模拟发动机火焰传播过程试验研究①

赵汝岩，黄志勇，周红梅

(海军航空工程学院七系，烟台 264001)

0 引言

固体火箭发动机火焰传播阶段是指从推进剂产生的第一个火焰开始，到推进剂表面完全点燃的这段时间。对于固体火箭发动机来说，火焰传播过程对瞬变压力影响很大，早期的研究工作是作为点火过程的一部分进行的［1－3］，将火焰传播建立在连续点燃的前提上，并以推进剂表面达到一个临界温度为点火判据。联合技术中心的研究者［4］发展了沿复合推进剂表面火焰扩张的详细模型。该模型包括了向固体推进剂传热的所有模式，同时考虑传热速率随时间和沿轴向两个方面变化，并导出两条相似律;Raizberg［5］提出了一个分析方法，并给出了可确定火焰传播速率随时间变化的近似解;Jeffrey D Moore等对发动机翼槽内火焰传播过程进行了实验研究［6］。国内研究主要是分析燃气流速、燃烧室压强、点火器位置、点火燃气特性等对火焰传播过程的影响［7－10］。

本文在分析总结国内外研究的基础上，设计研制了模拟试验发动机，利用靶线法研究了不同点火药量的点火燃气以不同角度喷射到不同药型推进剂表面情况下的火焰传播速率。

1 火焰传播过程试验

1.1 试验方案

在火焰传播过程中，模拟发动机燃烧室结构的不同、燃气射流的方向不同、不同的燃气升压速率，都能导致火焰传播方式、火焰峰传播速度的变化。因此，分别设计了平板式装药、翼槽型装药、燃气平行喷射、燃气倾斜喷射情况下点火，同时通过改变点火药量，以达到不同的升压速率和不同的热流密度，以研究推进剂表面的火焰传播规律。具体方案就是在燃烧室底部凹槽内铺设丁羟推进剂药条，推进剂表面等距离地埋设靶线(图1中①～⑦为7根靶线)。当燃气喷射到推进剂表面时，推进剂达到点火温度并点燃，同时火焰沿推进剂表面传播，当火焰传播到埋设靶线的部位，将靶线熔断，此时通过测试系统记录靶线熔断的时间，并以此推断出火焰的传播速率。

试验装置简图见图1(虚线表示不同的燃气喷射角度)。图1(c)中，A处部位定义为头部翼槽前部;B处部位为头部翼槽底部;C处部位为头部翼槽尾部;A'处部位定义为尾部翼槽前部;B'处部位为尾部翼槽底部;C'处部位为尾部翼槽尾部。

1.2 熔断靶线的选择

丁羟推进剂的点火温度为600 K左右，金属材料中铝的熔点与之相接近，但由于埋设的靶线要求很细，以尽可能贴近推进剂的表面，而铝的延伸性很差，工艺上很难加工出直径在1 mm以下的铝丝。为了满足设计要求，根据热量公式:

式中 c为比热容;V为体积;ρ为密度;T为熔断温度;T0为常温。

根据铝和铜的熔点，通过式(1)计算得到0.5 mm铝丝和0.3 mm铜丝熔断所需热量的分别为5.94 J和5.2 J。

由于该型推进剂的总焓为5.5×103kJ/kg，密度1 750 kg/m3，则熔断0.3 mm 铜丝需0.009 g推进剂。假设0.009 g推进剂所释放的热量完全被铜丝吸收，且燃面面积为20 mm×0.3 mm，则推进剂需燃烧的厚度为0.009 cm。

查阅该型推进剂的燃速特性可知，在压强为6.86 MPa、压强指数 n=0.17标准下，该型复合推进剂的燃速为4.9 mm/s，则在6.86 MPa 下，0.3 mm 铜丝在推进剂火焰作用下的熔断时间为18.36 ms。

在常温常压下，对该型推进剂火焰传播验证试验中测得的各个靶线熔断时间如表1所示。

通过表1计算，测得该型复合推进剂在常温常压下的燃速为2.3 mm/s，则0.3 mm铜丝在推进剂火焰作用下的熔断时间为39.13 ms。

由于采用更细的铜丝，容易在燃气冲击下断裂。因此，采用0.3 mm铜丝测量火焰峰传播的位置。在密封状态下，通过进行不同药量的点火药产生的点火燃气喷射入燃烧室(燃烧室中没有推进剂药条)的测试试验发现，当点火药量不超过50 g时，靶线不会在燃气冲击下断裂，也不会被高温燃气熔断。

图1 试验装置简图Fig.1 Schematic drawing of simulation test motor

表1 靶线熔断时间Table 1 Melting time of wire

2 试验结果及分析

2.1 火焰传播位置分析

2.1.1 燃气喷射入平板型装药模拟发动机

图2是在密封燃烧室中，10、15、20 g点火药产生的燃气平行、倾斜喷射入平板型装药模拟发动机时的火焰峰传播位置。

图2 平板型装药模拟发动机火焰峰传播位置Fig.2 Flame front Location in flat simulation test motor

通过图2可看出，当10 g点火药产生的燃气平行喷射入燃烧室时，第2根靶线首先熔断，然后火焰沿着火点向四周扩展、连续扩大。

当15 g点火药产生燃气平行喷射入燃烧室时，通过靶线熔断的时间分析，第3根靶线首先熔断，其次熔断的靶线分别为5、4、2根靶线，说明着火点相比上次试验中的着火点位置向燃烧室下游移动。由于第5根靶线的率先熔断，说明在着火点下游出现二次点火。根据文献［11］分析，出现二次点火的原因在于燃气(包括点火药生成的燃气和推进剂燃烧产生的燃气)对流传热速率增大，导致新着火点的出现。但在常温常压下，对该型推进剂火焰传播验证试验中，当燃气倾斜喷射到推进剂药条表面时，也有可能是推进剂燃烧产生的灼热铝粉颗粒飞溅到燃烧区下游，通过热传导，导致新着火点的出现;或者点火药中粒径较大的颗粒在点火瞬态过程中飞散入燃烧室，在下游区域燃烧导致新着火点的出现。在常温常压下，火焰传播试验中有灼热铝粉颗粒飞溅到火焰峰前方的情况发生，如图3所示。

当20 g点火药产生的高温燃气平行喷射入燃烧室时，第5根靶线首先熔断，说明随点火药量的增加，着火点继续向下游移动。这是因为首先点燃部位与点火系统火焰形状有关，火焰形状影响推进剂药条表面的热流率分布，火焰的最大截面处热流密度无疑最大，而随点火药量的增加，火焰的最大截面处相应向下游移动。因此，首先点燃部位(着火点)随之向下游移动。

2.1.2 燃气喷射入翼槽型装药模拟发动机

图4为在密封燃烧室中，10、15、20 g点火药产生的燃气平行、倾斜喷射入翼槽型装药模拟发动机时的火焰峰传播位置。

图3 灼热铝粉颗粒飞溅Fig.3 Hot grain splash

图4 翼槽型装药模拟发动机火焰峰传播位置Fig.4 Flame front Location in fin-slot simulation test motor

通过图4(a)不同药量生成的燃气平行喷射入翼槽型装药模拟发动机的火焰峰传播位置分析，随点火药量增加，着火点位置向后移动，在各次试验中并未出现二次着火点现象。对比图2(a)可知，在相同药量情况下，着火点的位置基本重合。

通过图4火焰峰传播位置可看出，着火点位于头部翼槽前部，当燃气喷射入翼槽底座燃烧室中，由于燃气首先喷射到头部翼槽的前部，燃气流碰壁后在主流两侧形成漩涡，一侧逆时针流动进入头部翼槽底部，另一侧以顺时针从头部翼槽前部流出，并沿燃烧室向下游传播。由于燃气射流直接喷射到头部翼槽前部，局部换热系数最大处位于该区域，着火点首先出现于此处。火焰峰最后传播到尾部翼槽底部。

2.2 火焰传播速度分析

2.2.1 燃气喷射入平板型装药模拟发动机

表2和表3分别是根据密封燃烧室中10、15、20 g点火药产生的燃气平行、倾斜喷射入平板型装药模拟发动机时，相邻靶线之间的火焰峰平均传播速度。表2和表3中，“—”表示此处产生着火点，并未计算该区间的火焰峰平均传播速度。

表2 燃气平喷下火焰峰平均传播速度Table 2 Velocity of flame front in gas parallel injection

表3 燃气斜喷下火焰峰平均传播速度Table 3 Velocity of flame front in gas oblique injection

通过表2和表3数据可看出，当相同药量点火药生成的燃气喷射入燃烧室后，火焰沿着火点向上游、下游传播，且向下游传播的速度大于火焰向上游的传播速度。

相同靶线之间的火焰传播速度，其大小随点火药量的增加而增加。这是由于点火药量的增加，既增加了燃气在燃烧室通道内的流动速度，又增加了单位时间内的热流密度。因此，加快了火焰传播速度。

当燃气倾斜喷射入燃烧室时，相同靶线之间的火焰传播速度略大于燃气平行喷射的情况。其原因在于当燃气倾斜喷射时，燃气喷射到药条表面后，燃气主流沿药条表面传播，其表面局部传热率大于燃气平行喷射时对推进剂表面的传热率。因此，火焰传播速度较快。

2.2.2 燃气喷射入翼槽型装药模拟发动机

表4和表5分别是密封燃烧室中10、15、20 g点火药产生的燃气平行、倾斜喷射入翼槽型装药模拟发动机时，相邻靶线之间的火焰峰平均传播速度。表4和表5中，“—”表示此处产生着火点，并未计算该区间的火焰峰平均传播速度。

表4 燃气平喷下火焰峰平均传播速度Table 4 Velocity of flame front in gas parallel injection

通过表4和表5数据可看出，点火药生成的燃气喷射入翼槽型装药模拟发动机后，火焰传播速度变化规律与平板型装药模拟发动机类似，但相比燃烧室中部和尾部区域，尾部翼槽内的火焰峰传播速度减弱。这是由于尾部翼槽内气体发生壅塞，导致尾部翼槽内升压速率增大，高温燃气充填翼槽的驱动力减弱，燃气填充速度减弱，从而导致火焰峰传播速度的降低。

表5 燃气斜喷下火焰峰平均传播速度Table 5 Velocity of flame front in gas oblique injection

对比表2～表5可看出，相同射流角度、相同药量情况下，翼槽型装药模拟发动机燃烧室下游区域的火焰峰传播速度略大于平板型装药模拟发动机的火焰峰传播速度。这是由于头部翼槽的存在，导致燃面面积增大，生成更多的燃气沿推进剂表面流动，增加了燃气对推进剂表面的换热率。

3 结论

(1)燃气平行喷射情况下，着火点随点火药量的增加而向后移动;火焰沿着火点向上游、下游传播，且向下游传播的速度大于火焰向上游的传播速度。

(2)相同药量、相同药型情况下，燃气倾斜喷射导致的火焰峰传播速度大于燃气平行喷射下的火焰峰传播速度。

(3)距离头部相同位置(不含翼槽区域)，在相同药量、射流角度下，翼槽型装药发动机的火焰峰传播速度大于平板型装药发动机的火焰峰传播速度。

(4)相比燃烧室中部和尾部区域的火焰峰传播速度，尾部翼槽内的火焰峰传播速度减弱。

［1］Summerfield M，et al.The ignition transients in solid propellant rocket motors［R］.Aerospace and Mechbical Sciences Report 769，Feb.1966.

［2］Most W J，et al.Starting thrust transients of solid rocket engines［J］.AIAA Paper 64-125，Jan.1964.

［3］Brown R S，Wirrick T K，Anderson R.Theory of ignition and ignition propagation of solid propellant in a flow environment［J］.AIAA Paper 64-157，Jan.1964.

［4］Jensen G E，Brown R S，Cose D A ＆ Andson R.Ignition and ignition propagation in solid propellants motors［C］//AIAA Paper 66-677，Second Propulsion Joint Specialist Conference，Colorado Springs，Colo，June 1966.

［5］Raizberg B A.Physical basis and mathematical model of the propagrtion of a flame over the surface of a solid propellant during ignition combustion［J］.Explosion and Shock Waces，1968，4(4):330-335.

［6］Jeffrey D Moore，Kuo Kenneth K，Peter J Ferrara.Flame spreading in a simulated fin-slot rocket motor［R］.AIAA 2007-5780.

［7］王慧，蹇泽群，王华，等.大后翼与主流相互作用的模拟点火试验［J］.推进技术，1997，18(3).

［8］李逢春，张富升，雷凡培.复合推进剂实际点火过程试验研究［J］.固体火箭技术，1989，12(4).

［9］余贞勇.固体火箭发动机翼槽内火焰传播机理研究［D］.西北工业大学，2000.

［10］唐金兰，樊建龙，李进贤，等.SRM点火瞬态凝相粒子对火焰传播过程的影响［J］.推进技术，2008，29(5).

［11］Peretz A，Kuo K K，Caven L H，et al.Start transient of solid-propellant rocket motor with high internal gas velocities［J］.AIAA Journal，1973，11(12):158-164.