固体火箭超燃冲压发动机燃烧试验研究①

黄礼铿，胡广军，胡 豹，田凌寒，杨玉新

(中国航天科技集团有限公司四院四十一所，西安 710025)

0 引言

固体火箭超燃冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应时间短、机动性和安全性好等优点，在未来高超音速巡航武器动力系统应用方面具有广阔的应用前景，得到了国内外学者的重视[1-2]。

由于超燃冲压发动机燃烧室进口空气流速为超声速，燃烧室流体驻留时间仅有几毫秒，这就要求发动机极短的时间内高效地完成所有的气动热力过程，保证燃料释放足够的热量进而在尾喷管中形成推力。为此，秦飞等[3]对圆形燃烧室支板火箭超燃冲压发动机开展了数值模拟。吕仲等[4-6]总结了固体超燃冲压发动机发展历程和研究现状，分析了固体火箭冲压发动机工作特性，并对不同构型方案的超燃冲压发动机的优势和存在的问题进行了分析，设计了侧向和头部进气两种固体超燃冲压发动机方案，并开展了数值仿真和试验研究。李轩等[7]对圆形燃烧室固体火箭超燃冲压发动机在不同凹腔和扰流装置条件下的性能开展了数值仿真研究。刘仔等[8-9]对固体火箭超燃冲压发动机在不同补燃室结构和不同来流条件下的掺混燃烧开展了数值仿真研究，并对补燃室构型进行了优化设计。赵翔等[10]对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验，获得发动机直连试验条件下的性能。高勇刚等[11]采用全流道一体化数值模拟的计算方法，研究了一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响。由于含硼贫氧推进剂燃烧性能差，在超音速燃烧室中的燃烧性能更难以提高，目前的研究主要针对碳氢及镁铝贫氧推进剂。但含硼贫氧推进剂热值高，其超音速燃烧组织技术的突破将大幅提高固体火箭超燃冲压发动机的性能。

本文针对采用含硼贫氧推进剂固体火箭超燃冲压发动机的高效掺混与稳定燃烧问题，研究了不同结构因素对其影响规律，并开展地面直连试验验证，为固体火箭超燃冲压发动机的工程应用奠定了基础。超燃冲压发动机的关键点是富燃燃气是否可以很好地掺混和在超声速气流中高效率地燃烧，本文提出了一种基于高焓横向射流的固体火箭超燃冲压发动机，该发动机由隔离段、高焓横向射流掺混段和扩张燃烧室组成。针对采用含硼贫氧推进剂固体火箭超燃冲压发动机的高效掺混与稳定燃烧问题，研究了一次燃气喷注位置、喷注结构等参数对发动机燃烧性能的试验研究，为固体火箭超燃冲压发动机的工程设计提供参考。

1 试验系统和方法

1.1 三组元加热器

本文直连实验系统由空气加热器、设备喷管、发动机燃烧室和数据处理系统组成[12]。空气加热器燃烧氧气和酒精对来流空气进行加热，用于模拟飞行高度22 km、飞行马赫数5.3的高温高速来流，设备喷管模拟隔离段出口的流动参数如表1所示。

表1 加热器模拟工况

1.2 试验模型

固体火箭超燃冲压发动机燃烧室为二元结构，宽高比为15，燃烧室采用后台阶-等直-扩张-扩张构型，其内流道的示意图如图1所示，由掺混燃烧段、第一段扩张段和第二扩张段组成。隔离段的出口高度记为H，掺混燃烧段有一后向台阶，台阶高度为0.5H，燃气发生器产生的高焓一次燃气从后向台阶后垂直向下喷注进入燃烧室掺混段，第一扩张段出口高度1.83H，第二扩张段出口高度为2.42H，燃烧室扩张比为2.42。地面直连实验主要在于研究燃烧室的燃烧工作过程，因此实验发动机不带尾喷管。试验在模型壁面布置压力传感器，每个截面布置3个，数据处理中取平均值作为截面压力。为考核燃气喷注位置对燃烧性能的影响，设计不同长度后向台阶块，使燃气喷注位置距后向台阶的距离分别为1.5H、2.5H，固体超燃冲压发动机燃气喷注示意如图2所示。

图1 矩形燃烧室示意图

图2 燃气喷注示意图

为考核燃气喷注参数对固体超燃发动机燃烧性能的影响，设计不同的燃气喷注结构，燃气喷注结构起着将燃气发生器产生的燃气分散并喷注到燃烧室前段与空气掺混燃烧的作用，燃气喷注结构由入口逐步沿燃烧室宽度方向扩张，出口设置燃气喷注小孔。不同规格燃气喷注结构如图3所示。

(Two hole injection structure (b)Three hole injection structure (c)Injection structure with vortex generator

图3可知，试验燃气喷注结构分为2孔喷注和3孔喷注两种结构，为考核燃气扰流结构对固体火箭超燃发动机燃烧性能的影响，在3孔喷注结构基础上增加扰流锯齿，使一次燃气形成不同的穿透深度，提高一次燃气与超音速空气的掺混均匀度。扰流锯齿的尺寸考虑堵塞比的影响，以保证燃烧室仍为超音速流动。

为评估各种因素对固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能的影响，确定地面直连试验工况如表2所示。

表2 地面直连试验工况

2 试验结果分析

2.1 试验系统

本试验系统启动后2 s左右稳定，试验时序设定为系统启动3 s后发动机工作，试验系统工作6 s后关闭，为发动机提供6 s的试验窗口，图4所示为直连试验系统加热器压力曲线，图5为设备喷管压力曲线。可见，试验过程中进气系统工作较为稳定，4发试验工作工况一致较好，加热器压力为1.6 MPa。

图4 试验系统加热器压力曲线

2.2 燃气发生器

图6所示为燃气发生器压力曲线。可见，燃气发生器工作状态基本一致。试验采用端面燃烧包覆药柱，发动机点火时存在一个较高的点火压力峰，由于工作中硼和碳等凝相粒子存在少量沉积，燃气发生器压力工作中逐渐爬升。

图6 燃气发生器压力曲线

表3所示为燃气发生器的各测量参数。其中，平均工作压力、平均工作燃气流量由式(1)、式(2)计算获得。通过热力计算可得到此种固体推进剂的理论空燃比为6.539，因此，试验的燃烧室当量比为0.63。

表3 燃气发生器测量参数

燃气发生器平均工作压力计算公式：

(1)

式中t1、t2为稳定工作段的始末时间。

燃气发生器平均工作燃气流量计算公式：

(2)

式中t1、t2为稳定工作段的始末时间;a为燃速系数;n为压力指数;η为推进剂喷射效率;A药柱燃面;τ为推进剂温度敏感系数;T为试验温度;T0为基准温度,T0=25 ℃。

2.3 燃烧室性能

图7所示为燃烧室壁面压力分布曲线。可发现，燃气发生器点火后，壁面压力在富燃燃气喷射点有明显的突跃爬升，最大压力达0.33 MPa，并对上下游的压力分布产生一定的影响，表明燃烧室实现了稳定燃烧。

图7 燃烧室压力对比

从不同燃气喷注位置的燃烧室压力对比可看出，后向台阶块长度较长时燃烧室压力对后向台阶上游压力影响降低。燃气喷注距后台阶距离增大时，燃气喷注后最大压力略高，喷注下游压力降低更快，但燃烧室后段压力略高，这是由于后向台阶回流区增大增强了掺混燃烧，燃烧释热更靠前，且掺混燃烧主要发生于后向台阶回流区。

从不同燃气喷注参数的燃烧室压力对比可看出，3孔燃气喷注较2孔燃气喷注增加了燃气射流掺混均匀度，有利于掺混燃烧组织，后向台阶回流区压力更高，喷注下游压力降低更快，但燃烧室后段压力更高。

燃气喷注结构增加扰流结构后，燃烧室压力较其他工况显著降低，主要是由于扰流结构破坏了后向台阶形成的回流区，减小了低速助燃区域，导致扰流结构虽然提高了一次燃气与超声速气流的掺混均匀度，但硼颗粒的点火燃烧微环境被破坏，使得掺混燃烧效率反而大幅降低，扰流结构同时也增大了超声速流动损失，进一步降低发动机性能。

基于试验发动机燃烧室静压分布，采用一维流场分析方法[13]，得到燃烧室其他流动参数分布，计算出燃烧室的性能。燃烧室推力增益利用燃烧室壁面压力积分得到；对尾喷管进行简化计算，喷管扩张比取6，喷管效率取0.95，按等熵膨胀过程计算得到尾喷管推力；按设备喷管模拟参数利用冲量差计算进气道阻力；发动机名义推力用燃烧室推力增益加尾喷管推力再减去进气道阻力得到。利用一维计算得到的燃烧室出口总温和推进剂热值计算得到燃烧室燃烧效率，性能分析结果如表4所示。可见，增大了燃气喷注与后向台阶距离，并采用3孔喷注结构增强掺混均匀度的M3台试验试验得到的总压恢复、燃烧室推力和燃烧效率均更高。发动机的当量比为0.632，计算得到其的最高燃烧效率为0.793，发动机比冲为7301 N·s/kg，发动机燃烧性能还有进一步的改进空间。

表4 燃烧室性能参数对比

3 结论

(1)通过直连试验，采用后向突扩台阶结构和垂直燃气射流的固体超燃冲压发动机，含硼推进剂可实现高效稳定燃烧，且掺混燃烧主要发生于后向台阶回流区。

(2)增大燃气喷注距后向台阶距离，可以增大突扩后向台阶形成的回流区，可提高掺混燃烧效率，提高发动机性能，燃烧效率从0.672提高至0.740。

(3)采用3孔燃气喷注结构，可提高燃气掺混均匀度，燃烧效率达0.793。

(4)燃气喷注结构增加扰流结构时，后向台阶形成的回流区被破坏，并增大超声速流动损失，使得掺混燃烧性能降低，燃烧效率只有0.555。

(5)含硼贫氧推进剂在固体火箭超燃冲压发动机中可稳定燃烧，燃烧效率达到80%左右，距离工程应用还有一定差距，未来还需进一步开展含硼贫氧推进剂的超音速燃烧组织研究。