黄利亚，夏智勋，陈斌斌

(国防科技大学 航天科学与工程学院，长沙 410073)

2016-12-13；

2017-02-22。

国家自然科学基金青年基金(51406231)。

黄利亚(1982—)，男，讲师，研究方向为固体冲压组合推进。E-mailmvhuang@163.com

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

黄利亚，夏智勋，陈斌斌

(国防科技大学 航天科学与工程学院，长沙 410073)

针对某工程论证需求，分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机，利用地面直连试验系统，开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究，采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标，对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明，设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧；在测试范围内，空燃比增大发动机燃烧效率降低；延长燃气驻留时间，提高了发动机二次燃烧性能。

固体火箭冲压发动机；含硼富燃料推进剂；壅塞式；二次燃烧；试验

0 引言

固体火箭冲压发动机是超声速战术导弹的理想动力装置。含硼富燃料推进剂是当前技术条件下固体火箭冲压发动机的最佳燃料。在发动机工作过程中，含硼富燃料推进剂在燃气发生器中的一次燃烧仅释放10%的能量，其能量释放主要集中在一次燃烧产物与来流空气在补燃室中发生的二次燃烧，二次燃烧过程的优劣程度将严重影响发动机性能[1]。

针对固体火箭冲压发动机二次燃烧过程，国内外研究人员对燃气发生器喷射方式、进气道进气方式、补燃室长度、空燃比等影响因素开展了数值模拟或试验研究，获得了相关研究成果[2-8]。然而，由于所用的飞行工况和推进剂不同，相关结论存在一定局限性。为进一步指导工程产品设计，本文针对某论证需求所用的飞行工况和含硼富燃料推进剂，分别利用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机开展了发动机二次燃烧试验研究，获得了试验数据和相关因素的影响规律。

1 试验

1.1 试验系统

本文采用固体火箭冲压发动机直连式试验系统开展相关试验，该试验系统主要由空气加热系统、管路供应系统、测量控制系统及高精度试车台等组成，图1给出了试验系统现场图。

空气加热系统采用空气/氧气/酒精三组元直接燃烧加热，向空气中直接喷注酒精和氧气进行燃烧，通过改变三组元配比以提供所需总温、总压和流量的空气。管路供应系统用于提供一定流量和压强的空气、氧气、酒精、增压吹除氮气和冷却水。其中，空气最大供应压强12 MPa，最大供应流量20 kg/s。一方面，测量控制系统用于测量各供应管路压强、温度、流量，燃气发生器，补燃室压强，以及发动机推力；另一方面，用于控制各供应管路阀门及点火信号开关，以实现对试验时序的程序控制。高精度试车台用于水平固定空气加热器和试验发动机，并获得发动机轴向推力，供应系统管路通过软管与试车台架垂直连接，以减小供应气体冲量和管路连接对发动机轴向推力的影响。试验前，安装完毕的试车台可进行原位标定，推力测量精度为5‰ FS。

1.2 试验发动机与试验工况

本文所用试验发动机有缩比发动机和全尺寸发动机两种结构，全尺寸发动机构型由前期发动机总体设计和数值模拟分析获得，缩比发动机是在全尺寸发动机基础上等比缩小获得，发动机结构示意图如图2所示。试验发动机均采用双下侧二元进气道，含硼富燃料推进剂配方相同，发动机内壁均安装有热防护绝热层。试验研究中，在分析主要影响因素时，均采用缩比发动机构型，只在尺寸效应分析时，采用全尺寸发动机构型。

地面试验模拟工况为飞行高度5 km，飞行速度Ma=2.5，攻角0°，侧滑角0°。

1.3 评价指标

本文将燃烧效率和试验比冲作为试验发动机二次燃烧性能的主要评价指标。燃烧效率用特征速度效率表示。由于采用垂直进气的直连试验系统，试验中来流空气冲量的轴向分量近似为零，因此认为，对应测量获得的发动机直连推力不含来流空气产生的冲量。试验比冲根据测量的发动机直连推力、空气流量等参数计算获得。

2 试验结果与讨论

2.1 进气方式与燃气发生器喷嘴结构的影响

固体火箭冲压发动机主要存在一次进气和两次进气两种方式，研究认为，对于两次进气的发动机，第一路进气产生的头部回流区有利于进入补燃室燃气流中的硼颗粒快速着火，第二路进气则有补燃和加强掺混的作用，两次进气发动机燃烧效率和比冲比一次进气发动机有大幅提高[9]。然而，两次进气方式降低了发动机结构的紧凑性，增大了结构质量，同时也增加了进气道结构设计的难度。为缓解这一矛盾，本文针对一次进气缩比发动机构型，通过前期数值模拟分析，确定了采用五孔燃气发生器喷嘴结构，一次进气入射角45°，进气位置距头部距离80 mm，以改善一次进气发动机的二次燃烧性能，并将其试验结果与两次进气发动机构型进行对比，五孔喷嘴结构图如图3所示。两次试验中，仅进气方式与燃气发生器喷嘴结构不同，其他参数保持不变。

试验结果如表1所示，采用五孔喷嘴燃气发生器的一次进气发动机燃烧效率和试验比冲均高于单喷嘴燃气发生器的两次进气发动机。

对于采用单喷嘴燃气发生器的发动机，燃气发生器喷出的高温燃气流轨迹集中，使得补燃室流场中心轴线附近区域始终保持高温，该高温区域有利于燃气流外围中与空气接触，并达到着火温度的硼颗粒快速着火；但轨迹集中的燃气流也降低了其与空气的掺混效果，造成燃气流中心未与空气接触的硼颗粒难以充分燃烧，发动机燃烧效率下降。对于采用五孔喷嘴燃气发生器的发动机，燃气发生器喷出的燃气流分布更加均匀，与低温空气混合后补燃室流场温度下降，增加了燃气流中硼颗粒着火的难度；然而，分布均匀的燃气流有利于其中的硼颗粒与空气充分接触，硼颗粒一旦着火，更易实现完全燃烧。

表1 不同进气方式与燃气发生器喷嘴结构的发动机二次燃烧性能

另外，本文发动机均采用双下侧二元进气道，进气道在空间上非轴向对称排布，使得进入补燃室的空气与燃气流的混合存在不对称性；同时，通过合理设计进气位置距头部的距离，使补燃室内进气口附近头部区域始终存在局部高温区，以便作为稳定点火源，促进硼颗粒着火，有利于一次进气发动机的高效燃烧。

2.2 空燃比的影响

空燃比是固体火箭冲压发动机的重要工作参数之一。推进剂配方一定时，空燃比直接影响发动机比冲的大小。针对本文所采用的含硼富燃料推进剂和飞行工况，图4给出了发动机理论比冲和补燃室理论温度随空燃比的变化。如图4所示，空燃比范围内，空燃比越大，发动机理论比冲越高；另一方面，当空燃比大于燃料燃烧当量比附近时，补燃室温度随空燃比增大而降低，温度持续下降，将不利于补燃室燃烧的进行，发动机实际比冲将受到影响。本文采用一次进气的缩比发动机，通过改变燃气发生器设计压强调节燃气发生器燃气流量，开展了不同空燃比的对比试验。

试验结果见表2。相比于试验Exp.02空燃比12.4时，试验Exp.03空燃比降至11.12后，发动机燃烧效率和试验比冲增大；试验Exp.04空燃比增至20.59后，发动机燃烧效率和试验比冲下降。

根据冲压发动机的理想热力循环过程，空燃比增大，导致加热比减小，发动机推进效率增大，发动机理论比冲升高；但实际过程中，大空燃比下，大量空气的进入，使得补燃室温度降低，低温将导致燃气中的硼颗粒难以充分燃烧，燃料能量未能充分释放，发动机燃烧效率下降。空燃比的选择需均衡考虑其对发动机理论比冲和燃烧效率的影响，补燃室温度一般不低于硼颗粒着火温度。

参数Exp.03Exp.04燃气发生器喷嘴五孔喷嘴五孔喷嘴进气方式一次一次补燃室长径比88平均推力/N1713.941284.70补燃室平均压强/MPa0.660.51燃发器平均压强/MPa2.620.85空燃比11.1220.59特征速度试验值/(m/s)1158.98941.70特征速度理论值/(m/s)1190.071062.41燃烧效率/%9789飞行比冲预估值/(N·s/kg)7687.277136.55

为辅助试验结果分析，本文对不同空燃比下的固体火箭冲压发动机工作过程进行了数值模拟，发动机结构和工况参照试验参数，燃气发生器采用五孔喷嘴结构，发动机模型与计算网格如图5所示。燃气与空气均采用质量入口边界条件，总温及各组分含量采用热力计算结果。结合含硼推进剂装填尺寸，含硼富燃料推进剂一次燃烧产物的粒径分布，按照大颗粒、小颗粒双峰分布进行计算。

选取空燃比14.0和18.6的发动机数值计算结果，补燃室燃气流中不同颗粒燃烧效率沿轴向变化曲线如图6所示。空燃比增大后，沿轴向前段燃烧效率增长较快，但后段增长缓慢，最终硼颗粒和碳颗粒燃烧效率降低。图7给出了补燃室温度场分布，由图7可知，空燃比增大后，补燃室温度总体有所下降。综合试验和数值模拟结果，针对本文发动机构型及含硼富燃料推进剂，在空燃比10～20范围内，空燃比增大，将导致发动机燃烧效率下降。

2.3 燃气流驻留时间的影响

本文缩比发动机是在全尺寸发动机基础上等比缩小获得，两种构型发动机燃气发生器的喷嘴出口速度设计值相同，由于补燃室长度不同，导致燃气流驻留时间存在差异，发动机二次燃烧性能相似性难以保证。

为验证燃气流驻留时间对发动机二次燃烧性能的影响程度，本文采用一次进气的缩比发动机构型，分别开展了补燃室长径比为8和14(补燃室外径相同、长度不同)的发动机性能对比试验。其中，补燃室长径比8时，与全尺寸发动机补燃室长径比相同；补燃室长径比14时，补燃室长度(理论燃气驻留时间)与全尺寸发动机相同。

试验结果如表3所示。相比于试验Exp.02补燃室长径比8时，长径比增至14后，发动机燃烧效率和试验比冲增加。当燃气发生器喷嘴出口速度一定时，补燃室长度增加，燃气发生器产生的燃气驻留时间增长，其中的硼颗粒燃烧更加充分，发动机二次燃烧性能提高。但需要注意的是实际设计时，需考虑导弹总体对发动机长度的限制。

表3 不同补燃室长度的发动机二次燃烧性能

2.4 尺寸效应的影响

在分析上述影响因素的基础上，开展了全尺寸发动机试验，以考查尺寸效应对发动机二次燃烧性能的影响，发动机燃气发生器压强和补燃室压强试验曲线如图8所示，推力试验曲线如图9所示。

该全尺寸发动机与试验Exp.02、Exp.03缩比发动机的基本结构和长径比相同，与试验Exp.05缩比发动机的补燃室燃气驻留时间设计值相同。

试验结果如表4所示。相比于试验Exp.02缩比发动机，全尺寸发动机燃烧效率和试验比冲均有增加。试验Exp.06空燃比(13.34)比试验Exp.02(12.43)有所增加，按照2.2节空燃比在该变化范围的影响规律，在其他条件不变时，空燃比增大后，发动机燃烧效率下降；但由于全尺寸发动机补燃室长度增加，燃气驻留时间增长，发动机燃烧效率增加，且空燃比增大，使发动机理论比冲升高，发动机试验比冲进一步增大。

参数Exp.06燃气发生器喷嘴五孔喷嘴进气方式一次补燃室长径比8平均推力/N9992.20补燃室平均压强/MPa0.66燃发器平均压强/MPa1.92空燃比13.34特征速度试验值/(m/s)1097.19特征速度理论值/(m/s)1146.98燃烧效率/%96飞行比冲预估值/(N·s/kg)9360.33

相比试验Exp.05，全尺寸发动机燃烧效率有所减少，但试验比冲增大。试验Exp.06与Exp.05燃气驻留时间设计值相同，但综合空燃比增大的影响，试验Exp.06发动机燃烧效率下降；试验比冲增大推测为由于发动机尺寸增大后，导致喷管效率增大引起的[10]。

3 结论

(1)采用燃气发生器五孔喷嘴加强燃气与空气的掺混，合理设计进气位置距头部的距离，并利用双下侧二元进气在补燃室头部区域形成的局部高温区作为稳定点火源，可实现一次进气发动机的高效燃烧。

(2)空燃比增大，发动机推进效率增大，发动机理论比冲升高；但大空燃比下，补燃室温度降低，发动机燃烧效率下降，实际比冲降低。空燃比的选择需综合考虑其对发动机理论比冲和燃烧效率两方面的影响。

(3)增加补燃室长度，延长燃气驻留时间，能提高发动机二次燃烧性能。全尺寸发动机由于燃气驻留时间增长，二次燃烧性能高于缩比发动机。

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Experimentalresearchonsecondarycombustionofsolidductedrockets

HUANG Li-ya, XIA Zhi-xun, CHEN Bin-bin

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

A scaled-down and a full-size engine were both employed to experimentally study the solid ducted rockets with a ground direct-connected test system. Based on combustion efficiency and experimental specific impulse, influences on the secondary combustion performance of different factors, such as atomizer structure, air/fuel ratio, gas residence time and size effect, were analyzed. The results of experiments show that, high combustion efficiency can be reached for a ducted rocket with an individual air injection. As the air/fuel ratio increases, the combustion efficiency has been improved within the test range. The extension of gas residence time would enhance the secondary combustion performance of the ducted rockets.

solid ducted rocket；boron-based fuel-rich propellant；choked type；secondary combustion；experiment

V435

A

1006-2793(2017)05-0552-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.05.003

(编辑：崔贤彬)