Metal/N2O粉末火箭发动机实验研究①

邓 哲，胡春波，卢子元，胡松启，张 研，徐义华

(1.西北工业大学 燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，西安 710072；2.南昌航空大学 飞行工程学院，南昌 330063)



Metal/N2O粉末火箭发动机实验研究①

邓 哲1，胡春波1，卢子元1，胡松启1，张 研1，徐义华2

(1.西北工业大学 燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，西安 710072；2.南昌航空大学 飞行工程学院，南昌 330063)

采用气压驱动供粉方式，开展了Metal/N2O火箭发动机点火实验。通过分析活塞位移及燃烧室压强振荡，研究了两相流动特性。根据液滴燃烧模型，分析了燃烧室压强、颗粒滞留时间、氧燃比等因素对发动机燃烧效率的影响。通过以上研究，验证了此种发动机的优良性能。结果表明，输送管路中固相浓度脉动幅度在颗粒粒径40 μm、两相流空隙率97%、氮气流动速度27 m/s情况下小于±0.36%；Mg/N2O实验平均特征速度效率在燃烧室压强0.5 MPa情况下高达96.4%，Al/N2O实验在燃烧室0.91 MPa情况下燃烧效率达到88.5%；提高燃烧室压强、颗粒滞留时间，可提高燃烧效率，但氧燃比对燃烧效率影响较为复杂。

金属粉末；气固两相流；燃烧振荡；燃烧效率

0 引言

粉末火箭发动机使用金属粉末作为燃料，通过控制金属粉末与氧化剂流量，可实现推力调节及多次启动功能[1-2]。纯金属颗粒能量密度高，燃烧模式类似液滴蒸发燃烧，燃烧完全度高，不存在固体燃料老化、燃速难以预示及余药量大等问题，金属粉末燃料的这些优点，使其在Metal/Air、Metal/ H2O等冲压发动机领域也有所发展[3-4]。金属粉末供应装置的性能是实现能量灵活管理的前提条件，在供粉装置研究方面，Timothy[5]成功进行了Metal/water冲压发动机点火试验，其粉末供应装置直径达到了17.75 cm，稳定供应直径5 μm铝粉和22 μm镁粉达到635 s，Shafirovich[2]提出的粉末火箭供粉装置借鉴了其流化原理。Bell航空公司[6]开展了Al/AP粉末火箭发动机点火实验，验证了粉末火箭推力调节及多次启动的可行性，其实验发动机的粉末推进剂质量流率达到了1.24 kg/s。然而，燃烧实验出现了强烈的压强振荡现象，可能的原因：一方面，是供粉装置提供的两相流是脉动的；另一方面，粉末火箭发动机推进剂为无预热冷态供给，固体AP粉末必须进入燃烧室后，在高温受热情况下，才能分解为氧化性气体，一定分解延迟时间导致了氧化性气氛与铝粉掺混效果恶劣。

本文为了排除燃烧振荡的原因，选取气体氧化剂与金属粉末进行点火实验，从而验证供粉系统两相流动的稳定性，同时为粉末火箭发动机拓展新的备选推进剂方案。

本文供粉装置借鉴国外研究成果，推进剂选取方面由于铝粉的体积上占有优势，镁粉的点火与燃烧性能好，选取两者为金属粉末燃料。CO2[1]虽然是深空探测用粉末火箭发动机的理想液体氧化剂，然而其优势体现在本地资源利用理念上，其点火能力和能量特性还是较低，N2O是固液混合火箭的常用氧化剂，其能量性能、安全性都较高，操作简易且具有自增压特性，是理想的液体氧化剂，Mg/N2O和Al/N2O推进剂组合的理论特征速度分别为1 431 m/s和1 524 m/s，本文通过实验对发动机燃料供应特性及燃烧效率及其相关影响因素进行了研究。

1 实验方案

1.1 供粉装置

(1)

(2)

图1 供粉系统示意图Fig.1 Schematic of powder feed system

1.2 燃烧室

由于使用N2O流化金属颗粒构成的预混流动可能造成火焰回传，故使用氮气对金属粉末进行流化。燃烧室结构如图2所示，金属粉末与氮气组成的两相流动从头部锥形孔喷入燃烧室后，与径向喷注N2O进行掺混燃烧，环形集气腔进气嘴与气孔阵列错开一定距离，可减少进气嘴对气孔流量均匀性的影响。燃烧室内径70 mm，长度150 mm，单个进气孔直径均为3.6 mm，进气孔总面积564 mm2，燃烧室压强1 MPa情况下，气孔内N2O流速为15 m/s，避免金属熔融物堵塞气孔。

图2 燃烧室示意图Fig.2 Schematic of combustor

假设两相流动中气固两相相对速度为0，气体在燃烧室中的滞留时间通过式(3)进行计算：

(3)

1.3 实验系统及工作过程

Metal/N2O混合动力火箭发动机的试验系统如图3所示，主要由供粉系统、燃烧室、供气系统、固体点火器、测试系统、控制系统等模块构成。实验时，先打开N2O控制阀门，然后打开N2阀门驱动供粉装置，将金属粉末供入燃烧室中，等到金属粉末刚刚达到燃烧室时，控制固体点火器工作，将发动机点燃，工作结束时，为防止金属粉末融化堵塞燃料输送管路，使用大量氮气在输送管路上进行吹除。各路气体流量通过节流孔板控制，并使用质量流量计测量N2O流量，冷态调试发现供粉系统开始工作至金属粉末刚刚到达燃烧室时间差为0.4 s，点火器电源接通至点火燃气喷入燃烧室时间差0.1 s。考虑时间差设置点火器工作时刻，测试系统采集活塞位移、N2O质量流量、燃烧室工作压强，通过视频监控系统，拍摄发动机工作过程及羽流火焰情况。

图3 实验系统图Fig.3 Diagram of experimental system

1.4 燃烧效率

(4)

ms=ρfAp·ΔSp

(5)

式中ρf、Sp分别为粉金属颗粒的堆积密度(ρf=(1-ε)ρs)及活塞位置。

1.5 实验工况

对Mg和Al进行0.5 MPa燃烧室压强下性能对比，并对Al进行0.5 MPa和1 MPa下性能对比，实验工况如表1所示。

表1 实验工况Table1 Experimental conditions

2 实验结果与分析

2.1 活塞位移

点火实验过程中，驱动气与流化气流量都不改变，装填不同金属粉末时，活塞位移及速度供应特性如图4所示。可见，Mg粉和Al粉供应情况下，活塞位移的线性度较高，活塞位移线性拟合标准差分别为0.058 9、0.044 7。可能是因为Mg粉硬度和球形度都比Al粉低，导致两相掺混过程中的扰动更大。将位移曲线进行微分，得到活塞速度曲线。可见，活塞速度在启动和停止阶段变化较大，稳定工作阶段速度较为平稳。活塞速度只能说明被推入流化腔中金属粉末的质量流率。然而，流化腔中气流扰动是否能稳定均匀地将金属粉末流化输出，还需要深入研究。

图4 活塞移动特性Fig.4 Motion characteristics of piston

2.2 压强振荡

图5为3种工况典型燃烧室压强曲线，初始压强峰大概为平稳段压强的2倍。分析原因是金属粉末供应初期过量堆积及固体点火器流量较大共同造成。之后，活塞速度和燃烧室压强趋于稳定。采用此段数据对燃烧效率进行计算，由于氮气吹除，故产生结束段压强峰。

图5 燃烧室压强曲线Fig.5 Curve of chamber pressure

2.3 燃烧性能

对3种工况进行多次参数小差别点火实验，如表3所示。3种工况燃烧效率平均值分别为0.964、0.814、0.885。可见，镁在0.5 MPa下几乎完全燃烧，而铝的燃烧效率还有提高的空间，工况3通过缩小喷管喉径的方法，增大燃烧室压强及特征长度后，铝的燃烧效率明显提高。

其中，D、D0分别为颗粒最终粒径、初始粒径，从颗粒燃烧角度分析，提高压强和滞留时间，可增加颗粒的燃烧完全程度。然而，Xeff是由推进剂性质和流场结构共同决定的，氧燃比的改变会影响相对流动及掺混效果。

表2 粉末供应与燃烧振荡关系Table2 Combustion oscillation vs powder feeding

表3 点火实验参数Table3 Hot fire test parameters

(a)燃烧效率与压强关系 (b)燃烧效率与滞留时间关系 (c)燃烧效率与氧燃比关系

3 结论

(1)Metal/N2O粉末火箭发动机燃烧性能高，镁粉燃烧效率在0.5 MPa情况下达到96.4%，铝粉燃烧效率在1 MPa情况下达到88.5%。

(2)流化气理论速度达到0.28 m/s时，粉末储箱内形成透过流动状态，对粉体堆积形态几乎无扰动。空隙率97%、流化气体理论速度27 m/s时，两相流动达到浓度脉动小于±0.36%的高度均匀状态，活塞移动速度可较准确地体现固体颗粒的质量流量。流化气速度14 m/s时，两相流动中颗粒团聚效应增加，浓度脉动幅度增大。

(3)从颗粒燃烧完全程度分析，增大燃烧压强与颗粒滞留时间，都可提高发动机的燃烧效率。然而，由于各次工况的掺混效果难以确定，故氧燃比与燃烧效率之间的关系不够明确。

[1] Evgeny Shafirovich and Arvind Varma. Metal-CO2propulsion for mars missions: current status and opportunities[R].AIAA 2007-5126.

[2] Evgeny Shafirovich and Arvind Varma. Metal-CO2propulsion for mars missions: current status and opportunities[J].Journal of Propulsion and Power,2008,24(3):385-394.

[3] Daniel F Waters and Christopher P Cadou.Quantifying unmanned undersea vehicle range improvement enabled by aluminum-water power system[J].Journal of propulsion and power,2013,29(3):675-685.

[4] Linnell J A,Miller T F.A preliminary design of a magnesium fueled martian ramjet engine[R].AIAA 2002-3788.

[5] Timothy F Miller and John D Herr.Green rocket propulsion by reaction of Al and Mg powders and water[R].AIAA 2004-4037.

[6] Loftus H J,Montanino L N.Powder rocket feasibility evaluation[R].AIAA 1972-1162.

[7] Legrand B,Marion M,Chauveau C.Ignition and combustion of levitated magnesium and aluminium particles in carbon dioxide[J].Combustion Science and Technology,2001,165:151-174.

[8] 杨伦,谢一华.气力输送工程[M].机械供应出版社, 2007.

[9] Belyaev A F,Frolov Yu V and Korotkov A I.Combustion and ignition of particles of finely dispersed aluminum[J].Combustion Explosion and Shock Waves,1968,4(3):323-329.

(编辑：崔贤彬)

Experimental research on metal/N2O powder rocket engine

DENG Zhe1，HU Chun-bo1，LU Zi-yuan1，HU Song-qi1，ZHANG Yan1，XU Yi-hua2

(1.National Key Laboratory of Combustion,Flow and Thermo-Structure,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China;2.School of Aircraft Engineering,Nanchang Hangkong University,Nanchang 330063,China)

Hot fire tests of metal/N2O rocket engine were carried out,using pneumatic driving powder feeding device.The two-phase flow characteristics were investigated through analyzing piston displacement and combustion pressure oscillation.According to droplet combustion model,the influence of factors such as combustion chamber pressure,particle residence time and O/F ratio were analyzed.The study verifies good performance of the engine.The results show that the concentration pulsating amplitude of solid phase in pipeline is less than ±0.36% when two-phase flow void ratio is 97% and flow velocity is 27 m/s.The average characteristic velosity efficiency of Mg/N2O tests are about 96.4% at 0.5 MPa combustion chamber pressure,and reaches 88.5% of Al/N2O tests at 0.91 MPa. Increasing combustion chamber pressure and particle residence time can improve combustion efficiency,but the effect of O/F ratio on combustion efficiency is relatively complex.

metal powder;gas-solid two phase flow;combustion oscillation;combustion efficiency

2014-07-13；

：2014-09-26。

国家自然科学基金项目(51266013) ；国防基础科研基金(B0320132006)；西北工业大学基础研究基金(JC20110205)。

邓哲(1987—)，男，博士生，研究领域为航空宇航推进。E-mail：mail_express@163.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0220-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.013