固体碳氢推进剂在涡轮增压固冲发动机中的应用

李 江，刘 凯，王 伟，刘 洋，田 园

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)



固体碳氢推进剂在涡轮增压固冲发动机中的应用

李 江，刘 凯，王 伟，刘 洋，田 园

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

提出了固体碳氢推进剂作为涡轮增压固冲发动机(TSPR)驱涡推进剂的方案，分析了适用于TSPR推进剂的热力参数和一次燃烧产物成分，完成了驱涡推进剂的选择；进行了备选推进剂(CH04)对TSPR性能的影响性评估，证明该推进剂能够满足TSPR的性能要求；对所选推进剂了进行了一、二次燃烧试验，试验结果表明，CH04推进剂在补燃室点火较困难，但其一次、二次燃烧稳定性好，燃气参数基本满足TSPR对推进剂性能要求。

固体碳氢推进剂；涡轮增压固体冲压发动机；涡轮

0 引言

适用于战术飞行器的固体空气涡轮火箭(SP-ATR)和固冲发动机在各国都得到充分重视和大力发展，但这2种发动机在同时满足大机动、多任务、远射程的战术要求时，都存在各自的不足。在此背景下，本课题组[1]将固体空气涡轮火箭和固体冲压发动机有机融合，提出了涡轮增压固冲发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。TSPR发动机主要结构包括进气道、压气机、涡轮、驱动涡轮燃气发生器、富燃燃气发生器、补燃室和尾喷管等部件。TSPR的工作原理为驱涡燃气驱动涡轮，涡轮通过轴系将机械能传递给压气机，以增压来流空气，增压空气、涡轮出口燃气和直接从富燃燃气发生器输运至补燃室的高能富燃燃气在补燃室内掺混燃烧，并经喷管膨胀产生推力。

TSPR的部件组成、工作模式、飞行包线与SP-ATR相近；与固冲发动机相比，TSPR有SP-ATR的涡轮增压系统，涡轮增压系统扩展了发动机的飞行包线，改善了发动机对外气动参数的敏感性；与SP-ATR相比，TSPR将燃气驱动涡轮和为补燃室提供高能工质的2个功能分离，使用驱涡推进剂产生燃气驱动涡轮，高能富燃推进剂为补燃室提供高能燃气，这样就避免了SP-ATR中高能燃气性质与涡轮材料限制的冲突，满足了发动机对推进剂驱动涡轮和提供高能燃气的双重要求，也增强了其比推力性能。

分析TSPR工作原理可知，驱涡推进剂作为TSPR的重要组成部分，承担着驱动涡轮做功和为补燃室提供部分燃料与工质的功能。驱涡推进剂的组分与性能是影响TSPR性能的重要因素。因此，对用于TSPR的驱涡推进剂进行相关研究具有十分重要的意义。

美国最早开展SP-ATR的实验研究和方案研究。CFD RC公司一直致力于将SP-ATR用于战术弹的研究，曾进行了AP基推进剂与含硼推进剂用于SP-ATR的可行性研究。研究得出[2]：AP基推进剂具有成气量大、固体残余少的优点，但其二次燃烧热值过低，难以满足SP-ATR对推进剂的能量要求；含硼推进剂的热值高，但其一次产物产生的固体残余会侵蚀涡轮叶片，对涡轮的寿命与工作性能造成严重影响。因此，总体来说，AP基推进剂和含硼推进剂的一次燃烧产物都不能满足SP-ATR涡轮的需要。在此基础上，CFD RC公司结合燃气对涡轮和补燃室二次燃烧影响，确定适用于SP-ATR的固体推进剂的一次燃气特征为

(1)分子量小、燃烧稳定性好；

(2)固相产物少、气态产物洁净；

(3)气温度1 366～1 533 K、二次燃烧热值大；

(4)二次燃烧性能好。

其他国家对SP-ATR研究较少，大多进行总体性能研究和应用前景分析，适用于SP-ATR推进剂的相关研究未见详细报道。

TSPR对驱涡燃气温度和凝相比例等参数的要求与SP-ATR类似。因此，本文将参考SP-ATR推进剂的相关研究结论，提出了富燃碳氢推进剂作为TSPR驱涡推进剂的方案，并对其开展了可行性研究。

本文通过进行备选推进剂热力参数、一次燃烧产物成分分析和备选推进剂，对TSPR性能影响评估，遴选了适用于TSPR的驱涡推进剂；通过一、二次燃烧试验，验证了所选驱涡推进剂的可行性。

1 驱涡推进剂的选择

TSPR的工作过程表明，TSPR来流空气中的氧气分别被驱涡燃气和富燃燃气的二次燃烧所消耗。其中，驱涡燃气流量由飞行条件和涡轮、压气机压比决定；富燃燃气流量由来流空气、驱涡燃气和补燃室余气系数共同决定。若驱涡燃气的理论空燃比过小，则燃气的二次燃烧热值较低，对提高燃气的二次燃烧性能和发动机的能量性能不利；若驱涡燃气的理论空燃比过大，则来流空气中的氧气不足以支撑驱涡燃气完全燃烧，这样补燃室就处于富燃状态，对发动机能量性能的发挥不利。因此，驱涡燃气的理论空燃比必须结合发动机工作参数恰当取值。同时，本文假设用于TSPR的冲击式涡轮和燃气管路采用较常见的GH141钴基合金材料制成，假设涡轮前温度不高于900 K，通过计算确定驱涡推进剂一次燃气在1 500 K左右较合适。因此，TSPR对驱涡固体推进剂的要求可归纳为：

(1)分子量小，燃烧稳定性好；

(2)固相产物少，气态产物洁净；

(3)燃气温度合适(不高于涡轮材料温度限制，本文取1 500 K左右)，二次燃烧热值大；

(4)具有良好的二次燃烧特性；

(5)具有恰当的理论空燃比。

根据TSPR对驱涡推进剂的要求，本文提出了采用富燃碳氢推进剂作为TSPR驱涡推进剂的方案。碳氢富燃料推进剂是以固体碳氢燃料作为高能、高密度添加剂的富燃料推进剂, 用固体碳氢燃料取代一部分端羟基聚丁二烯(HTPB)粘合剂，可大幅度提高富燃料推进剂的能量水平[3]。碳氢富燃料推进剂[4]的特点是燃烧热值高(可达到41.8 MJ/kg)、产物分子量小、烟雾少, 一次燃烧温度低(可低于1 500 K)；缺点是燃速、补燃火焰传播速度均较低，燃气在补燃室点火困难，且体积热值较低。固体碳氢推进剂一次燃烧产物从燃温、热值、固相产物等方面，可较好地满足TSPR对驱涡推进剂的要求。

为验证固体碳氢推进剂用于TSPR的可行性，调研了各推进剂研制单位的现有固体碳氢推进剂配方，得到编号CH01～CH04的4种低温固体碳氢推进剂。因此，本文仅针对现有固体碳氢推进剂配方进行了固体碳氢推进剂在TSPR中的应用研究。

4种碳氢推进剂基本组元为HTPB、固体碳氢添加剂和AP/AN。假定其工作压强为14 MPa，燃气发生器内为绝热燃烧过程，固体推进剂燃烧产物处于化学平衡状态，燃气产物中所有燃气都符合理想气体状态方程。

采用最小吉布斯自由能法进行推进剂一次燃烧热力计算[5]，得到4种推进剂一次燃烧产物的总体参数，如表1所示。

由表1可看出：

(1)4种推进剂一次燃气的摩尔质量相当，都处于20 kg/mol附近，符合驱涡推进剂分子量小的要求。

(2)CH01、CH02、CH04一次燃烧产物中存在凝相成分，其中CH01一次燃烧产物凝相成分比例达到40.4%，在涡轮内部流动过程中，只有气相成分会驱动涡轮做功，高比例的凝相成分，严重削弱了推进剂产物驱动涡轮的做功能力，同时高比例的凝相成分在流道壁面和转子结构中会形成严重沉积，会造成涡轮叶片损伤和效率降低。因此，CH01不符合作为TSPR驱涡推进剂的要求。

表1 固体碳氢推进剂一次燃气参数Table1 First combustion production of Solid hydrocarbon propellants

(3)CH02一次燃烧温度在4种推进剂中最低，为989 K。这样会造成燃气在补燃室点火困难，且不利于发挥燃气对涡轮的做功能力，不符合TSPR驱涡推进剂的要求。

(4)CH03的理论空燃比为5.85，远大于其他3种备选推进剂的理论空燃比，在来流空气一定的情况下，容易使补燃室内形成富燃环境，不利发动机能量性能的发挥。因此，CH03不符合作为TSPR驱涡推进剂的要求。

(5)CH04一次燃烧产物在分子量、燃烧温度、空燃比3方面都符合TSPR驱涡推进剂的选择要求，并通过一次燃烧特性实验，验证其凝相产物对其驱涡能力的影响。

经过初步筛选，确定CH04推进剂较为适用于TSPR，并通过一、二次燃烧试验，验证了所选驱涡推进剂的可行性。

2 CH04推进剂对TSPR性能的影响

通过热力计算中获得CH04推进剂的一次燃气主要成分及对应质量分数，如表2所示。从表2可知，可燃成分均以CO为主，还有一定比例的H2。

表2 CH04推进剂气相主要成分及质量分数Table2 Main components and the mass fraction of the gas phase of the CH04 propellant

TSPR工作过程中，低温洁净燃气驱动涡轮后，会进入补燃室与增压空气和富燃燃气进行掺混燃烧。因此，需在理论上评估驱涡燃气二次燃烧对TSPR性能的影响。本课题组建立的TSPR一维性能计算程序[6]，可获得补燃室燃烧温度、发动机推力和比冲等参数。因此，利用该程序评估，从发动机性能角度来检验CH04是否满足TSPR的要求。

根据原理样机指标，要求TSPR推力不小于1 500 N，确定SP-ATR(无富燃燃气参与燃烧)工作模式下计算工况为地面状态，空气流量1.50 kg/s，压气机增压比3，效率75%；涡轮落压比47，效率55%，传动轴系效率85%。程序假设条件为补燃室内燃气完全燃烧，总压恢复系数0.97，喷管完全膨胀，不考虑一次产物凝相成分对涡轮的影响。得到结果如表3所示。由表3可看出，使用CH04时，发动机的比冲574 s，推力1 967 N。假设补燃室燃烧效率为80%，则使用CH04 推进剂时，发动机的推力性能将满足1 500 N的任务要求。因此， 从能量角度来说，CH04能满足TSPR的要求。

表3 CH04推进剂对发动机性能的影响Table3 Influence of propellant CH04 on the performance of TSPR

3 CH04推进剂一次燃烧特性试验

驱涡推进剂的燃烧稳定性和凝相产物特性对燃气的驱涡能力有着重要影响。本章开展驱涡燃气发生器单项实验，分析其一次燃烧特性。

根据推进剂CH04性质，设计了图1所示的一次燃烧特性实验装置。设计工作压强为14.00 MPa，燃烧温度为1 433 K，喷管喉部直径为5.62 mm。实验器由厚壁不锈钢壳体、封头和喷管3部分组成，选择铠装(S)型热电偶为测温装置，并在封头处依次布置温度、点火器和压强测试座。

试验压强、温度曲线如图2所示。燃气发生器建压时间为0.6 s左右。因此，涡轮能在较短时间内进入设计工作状态。进入平衡段，稳定工作时间为20.6 s，平均压强为14.23 MPa，与设计值相差约为1.64%。同时，该段时间内压强最大波动为±3.80%，压强稳定性较好。由于实验器中厚壁不锈钢材料吸热和铠装热电偶响应速度慢，温度时间曲线在前13 s处于爬升状态。13 s以后，平均温度提高到1 300.8 K，与理论值偏差约为9.23%。从压强曲线上看，推进剂燃烧稳定性良好。所以，CH04可长时间、稳定提供驱涡燃气。

除温度与压强外，驱涡燃气中的凝相成分性质也会在一定程度上影响燃气的驱涡能力。CH04一次燃烧凝相产物为固体C，试验结束后，拆解发动机发现，输运管路C沉积较少。

图1 驱涡燃气发生器Fig.1 Gas Generator used to drive turbine

图2 压强和温度曲线Fig.2 Pressure and temperature curves

图3给出了喷管扩张段内固相产物的粒度分析结果。可看出，推进剂CH04一次产物中凝相产物粒径主要分布在0.031～ 0.607 μm范围内，体积分数约为76.38%；剩余部分则集中在0.608～10.000 μm范围内。因此，可得出CH04推进剂一次燃烧凝相成分都以小粒径粒子为主，具有较强的随流性能。

一次燃烧特性实验表明，CH04推进剂驱涡燃气特征参数的实验值与理论值相差较小，工作稳定性好、固相产物粒度小，随流性较强，输运管路固相沉积少，满足TSPR对推进剂的要求。

图3 一次凝相燃烧产物粒径分布Fig.3 Particle size distribution of solid-phasecombustion products

4 CH04推进剂二次燃烧特性试验

驱涡推进剂的二次燃烧性能对补燃室内点火过程、掺混燃烧过程及发动机的推力、比冲性能起着重要影响。本章通过TSPR地面直连试验，验证CH04推进剂的二次燃烧特性。直连试验设计工况为来流空气流量为1.50 kg/s，温度300 K；驱涡燃气流量为0.3 kg/s，温度1 433 K，工作时间20 s；富燃燃气流量为0.050 kg/s，温度1 800 K，工作时间5 s。补燃室工作压力设计为0.65 MPa。该工况下，假定补燃室燃烧效率为80%，计算得到发动机推力为1 643.8 N，比冲447.2 s，补燃室温度为1 986.4 K。

实验发动机的工作过程为增压空气依次通过进气道、进气段和集气舱，进入涡轮增压舱段，增压舱段内无转子，但装有用来模拟涡轮实现燃气落压的多级喷管[7-8]，驱涡燃气落压后，与来流空气进行初步掺混燃烧，并向下游流动；在转接段，高温富燃燃气在侧壁以径向垂直喷射方式进入混合气流；随后，混合气经掺混段掺混后，进入补燃室燃烧，最后经喷管做功排出。实验发动机内的流动过程与TSPR的真实工作过程较一致，可用来模拟TSPR的真实工作过程[9]。直连试验发动机如图4所示。

图4 TSPR地面直连实验发动机Fig.4 Direct connect ground prototype of TSPR

试验时，首先打开空气源电磁阀，来流空气稳定后，驱涡燃气发生器点火，此时发动机处于ATR工作模式；1 s后，富燃燃气发生器点火，此时发动机处于TSPR工作模式；5 s后，富燃燃气发生器工作结束，驱涡燃气发生器继续工作，此时发动机处于ATR工作模式；20 s后，驱涡燃气发生器工作结束，关闭空气来流系统，实验结束。

图5给出了喷管羽流随实验的变化过程。可看出，当驱涡燃气发生器单独工作时，补燃室内未成功点火，如图5(a)所示，这说明CH04推进剂的一次燃烧产物与来流空气掺混后存在点火困难的问题；间隔1 s后，富燃燃气发生器开始工作，高温富燃燃气进入补燃室后，补燃室内满足点火条件，点火成功，火焰颜色偏红色，如图5(b)所示；在高能富燃燃气消耗完毕后，驱涡燃气与空气间掺混燃烧仍持续进行，火焰颜色呈橘红色，如图5(c)所示。

(a)未成功点火 (b)成功点火 (c)掺混持续燃烧

试验中，采用T1、T2两路温度传感器测量补燃室后端某点温度变化，得到的温度随时间变化曲线如图6所示。

图6 补燃室温度变化曲线Fig.6 Temperature curve of the afterburner

从图6中可发现，发动机处于TSPR工作模式及两个燃气发生器同时工作时，补燃室内温度较高；发动机处于ATR模式及驱涡燃气发生器单独工作时，温度较低；2种工作模式下，补燃室燃烧温度都未达到理论温度，这说明燃气在补燃室内的掺混燃烧效率较低。发动机推力变化曲线见图7。

图7 推力变化曲线Fig.7 Thrust curve of the experimental prototype

由图7可看出，当两燃气发生器同时工作时，发动机的最大推力在1 000 N左右。随后，驱涡燃气发生器单独工作的平均推力下降到900 N左右，这证明发动机TSPR模式的比推力性能优于SP-ATR模式。

分析试验现象和数据可得：

(1)CH04推进剂在补燃室内的点火性能较差，在发动机处于SP-ATR模式时，存在点火困难的问题，而当发动机处于TSPR模式时，通过加入高温富燃燃气，解决了补燃室点火问题，实现了补燃室稳定燃烧；

(2)富燃燃气消耗完毕后，驱涡燃气在补燃室内与来流空气的掺混燃烧持续进行，说明驱涡燃气具有良好的二次燃烧稳定性；

(3)燃气在补燃室内的燃烧效率较低，分析可能的原因为样机头部轴向进气方式导致驱涡燃气与来流空气呈环向平行流动，气流间仅以剪切扩散左右进行掺混，气流间掺混效率低，进而导致补燃室燃烧效率降低。因此，在以后工作中，需要采取掺混增强技术，提高补燃室的燃烧效率。

5 结论

(1)富燃碳氢推进剂具有较好的驱涡特性和能量特性，适用于TSPR发动机。

(2)针对4种配方的固体碳氢推进剂，开展了驱涡特性和能量特性研究，选定了综合性能较好的CH04推进剂作为TSPR驱动涡轮的推进剂。

(3)一次燃烧特性实验表明，CH04推进剂的燃烧稳定性好，压强与温度的波动较小，一次燃烧产物凝相成分粒度小，凝相沉积少、满足TSPR对推进剂性能要求，可为涡轮提供稳定的低温洁净燃气。

(4)二次燃烧特性试验表明，CH04推进剂在补燃室内的点火性能较差，加入高温富燃燃气克服点火问题后，可实现补燃室持续稳定燃烧，但在现有发动机进气方式的条件下，推进剂二次燃烧效率较低，需采用掺混增强技术，提高燃烧效率。

[1] 莫然.涡轮增压固体冲压发动机建模与性能分析[D].西安:西北工业大学,2011.

[2] Ostrander M J,Matthew E Thomas.Air turbo-rocket solid propellant development and testing[R].AIAA 97-3258.

[3] 赵庆华,刘济威.固体碳氢推进剂的研究进展[J].火炸药学报,2008,31(6):82-86.

[4] 胥会祥.富燃料推进剂的研制现状及展望[J].飞航导弹,2005(1):48-53.

[5] 唐金兰,刘佩进,胡松启,等.固体火箭发动机原理[M].西安:西北工业大学出版社,2012.

[6] 杨飒.涡轮增压固冲发动机技术研究[D].西安:西北工业大学,2013.

[7] Bergmans J L,Myers R I.Throttle valves for air turbo-rocket engine control[C]//33rd AIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit,Seattle,WA,1997.

[8] Burroughs S L,Michaels R S,Alford W L,et al.Demonstration of a pintle controlled solid rocket motor in a tactical missile application[C]//1996 JANNAF rocket nozzle technology subcommittee meeting,Albuquerque,NM,1991.

[9] 李江,刘诗昌,刘洋,等.固体碳氢推进剂 ATR 二次燃烧特性实验研究[J].推进技术,2013,34(9):1284-1289.

(编辑：崔贤彬)

Application of solid hydrocarbon propellant on turbocharged solid propellant ramjet

LI Jiang，LIU Kai, WANG Wei，LIU Yang，TIAN Yuan

(Science and Technology on Combustion,Thermal-Structure and Internal Flow Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Solid hydrocarbon propellant was proposed to be used to drive turbine of Turbocharged Solid Propellant Ramjet(TSPR).The thermodynamic parameters and the first combustion production of propellant used for TSPR were analyzed to select the suiTablepropellant(CH04)to drive the turbine. An evaluation for propellant’s influence on the performance of TSPR was performed,which proved that the propellant(CH04)meets the requirements of TSPR.The first and second combustion experiments were carried out.The results show that,the first and second combustion have high stability,despite of the difficulty in ignition in the afterburner,and the feasibility of the selected propellant used for TSPR was verified.

solid hydrocarbon propellant；turbocharged solid propellant ramjet；turbine

2014-12-18；

：2015-02-01。

李江(1971—)，男，教授，研究方向为发动机燃烧与流动，传热、传质与热结构，特种发动机技术。E-mail：lijiang@nwpu.edu.cn

V435

A

1006-2793(2015)05-0679-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.05.014