固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

    赵翔 夏智勋 马立坤 吕仲

    摘要： 针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。 介绍了试验系统， 测量了推力、 压力、 温度和质量流量等参数， 分析了试验结果， 得到燃烧室的性能。 燃烧室总压损失为74.1%， 燃烧效率为84.0%， 推力增益为0.718 kN， 推力增益比冲为3 726.9 N·s/kg。

    关键词： 固体火箭超燃冲压发动机； 地面直连试验； 比冲； 碳氢固体推进剂； 燃烧室性能

    中图分类号： TJ763； V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）04-0057-05

    0引言

    X-43A的成功飞行标志着使用液体燃料的超燃冲压发动机技术趋于成熟。 与液体燃料超燃冲压发动机相比， 使用固体燃料的超燃冲压发动机具有结构简单、 可靠性高、 能量密度高等特点。 由于不需要复杂的燃料供应系统或者作动装置， 固体燃料超燃冲压发动机的系统可以设计得更加安全紧凑， 且相比于液体推进剂， 固体推进剂更易于存储[1-2]。 但是， 固体燃料超燃冲压发动机也存在一些缺点， 比如流量调节控制困难、 重复点火困难[3]。 目前， 学术界对液体燃料超燃冲压发动机的关注较多[4-6]， 而对固体燃料超燃冲压发动机的研究仍处于起步阶段。

    Witt[7]和Angus[8]进行了固体燃料超燃冲压发动机的开拓性试验研究。 Witt用聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）作为固体燃料， 通过使用氢气燃烧形成引导火焰， 实现了燃烧室的点火和火焰稳定。 但是， 掺混燃烧效率对燃烧室的结构非常敏感。 在Angus的试验中， 燃烧室的燃烧效率达到57%。 后来， Vaught等人[9]研究了双模态固体燃料超燃冲压发动机在海拔H=24.4 km、 马赫数Ma=6.0的飞行工况下的可行性。 但是， 这种双模态构型增加了进气道设计的复杂性。 随后， BenYakar等人[10-11]采用PMMA作为固体燃料， 通过一系列试验， 在不需要任何辅助点火措施的情况下， 实现了燃烧室的自点火和火焰稳定。 采用凹腔作为火焰稳定器， 但是固体燃料的燃烧会导致凹腔的消失， 最终燃烧室熄火。 CohenZur和Natan[12]进一步研究了采用凹腔作为火焰稳定器的固体燃料超燃冲压发动机， 建立了平均燃面退移速率和进口流量参数的关系式。 BenArosh等人[13]利用简化燃烧模型， 对超声速来流条件下固体燃料的燃烧进行了数值模拟， 研究了进口气流马赫数和结构参数对燃烧室性能的影响。 Wang等人[14]针对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的比推力展开了研究， 得出比推力呈现持续下降趋势的结论。 Saraf和Gany[15]研究了添加金属粉末和不添加金属粉末的固体推进剂对超燃冲压发动机燃烧室的影响， 得出含铝固体推进剂可以增加比推力， 但是会降低比冲的结论。 Simone等人[16-17]对LiH作为超燃冲压发动机固体燃料的可行性及其超声速燃烧性能进行了数值模拟和理论分析， 飞行速度Ma=7.0的理论比冲高达10 000 m/s， 显示了固体燃料超燃冲压发动机的巨大潜力。

    上述学者们都是针对内孔燃烧式的固体燃料超燃冲压发动机开展相关研究。 这种类型的发动机通过将固体燃料浇注到燃烧室内壁， 使用凹腔实现点火和火焰稳定， 但是该构型存在点火和火焰稳定困难、 燃烧效率低、 燃烧室构型对发动机性能影响较大等问题[2]。 最关键的问题在于难以实现长时间的火焰稳定。 前人的研究表明， 随着固体燃料的燃烧， 凹腔会逐渐变形或消失， 火焰稳定能力下降， 在工作大约十几秒后熄火[10-11， 14]。 工作时间短、 固体燃料利用率不高， 严重阻碍了该种构型的应用。 针对这种构型存在的不足， 吕仲等人[18-19]提出了一种新的构型， 即固体火箭超燃冲压发动机， 并通过试验验证了其可行性。 该种构型使用贫氧固体推进剂在燃气发生器内组织一次燃烧， 随后将富燃燃气喷入超声速燃烧室， 与超声速来流掺混燃烧， 通过喷管排出， 为发动机提供推力。

    本文采用碳氢固体推进剂， 开展了固体火箭超燃冲压发动机的试验研究， 针对试验结果开展分析， 得到燃烧室的性能。

    1试验系统和方法

    1.1三组元加热器

    酒精/氧气/空气三组元燃烧式加热器用于模拟飞行高度23 km、 飞行马赫数5.5的高温高速来流。 表1为加热器模拟的燃烧室入口气流工况。

    1.2模型燃烧室

    试验采用的燃烧室构型为直擴矩形燃烧室， 如图1所示。 燃气发生器的安装位置处在扩张段前侧， 喷射角度与水平方向成60°角。

    1.3推进剂配方及测量方案

    试验采用的碳氢推进剂由HTPB， C11H24等物质组成。

    试验的测量数据主要包括推力、 压力、 温度和质量流量。 压力包括加热器工作压力、 燃气发生器工作压力、 燃烧室壁面压力分布、 燃烧室出口总压和静压， 以及供应系统管路压力； 温度主要为燃烧室出口总温； 质量流量为加热器各组分的质量流量。

    2试验结果及分析

    2.1燃气发生器

    图 2所示为燃气发生器压力曲线。 在点火药包成功点火后， 压力曲线呈现先爬升后略微下降的趋势， 这种现象主要是由于碳氢固体推进剂没有均匀燃烧， 尤其是点火药包爆炸处燃面退移速率更大， 而边缘的燃面退移速率较小， 导致燃面越来越大， 燃烧越来越剧烈， 压力爬升明显。 随后， 推进剂即将燃烧完毕， 中间的燃面退移速率减小， 导致燃面变小， 因此压力略微下降。

    表2所示为燃气发生器的各测量参数， 喉径通过多次测量取数学平均的方式获得， 试验前后固体燃料的质量差除以工作时间得到的值即为平均质量流量。 通过热力计算可得到此种固体推进剂的理论空燃比为6.623 3， 因此， 此次试验的燃烧室当量比为1.28。

    图3为燃烧后的喉径照片， 可以发现没有明显的沉积， 说明此种碳氢固体推进剂燃烧得较好， 这也是燃气发生器压力曲线在后期较为平稳， 没有出现明显爬升的原因。

    2.2燃烧室性能

    图4所示为燃烧室壁面压力分布曲线， 可以发现燃气发生器点火后， 壁面压力首先在富燃燃气喷射点有明显的突跃爬升， 并对下游的压力分布产生一定的影响。 随着燃气发生器压力的提升， 喷射点处边界层逐渐分离， 并进一步影响到隔离段， 同时在隔离段内形成预燃激波串。 由于激波串的影响， 来流速度有所降低， 静温上升， 达到富燃燃气的着火点后， 燃烧室成功实现点火。 燃烧室的成功点火又进一步导致边界层的分离， 使得隔离段中激波串的强度增大， 最終达到稳定， 燃烧室成功实现火焰稳定， 此时， 燃烧产生的反压已经影响到了隔离段入口。 当固体推进剂消耗完毕， 燃烧室熄火， 但是壁面压力会出现一些振荡， 这反映了燃烧室内激波串从振荡到恢复稳态的过程。

    试验台推力曲线如图5所示， 为了方便比较， 也画出了燃气发生器的压力曲线。 由图5可知， 当加热器工作时， 试验台产生了大约0.9 kN的推力。 随后， 当燃气发生器点火时， 试验台产生了小幅的推力增益， 结合壁面压力分布曲线， 此时预燃激波串出现， 燃烧室正处在建压点火的过程。 过了大约1.0 s， 燃烧室点火成功并实现稳定燃烧， 试验台推力增益也出现明显的增大。 稳定燃烧约3.8 s后， 燃气发生器熄火， 燃烧室也随之熄火。 燃烧室从点火、 稳定燃烧至熄火， 经历了约4.8 s， 与燃气发生器的工作时间大致相同。

    经过一系列的数据处理， 可以得到燃烧室的性能， 如表3所示。 由表3可知， 整个燃烧过程的总压损失较大。 由于发动机的当量比为1.28， 由理论空燃比计算得到其能达到的最高燃烧效率为85.0%， 说明此次发动机燃烧得较为理想。 但是发现热电偶的补偿导线在试验后被烧坏， 说明通过热电偶接触测温的方式需要进行改进。 因此， 基于热电偶测总温， 通过温升去预估的燃烧效率是否准确需要进一步验证， 此处仅供参考。

    3结论

    本文采用碳氢固体推进剂开展了固体火箭超燃冲压发动机的地面直连试验， 通过有限的测量手段和对试验结果的分析， 得到地面直连试验的燃烧室性能。 燃烧室总压损失为74.1%， 燃烧效率为84.0%， 推力增益为0.718 kN， 推力增益比冲为3 726.9 N·s/kg。 通过本文的试验研究， 发现对于直扩构型的燃烧室， 发动机的点火主要是以富燃燃气喷射点为压力波动源， 通过预燃激波串减速来流提升静温的方式实现的。 对于碳氢固体推进剂来说， 此种方式的点火延迟时间大约为1.0 s。

    下一步工作主要针对燃烧室的燃烧组织开展相关研究， 重点在于减小点火延迟时间， 提升稳焰能力。

    参考文献：

    [1] 吕仲. 固体火箭超燃冲压发动机工作特性研究 [D]. 长沙： 国防科学技术大学， 2012.

    Lü Zhong. Investigation on Operating Characteristics of SolidFuel Rocket Scramjet Engine [D]. Changsha： National University of Defense Technology， 2012. （in Chinese）

    [2] 吕仲， 夏智勋， 刘冰， 等. 采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展[J]. 航空动力学报， 2016， 31 （8）： 1973-1984.

    Lü Zhong， Xia Zhixun， Liu Bing， et al. Review of Research on Solid Fuel Scramjet Engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2016， 31 （8）： 1973-1984. （in Chinese）

    [3] Zhao Xiang， Xia Zhixun， Liu Bing， et al. Numerical Study on SolidFuel Scramjet Combustor with FuelRich Hot Gas[J]. Aerospace Science and Technology， 2018， 77： 25-33.

    [4] Zhang Junlong， Chang Juntao， Ma Jicheng， et al. Investigation of Flame Establishment and Stabilization Mechanism in a Kerosene Fueled Supersonic Combustor Equipped with a Thin Strut[J]. Aerospace Science and Technology， 2017， 70： 152-160.

    [5] Tian Ye， Yang Shunhua， Le Jialing， et al. Investigation of the Effects of Fuel Injector Locations on Ignition and Flame Stabilization in a Kerosene Fueled Scramjet Combustor[J]. Aerospace Science and Technology， 2017， 70： 310-316.

    [6] Wang Yanhua， Song Wenyan， Fu Qiang， et al. Experimental Study of Vitiation Effects on Hydrogen/Kerosene Fueled Supersonic Combustor[J].Aerospace Science and Technology， 2017， 60： 108-114.

    [7] Witt M A. Investigation into the Feasibility of Using Solid Fuel Ramjets for High Supersonic/Low Hypersonic Tactical Missiles [D]. Monterey， California： Naval Postgraduate School， 1989.

    [8] Angus W J. An Investigation into the Performance Characteristics of a Solid Fuel Scramjet Propulsion Device [D]. Monterey， California： Naval Postgraduate School， 1991.

    [9] Vaught C， Witt M， Netzer D， et al. Investigation of SolidFuel， DualMode Combustion Ramjets[J]. Journal of Propulsion and Power， 1992， 8（5）： 1004-1011.

    [10] BenYakar A， Gany A. Experimental Study of a Solid Fuel Scramjet [C]∥30th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， Indianapolis， IN， 1994.

    [11] BenYakar A， Natan B， Gany A. Investigation of a Solid Fuel Scramjet Combustor[J]. Journal of Propulsion and Power， 1998， 14 （4）： 447-455.

    [12] CohenZur A， Natan B. Experimental Investigation of a Supersonic Combustion Solid Fuel Ramjet[J]. Journal of Propulsion and Power， 1998， 14 （6）： 880-889.

    [13] BenArosh R， Natan B， Spiegler E， et al. Theoretical Study of a Solid Fuel Scramjet Combustor[J]. Acta Astronautica， 1999， 45 （3）： 155-166.

    [14] Wang Lihe， Wu Zhiwen， Chi Hongwei， et al. Numerical and Experimental Study on the SolidFuel Scramjet Combustor[J]. Journal of Propulsion and Power， 2015， 31 （2）： 685-693.

    [15] Saraf S， Gany A. Testing Metallized Solid Fuel Scramjet Combustor[C]∥18th International Symposium on Air Breathing Engines， Beijing， China， 2007.

    [16] Simone D， Bruno C. LiH as Fuel for Solid Fuelled Scramjet Engines[C]∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition， Orlando， Florida， 2009.

    [17] Simone D， Bruno C. Preliminary Investigation on Lithium Hydride as Fuel for SolidFueled Scramjet Engines[J]. Journal of Propulsion and Power， 2009， 25 （4）： 875-884.

    [18] Lü Zhong， Xia Zhixun， Liu Bing， et al. Experimental and Numerical Investigation of a SolidFuel Rocket Scramjet Combustor[J]. Journal of Propulsion and Power， 2016， 32 （2）： 273-278.

    [19] Lü Zhong， Xia Zhixun， Liu Bing， et al. Preliminary Experimental Study on SolidFuel Rocket Scramjet Combustor[J]. Journal of Zhejiang University-Science A （Applied Physics & Engineering）， 2017， 18 （2）： 106-112.

    Abstract： Directconnected ground test of solidfuel rocket scramjet employing carbonhydrogen solid propellant is carried out. The experimental system is presented. The thrust， pressure， temperature and mass flow rate are measured. The combustor performance is derived from the experimental results. The total pressure loss is 74.1% while the combustion efficiency is 84.0%. The thrust gain of combustor is 0.718 kN， and the thrust gain specific impulse is 3 726.9 N·s/kg.

    Key words： solidfuel rocket scramjet； directconnected ground test； specific impulse； carbonhydrogen solid propellant； combustor performance