一种基于蓝紫光的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号在线测量方法①

陈佳辉,吴佳佳,强科杰,冯 伟,陈晓龙,刘津良,杨 斌*

(1. 上海理工大学 能源与动力工程学院,上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海 200093;2. 上海航天动力技术研究所,上海 201109;3. 西安近代化学研究所,西安 710065)

0 引言

羽流烟雾是固体火箭发动机重要的特征信号之一,会使得导弹等武器系统能见度增加,飞行轨迹暴露,影响制导与通信,降低武器系统的生存能力。随着武器系统需求的日益发展,在保证固体推进剂能量特性的同时,固体火箭发动机的研制越来越关注羽流烟雾等特征信号的降低。固体火箭发动机羽流烟雾主要分为一次烟和二次烟[1]。其中,一次烟是由发动机喷管排出的燃气和固体或液体凝相粒子所组成的混合物,主要来源于固体推进剂配方中的金属颗粒、催化剂等组分的燃烧,以及包覆层、绝热层、尾喷管等材料热分解生成的高温碳颗粒与金属氧化物、氯化物、氢氧化物等颗粒;二次烟作为一次烟产物的二次燃烧,主要是高氯酸铵、硝酸铵、硝胺和粘合剂等二次燃烧后生成的氯化氢和氟化氢等产物在一定环境温度和湿度下凝聚成的小液滴。羽流烟雾颗粒对周围环境光的散射效应会使发动机明亮的后燃区后部拖有羽烟尾迹,这些一次烟与二次烟具有较强的衰减作用,将影响到武器系统制导能力,降低精确打击精度[2]。虽然VICTOR等提出了通过推进剂配方与发动机工况计算发动机羽流烟雾特征信号的方法[3],但由于羽流烟雾粒径、浓度等参数较为复杂,通过实验测量烟雾光透过率来表征羽流烟雾特征信号更为直接准确。

固体火箭发动机羽流烟雾光透过率测量目前主要采用烟道/烟箱收集法,通过设计标准烟道/烟箱,将发动机产生的烟雾收集,再利用烟雾光透过率测量系统对烟雾进行测量表征。孙美等采用烟道法研制了羽流烟雾光透过率检测系统,测量了4种不同推进剂发动机羽流烟雾光透过率[4]。陈胜石等采用烟箱法对2种配方缩比发动机羽流在1.06 μm与10.6 μm波段进行激光透过率测试,实验结果表明10.6 μm烟雾光透过率高于1.06 μm[5]。张波等采用烟箱法,利用1064 nm与532 nm双光源透射法对固体火箭发动机羽流透过率进行了动态测试,满足了低特征信号推进剂研究的需要[6]。张劲民等采用烟箱法研制了羽流激光透过率测试系统对不同配方推进剂的一次烟、二次烟进行了实验研究[7]。采用烟道/烟箱收集法易受到收集空间与环境的影响,难以分辨一、二次烟雾。对此,陈胜石等发现二次烟雾水汽在探测器表面凝结引起的透射光衰减随时间逐渐增大,为消除这一影响,采用纯水汽透过率除以烟雾和水汽综合透过率进行表征[5]。为进一步简化烟雾特征信号测试实验流程,王长健等基于视频图像直接分析获得推进剂羽流烟雾较大空间范围内透过率的空间分布[8]。这种发动机工作状态下羽流烟雾特征信号直接在线测量方法,无需采用烟道/烟箱收集羽流烟雾,可以有效简化实验操作流程。但是由于受到羽流高温、燃气组分浓度复杂等因素,发动机工作状态下羽流在可见与红外波段辐射强[9-11],这对光透过率的测量影响较大。

本文首先对固体火箭发动机羽流辐射进行测量与分析,为消除羽流辐射对透射光测量的影响,采用406 nm蓝紫光激光器、蓝紫光滤波片与350～1020 nm波段光纤光谱仪搭建固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统,并将其应用于标准φ118 mm试验发动机羽流烟雾光透过率测量,有效消除辐射对烟雾直接测量的影响,为固体火箭发动机羽流烟雾特征信号评价提供手段。

1 固体火箭发动机羽流烟雾光透过率测量方法

1.1 颗粒光散射理论

由于固体火箭发动机高温羽流烟雾颗粒相态、粒径分布与浓度等较为复杂,难以实现测量表征,因此发动机羽流烟雾特征信号通常采用光经羽流烟雾的光透过率来表征。

如图1所示,光透过率T通过实验测量入射光强I0与透射光强It,根据Lambert-Beer定律描述为[12]

图1 颗粒光散射衰减示意图Fig.1 Schematic of particle light scattering attenuation

(1)

式中τ为浊度;L为光程。

由于被测烟雾中颗粒粒径分布复杂,假设粒径为Di的颗粒在单位体积内的数量浓度为Nt,则烟雾的浊度为

(2)

式中K为Mie散射理论定义的消光系数,与入射光波长λ、颗粒粒径D与颗粒折射率m有关。

1.2 激光波长选择与分析

典型铝含量12%和15%丁羟推进剂(HTPB)发动机羽流350～1020 nm波段辐射光谱如图2所示,其中,纵坐标counts为光强计数值,表征光强度。可以看出在350～1020 nm波段,主要是由凝聚相产物产生的连续光谱以及金属原子受热激发产生的原子特征谱线叠加形成。为了更好地表征固体火箭发动机羽流烟雾光透过率参数,需要重点考虑消除羽流辐射影响,避免选择原子特征谱线附近作为光源。因此,根据固体火箭发动机羽流典型辐射光谱特征,考虑羽流自身辐射对激光透过率测量的影响,并综合目前常用激光器的工作波长、光谱仪光谱探测范围与探测灵敏度等因素,因此,选取406 nm波长附近作为目标波长,采用406 nm蓝紫光激光器、蓝紫光滤波片与350～1020 nm波段光纤光谱仪搭建固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统。

图2 12%与15%铝含量HTPB推进剂发动机典型羽流辐射光谱Fig.2 Typical plume radiation spectrums of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

1.3 典型烟雾颗粒光散射衰减特性分析

选取406、650、980 nm作为入射波长,对5 μm与15 μm粒径的颗粒开展典型浓度颗粒光透过率仿真计算,结果如图3所示。可以看出相同颗粒浓度下,颗粒粒径是影响光透过率的主要因素。相同粒径下,在350～1020 nm波段选取不同入射光波长,颗粒不同光程的光透过率规律基本一致。选取406 nm波长入射光源,获得350～1020 nm波段的烟雾光透过率具有代表性。

图3 不同粒径颗粒光散射衰减计算结果Fig.3 Calculation results of light scattering attenuation of particles with different sizes

2 固体火箭发动机羽流烟雾测量系统及试验

2.1 固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统

基于上述分析,为了获得固体火箭发动机羽流烟雾光透过率,搭建羽流烟雾特征信号测量系统如图4所示。

图4 固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统Fig.4 Measurement system for plume smoke characteristic signal of solid rocket motor

该系统由标准φ118 mm试验发动机、聚光透镜、光纤探头、2台光纤光谱仪(Isuzu Optics Corp.,SE1040-25-VNIR,350～1020 nm)、406 nm蓝紫光激光器、衰减片、蓝紫光滤光片组成。光谱仪2的光纤探头距离喷管出口截面5 cm,光谱仪1的光纤探头距离喷管出口10 cm,两个光谱仪于羽流一侧并排摆放。激光器放置于羽流另一侧与光谱仪2中心对齐放置,激光器与光谱仪2的探头间距为40 cm左右。其中,发动机羽流辐射测量采用光谱仪1获得,羽流辐射光经透镜汇聚至光纤探头由光纤传输至光谱仪1记录,光谱仪1积分时间设为10 ms,光谱采集频率为10 Hz;发动机羽流烟雾光透过率测量采用光谱仪2获得,激光器发射激光经衰减片衰减至合适强度照射羽流,透射光经滤波片与透镜汇聚至光纤探头由光纤传输至光谱仪2记录,光谱仪2积分时间设为10 ms,光谱采集频率为10 Hz。

2.2 试验发动机与试验工况

为验证本文提出的羽流烟雾特征信号测量方法,将搭建的测量系统应用于标准φ118 mm发动机试验开展羽流烟雾光透过率测量,其中,发动机喷管是具有石墨喉衬的绝热锥形喷管,可以调节发动机燃烧室压强。选取的6次试验采用聚醚与HTPB两类固体推进剂,试验推进剂类型、燃速、配方与燃烧室平均压强工况参数如表1所示。

表1 试验发动机工况与推进剂主要配方Table 1 Conditions and propellant formulation of test motors

3 试验结果与讨论

3.1 羽流蓝光光源-滤波探测透射光谱分析

应用固体发动机羽流烟雾特征信号测量系统获得典型12%和15%铝含量HTPB推进剂发动机稳定工作时间段羽流350～1020 nm波段激光透射与辐射耦合光谱如图5所示。可见采用406 nm蓝紫光激光器配合蓝紫光滤波片开展光谱探测,光谱仪获得的光谱中羽流辐射光强度大幅减弱,特别是在406 nm波长附近,羽流辐射影响可以忽略,采用该方案可消除羽流辐射对烟雾光透过率测量的影响,由此可实现发动机工作状态下羽流烟雾光透过率在线直接测量,这为简化烟箱/烟道收集法实验操作流程提供有效途径。

3.2 发动机工况重复性实验测量结果分析

采用406 nm蓝紫光激光器配合蓝紫光滤波片方式对19%铝含量聚醚推进剂相同工况下2次试验(工况1与工况2)进行光谱测量。为更好地统一对比,以发动机工作前初始光强平均值为参考值,对光强曲线进行归一化处理,2次实验406 nm波长附近强度变化情况如图6所示,可见发动机点火后,羽流出现大量凝相粒子烟雾,激光经烟雾散射、吸收等作用出现衰减,持续至发动机结束工作后,激光透射光强立即增强,但并未恢复至初始光强,这是由于发动机结束工作后,形成的一、二次烟雾存在实验空间导致激光透射光强无法恢复至试验初始状态,并且此时烟雾浓度与环境温度、湿度等参数与烟雾扩散条件有关。取初始光强与工作状态光强平均值计算羽流烟雾光透过率,结果如表2所示。19%铝含量聚醚推进剂相同工况下2次实验羽流烟雾光透过率分别为17.39%与16.41%,两者相对偏差为5.80%,可见该方法对于发动机羽流烟雾光透过率测量重复性较好。

图6 19%铝含量聚醚推进剂发动机羽流激光透射光强归一化结果Fig.6 Normalized results of intensities transmitted of polyether propellant motor with 19% aluminum

表2 19%铝含量聚醚推进剂发动机羽流激光透过率测量结果Table 2 Measurement results of plume laser transmissivities of polyether propellant motors with 19% aluminum

3.3 同类型推进剂不同工况羽流烟雾特征信号对比

应用搭建的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统开展4次HTPB推进剂标准发动机试验羽流激光透过率测量,4次发动机试验的燃烧室压强-推力曲线如图7所示。

(a)Pressure

(b)Thrust图7 HTPB推进剂标准试验发动机压强-推力曲线Fig.7 Pressure and thrust curves of HTPB propellant standard test motors

羽流激光透过率测量结果进行归一化处理后获得的激光透射光强曲线如图8所示,取初始光强与工作状态光强平均值计算羽流烟雾光透过率,结果如表3所示。由于试验3与试验4采用12%铝含量HTPB固体推进剂,试验5与试验6采用15%铝含量HTPB固体推进剂,对于试验4与试验5,采用同类型HTPB推进剂,两者燃烧室压强相近,分别为6.81、6.19 MPa,羽流烟雾光透过率随着推进剂铝含量提高,羽流凝相粒子体积浓度增加,羽流烟雾光透过率降低。对于采用相同推进剂配方试验(试验3与试验4、试验5与试验6)测量结果对比,可见随着燃烧室压强的提高,铝颗粒燃烧更为充分,羽流凝相粒子体积浓度降低,烟雾光透过率提高。推进剂铝含量与燃烧室压强都将影响固体发动机羽流烟雾光透过率,对于HTPB推进剂来说,铝含量影响更为明显。因此,对于低特征固体火箭推进剂配方及发动机性能设计来说,应综合考虑推进剂铝含量与燃烧室压强影响。

图8 12%和15%铝含量HTPB推进剂发动机羽流激光透射光强归一化结果Fig.8 Normalized results of plume transmitted intensities of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

表3 12%和15%铝含量HTPB推进剂发动机羽流激光透过率测量结果Table 3 Measurement results of plume laser transmissivities of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

此外,将HTPB推进剂发动机羽流激光透过率测量结果与聚醚推进剂相比,虽然聚醚推进剂铝含量远高于HTPB推进剂,但两者烟雾激光透过率相当。因此,聚醚推进剂更适合用于固体发动机低特征需求。

4 结论

(1)提出了选取406 nm波长作为目标波长,采用蓝紫光激光器以及蓝紫光滤波探测,可减弱羽流辐射对烟雾特征信号测量的影响。通过颗粒光散射衰减仿真计算,颗粒粒径与浓度是光透过率的重要影响因素,对于相同颗粒浓度与粒径,350～1020 nm波段不同入射光波长,颗粒不同光程的光透过率规律基本一致。选取406 nm波长入射光源,获得350～1020 nm波段的烟雾光透过率具有代表性。

(2)应用基于蓝紫光的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号直接测量方法开展标准φ118 mm发动机试验激光透过率测量,结果显示该测量方法有效消除了辐射对烟雾直接测量的影响,有效简化了烟箱/烟道收集法实验操作流程,测量具有较好的重复性。

(3)开展了HTPB推进剂不同铝含量与燃烧室压强下标准φ118 mm试验发动机羽流烟雾特征信号测量,结果显示在相近燃烧室压强下,随着推进剂铝含量提高,羽流凝相粒子体积浓度增加,羽流烟雾光透过率降低;采用相同配方固体推进剂,随着燃烧室压强的提高,铝颗粒燃烧更为充分,羽流凝相粒子体积浓度降低,烟雾光透过率提高。