn)劑消耗完畢， 燃燒室熄火， 但是壁面壓力會出現(xiàn)一些振蕩， 這反映了燃燒室內(nèi)激波串從振蕩到恢復(fù)穩(wěn)態(tài)的過程。

試驗(yàn)臺推力曲線如圖5所示， 為了方便比較， 也畫出了燃?xì)獍l(fā)生器的壓力曲線。 由圖5可知， 當(dāng)加熱器工作時， 試驗(yàn)臺產(chǎn)生了大約0.9 kN的推力。 隨后， 當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火時， 試驗(yàn)臺產(chǎn)生了小幅的推力增益， 結(jié)合壁面壓力分布曲線， 此時預(yù)燃激波串出現(xiàn)， 燃燒室正處在建壓點(diǎn)火的過程。 過了大約1.0 s， 燃燒室點(diǎn)火成功并實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定燃燒， 試驗(yàn)臺推力增益也出現(xiàn)明顯的增大。 穩(wěn)定燃燒約3.8 s后， 燃?xì)獍l(fā)生器熄火， 燃燒室也隨之熄火。 燃燒室從點(diǎn)火、 穩(wěn)定燃燒至熄火， 經(jīng)歷了約4.8 s， 與燃?xì)獍l(fā)生器的工作時間大致相同。

經(jīng)過一系列的數(shù)據(jù)處理， 可以得到燃燒室的性能， 如表3所示。 由表3可知， 整個燃燒過程的總壓損失較大。 由于發(fā)動機(jī)的當(dāng)量比為1.28， 由理論空燃比計(jì)算得到其能達(dá)到的最高燃燒效率為85.0%， 說明此次發(fā)動機(jī)燃燒得較為理想。 但是發(fā)現(xiàn)熱電偶的補(bǔ)償導(dǎo)線在試驗(yàn)后被燒壞， 說明通過熱電偶接觸測溫的方式需要進(jìn)行改進(jìn)。 因此， 基于熱電偶測總溫， 通過溫升去預(yù)估的燃燒效率是否準(zhǔn)確需要進(jìn)一步驗(yàn)證， 此處僅供參考。

3結(jié)論

本文采用碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的地面直連試驗(yàn)， 通過有限的測量手段和對試驗(yàn)結(jié)果的分析， 得到地面直連試驗(yàn)的燃燒室性能。 燃燒室總壓損失為74.1%， 燃燒效率為84.0%， 推力增益為0.718 kN， 推力增益比沖為3 726.9 N·s/kg。 通過本文的試驗(yàn)研究， 發(fā)現(xiàn)對于直擴(kuò)構(gòu)型的燃燒室， 發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火主要是以富燃燃?xì)鈬娚潼c(diǎn)為壓力波動源， 通過預(yù)燃激波串減速來流提升靜溫的方式實(shí)現(xiàn)的。 對于碳?xì)涔腆w推進(jìn)劑來說， 此種方式的點(diǎn)火延遲時間大約為1.0 s。

下一步工作主要針對燃燒室的燃燒組織開展相關(guān)研究， 重點(diǎn)在于減小點(diǎn)火延遲時間， 提升穩(wěn)焰能力。

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Abstract： Directconnected ground test of solidfuel rocket scramjet employing carbonhydrogen solid propellant is carried out. The experimental system is presented. The thrust， pressure， temperature and mass flow rate are measured. The combustor performance is derived from the experimental results. The total pressure loss is 74.1% while the combustion efficiency is 84.0%. The thrust gain of combustor is 0.718 kN， and the thrust gain specific impulse is 3 726.9 N·s/kg.

Key words： solidfuel rocket scramjet； directconnected ground test； specific impulse； carbonhydrogen solid propellant； combustor performance