粉末火箭发动机推力调节试验研究

张胜敏，杨玉新，胡春波

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.西北工业大学，西安 710072)



粉末火箭发动机推力调节试验研究

张胜敏1，杨玉新1，胡春波2

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.西北工业大学，西安 710072)

为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术，利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明，在高能火花塞作用下，粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机，且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节；通过调节粉末燃料和氧化剂的流量，可实现粉末火箭发动机的推力调节技术，推力调节比达到6.5。

粉末火箭发动机；试验研究；推力调节；点火；关机

0 引言

随着深空探测技术的发展，近年来越来越多的国家开始探测火星或制定火星探测计划。由于火星大气中含有95.3%的CO2气体，人们提出了直接从地球携带粉末燃料，利用火星大气中的CO2作为氧化剂的一种新型动力系统的构想[1-3]。科研人员针对不同种类的粉末燃料与CO2的燃烧反应开展了研究[4-7]，在综合考虑了发动机比冲、凝相损失以及点火性能和燃烧特性等多方面的影响因素后，最终确定出镁粉是以CO2气体作为氧化剂的粉末火箭发动机的最佳燃料[8-11]。

粉末火箭发动机作为一种新型推进系统，它采用高能量密度的金属或非金属粉末为燃料，CO2或其他粉末为氧化剂，具有能量高、密度比冲大、推力可调、可多次启动、安全性好等优点，是火星探测和下一代战术导弹的理想动力装置。国外在开展粉末火箭发动机点火试验方面大多以CO2为氧化剂，以镁粉为燃料，主要以点火燃烧性能为研究目标，目前可做到最大压强2.4 MPa，工作时间42.5 s，推力53 N[10]。粉末火箭发动机的推力调节技术虽在原理上可行，但尚无相关研究报道，利用这一特性可实现对飞行器的灵活控制，有利于飞行器弹道优化和能量管理。

本文针对粉末火箭发动机的燃料供应、多次启动、稳定燃烧以及推力调节等关键技术，开展了可行性试验研究。

1 粉末火箭发动机试验系统

1.1 试验系统

粉末火箭发动机试验系统如图1所示，主要由粉末燃料供应系统、试验发动机、点火系统、供气系统、视频监控系统、数据测量和控制系统以及试车台等组件组成。氧化剂供应系统由2路独立的管路组成，分别由各自的电磁阀进行控制。

考虑到需多次启动，确定采用高能电火花塞作为点火源。为了防止燃烧过程中高温燃气回流到氧化剂管路中，在氧化剂管路中安装单向阀。图2为粉末火箭发动机试验系统照片。

图1 粉末火箭发动机试验系统原理图

图2 粉末火箭发动机试验系统照片

1.2 粉末燃料供应装置

迄今为止，粉末燃料供应有多种形式，其中活塞驱动流化气夹带输送的方式，由于粉末燃料流量主要依靠活塞运动速度控制，而流化气的流动状态对粉末燃料流量的影响较小，因此可利用氧化剂气体作为流化气，而无需额外携带流化气瓶。本文基于此原理设计加工了粉末燃料供应装置开展试验研究。燃料供应装置主要包括粉末燃料及其储箱、活塞、驱动电机、掺混段以及粉末离散器等部件，在粉末储箱收敛段处有环形进气口，可使粉末燃料在流化气的夹带作用下经过粉末离散器输送到燃烧室中。图3为粉末燃料供应装置示意图。

1.3 试验发动机技术状态

考虑到镁粉在CO2气体中良好的点火和燃烧特性[12]，在试验研究中，均采用平均粒径为25 μm的镁粉作为燃料。

图3 燃料供应装置示意图

试验系统的工作过程如下：首先，接通高能火花塞电源，然后启动供粉系统及氧化剂供应系统，镁粉由流化气流化进入燃烧室，与氧化剂气体在燃烧室内掺混燃烧并释放热量，高温燃气通过喷管高速排出产生推力。当发动机需要调节推力时，可向控制系统发出信号，通过调节粉末燃料和氧化剂气体的质量流量来实现推力调节；当发动机需要关机时，向控制系统发出关机信号，切断粉末燃料和氧化剂的供应通道，燃烧室中止燃烧，发动机即熄火关机。

2 试验结果与分析

2.1 粉末供应系统试验

粉末供应系统的工作原理：电机驱动活塞以一定速度推动储箱中的粉末燃料向前运动；在掺混段从斜切孔引入流化气体，粉末燃料被流化，以气固两相流的方式经由粉末离散器喷入燃烧室中，完成粉末燃料的流化供应任务。

粉末供应系统的标定可利用粉体质量流量计算公式：

式中k为装填系数;ρ为粉末密度;v为活塞运动速度;A为粉末储箱的横截面积。

由于铝粉的性质相比镁粉较稳定，因此选择使用微米级的铝粉进行粉末供应的可行性试验研究。通过对铝粉喷射过程录像进行分析，得到粉末供应系统出口粉末流动情况。利用设计的粉末供应系统共开展了70余次的粉末流化试验，几次典型的试验结果如表1所示。

图4为试验3中的供粉过程录像截图。通过分析视频图像可得到，在粉末供应系统工作过程中，粉末的供应相对较稳定，没有出现大量粉末集中喷射的现象，尤其是在供粉开始和结束的时刻，粉末管路控制开关快速开启和阻断流化气体及粉末的供给，较好地实现了粉末供应系统快速启动和关闭的目标。

表1 典型工况试验结果(25 μm)

(a) 0.3 s (b)1.0 s

(c) 9.0 s (d) 10.6 s

2.2 推力调节试验

采用高能火花塞作为点火源，通过调节粉末燃料和氧化剂的质量流量，来实现发动机的推力调节功能。

选取较为典型的2次试验进行分析。试验1为发动机工作过程中的推力调节试验，试验2为多次点火启动的推力调节试验。在试验1中，发动机在小推力工况下工作9 s后，加大镁粉流量，同时启动第二路氧化剂供应系统，发动机持续工作19 s后，结束试验。在试验2中，发动机在I脉冲工况下工作20 s后，关闭供粉系统及第一路氧化剂供应系统；关机9 s后，启动供粉系统以及两路氧化剂供应系统，进行II脉冲点火试验，发动机工作20 s后，结束试验。试验工况如表2所示，燃烧室压强曲线如图5所示。

2.3 试验结果及分析

图5(a)为试验1的压强-时间曲线。从中可看出，发动机在点火燃烧的初期，燃烧室内压强出现了点火峰，峰值压强达到2.1 MPa，随后降到1.2 MPa，发动机稳定工作了7 s之后，增加粉末燃料的流量，同时加大氧化剂流量，发动机在2.2 MPa下稳定工作了19 s。

图5(b)为试验2的压强-时间曲线。从中可看出，在I脉冲点火燃烧的初期，燃烧室内出现了压强峰，峰值达到1.65 MPa，随后降到1.2 MPa，并在该压强下稳定工作了20 s；发动机关机9 s后，II脉冲点火启动，燃烧室再次出现压强峰，峰值达到2.6 MPa，随后降到2.2 MPa，并在该压强下稳定工作了20 s。

表2 试验时序设置及工况

(a)试验1

(b)试验2

在发动机的2次推力调节试验中，燃烧室内压强均出现了不同程度的压强峰。究其原因，是由于高能火花塞的功率有限，而镁粉在CO2气体中的点火温度相对较高，在发动机工作初期，燃烧室内滞留了一些镁粉，发动机开始点火燃烧时，滞留在燃烧室内的镁粉瞬间燃烧释放出大量热量，导致燃烧室压强快速升高，出现压强峰。

图6为试验2热试车视频录像截图，由视频录像结合压强曲线进行分析，在粉末火箭发动机推力调节过程中，除在点火初期出现了点火延迟以及爆燃现象之外，发动机在其他工作阶段状态良好，压强曲线基本平稳，没有出现振荡燃烧或间歇燃烧。发动机累计工作时间达到43 s，脉冲间隔时间达到9 s。

图6 发动机热试车录像截图

对试验测量的数据进行分析，数据处理结果见表3。从表3可看出，试验1中粉末火箭发动机的燃烧效率达到80.5%，试验2中的燃烧效率达到81.4%。

表3 试验结果

迄今为止，单发粉末火箭发动机多次点火试验的启动次数最多已达到4次，2次点火之间的时间间隔最长达到72 s，单发试验的最长工作时间达到240 s，推力调节比达到6.5。从工作原理上来看，试验发动机的启动及关机次数不受限制，时间间隔也可任意加长，推力调节比可达到15以上。

3 结论

(1)采用高能火花塞作为点火源，成功实现了粉末火箭发动机的多次点火启动以及粉末燃料的自维持稳定燃烧，燃烧效率达到80%以上。

(2)通过合理调节粉末燃料与氧化剂的质量流量，成功实现了粉末火箭发动机的推力调节功能，推力调节比达到6.5。

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(编辑：吕耀辉)

Experimental investigation on thrust regulation of powdered rocket motor

ZHANG Sheng-min1, YANG Yu-xin1, HU Chun-bo2

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC, Xi'an 710025,China；2.Northwestern Polytechnical Univ. , Xi'an 710072,China)

An experiment system of powdered rocket motor was established to investigate some key technologies, such as multiple start-ups and thrust regulation and so on, large numbers of experiments were conducted. The results indicat that under the effect of high energy spark plug,powered rocket motor can realize multiple start-ups and shutdown.Moreover startup and shutdown times, the time intervals can be regulated randomly. By adjusting the flow rate of the powder fuel and oxidant, powered rocket motor can achieve thrust control technology,and thrust regulation ratio reaches 6.5.

powdered rocket motor;experimental investigation;thrust regulation;ignition;shutoff

2014-12-11；

2015-01-27。

张胜敏(1983—)，男，博士，研究领域为固体火箭发动机设计与研究。E-mail:zsm_nwpu@126.com

V430

A

1006-2793(2015)03-0347-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.03.009