燃气自增压混合火箭发动机特性及关键技术分析

杨玉新，张胜敏，段艳娟

(西安航天动力技术研究所，西安 710025)



燃气自增压混合火箭发动机特性及关键技术分析

杨玉新，张胜敏，段艳娟

(西安航天动力技术研究所，西安 710025)

针对燃气自增压混合火箭发动机，建立了性能计算模型，对该型发动机的比冲性能及推力调节性能进行了研究，并系统梳理了该型发动机存在的主要关键技术。计算结果表明，燃气混合火箭发动机具有比常规固体火箭发动机更高的比冲性能，其中氧化剂采用N2O时，可同时兼顾高比冲和高体积比冲的优势；相对于传统的固液混合火箭发动机，燃气混合火箭发动机的理论比冲略低，但具有更高的体积比冲；合理选用燃气发生器中推进剂的燃速压力指数，可确保推力调节过程中氧燃比不发生大幅变化。

燃气混合火箭发动机；自增压；性能计算；关键技术；推力调节

0 引言

燃气混合火箭发动机利用贫氧燃气发生器一次燃烧产生的富燃燃气，与液态氧化剂在燃烧室中进行二次掺混燃烧释放能量；同时，利用燃气发生器压力比燃烧室压力高的这一特性，将燃气发生器产生的一部分燃气引入氧化剂储箱，作为氧化剂的挤压气体，实现自增压，可大幅简化氧化剂供应系统的复杂性。

日本的久保田等[1]提出了燃气混合火箭发动机的概念，并针对该型发动机以硝酸为氧化剂、AP/HTPB为固体燃料开展了原理性试验，在5 MPa的燃烧室压力下，比冲达到250 s以上；日本的桑原卓雄[1]利用硝酸为氧化剂、GAP/AP复合推进剂作为燃料，开展了推力调节试验。国内马聪慧、曹军伟等[2]采用含硼贫氧推进剂为燃料、过氧化氢作为氧化剂，开展了性能分析和原理样机试验，试验实测燃烧效率达到95%以上，推力调节比达到5∶1。

本文针对燃气自增压混合火箭发动机的特点，建立了燃气自增压混合火箭发动机性能计算方法，并针对常用的氧化剂和燃料配方以及调节性能开展了计算分析，为该型发动机的设计提供依据，同时系统梳理了该型发动机存在的主要关键技术。

1 燃气自增压混合火箭发动机工作过程及特点

燃气自增压式混合火箭发动机原理示意图见图1。工作过程中，燃气发生器首先点火，产生的高温、高压富燃一次燃气大部分经过流量调节阀进入二次燃烧室中，与经过喷注器雾化后的氧化剂进行二次燃烧；另外，一小部分一次燃气经过输送管道进入氧化剂储箱，挤压氧化剂经过喷注器进行雾化。工作过程中，依据弹道需求，通过调节燃气发生器的喉径，改变燃气发生器的压强，可同时实现对一次燃气流量和氧化剂流量的调节。

图1 燃气自增压式混合火箭发动机原理示意图Fig.1 Diagram of gas self-pressurization hybrid rocket motor

相对于传统的固液混合火箭发动机，仍具有如下技术优点：

(1)高比冲和高体积比冲

传统的固液混合火箭发动机，采用HTPB、PE等碳氢化合物作为燃料，添加少量或者不添加金属粉末，燃料密度低；另外，传统固液混合火箭发动机的燃烧组织形式造成了燃烧效率较低，比冲性能难以充分发挥。燃气混合火箭发动机可在贫氧推进剂中添加较高含量的金属粉末，相对于碳氢化合物具有更高的能量和密度；另外，贫氧推进剂经过一次燃烧产生高温、高压的一次燃气，与氧化剂进行二次燃烧，具有更高的燃烧效率。

(2)推力调节性能好

传统的固液混合火箭发动机，在推力调节过程中，氧燃比变化较大，发动机的性能变化较大[3-4]；而对于燃气自增压混合火箭发动机，通过设计贫氧推进剂的压力指数，可保持推力调节过程中氧燃比不发生大幅变化，发动机工作在设计点附近，性能较高。虽然燃气自增压混合火箭发动机不能实现多次关机和启动，但通过调节一次燃气流量，可让发动机长时间工作在小推力状态，以适应特殊弹道应用的需求。

(3)装药结构和燃面退移规律简单

受固体燃料燃面退移速率的限制，传统固液混合火箭发动机为了获得满足需求的推力，通常采用多孔、多段的装药结构形式，装药结构复杂，体积装填分数低、且容易产生较多的残药[5-6]。燃气混合火箭发动机采用满装填的端面燃烧装药形式，装填分数高，燃面退移规律简单，燃速易于调节。

2 性能计算方法

2.1 数学模型

(1)

式中ρp为贫氧推进剂密度；Ab为推进剂燃面面积；a为推进剂在1 MPa下的燃速；n为推进剂压强指数；pr为燃气发生器压强。

(2)

式中μ为喷嘴流量系数；Aj为喷嘴面积；ρo为氧化剂密度；pr为燃气发生器压强；pc为二次燃烧室压强。

氧燃比为氧化剂和一次燃气的质量流率之比，按式(3)计算：

(3)

二次燃烧室压强：

(4)

2.2 计算流程

依据燃气自增压混合火箭发动机的工作特点，建立了如下非设计点性能计算流程：

(1)给定燃气发生器压强，并依据式(1)计算一次燃气流量；

(2)假定二次燃烧室初始压强，并由式(2)、式(3)计算氧化剂流量、氧燃比等参数；

(3)由式(4)计算二次燃烧室压强；

(4)由第3步中计算的压强替代第2步骤中的燃烧室压强初值，并重复第2、3步骤的计算，直至两步计算得到的二次燃烧室压强偏差满足误差要求；

(5)依据第4步骤计算得到的二次燃烧室压强，计算推力、比冲等性能数据。

3 发动机性能分析

为了对比不同的氧化剂和燃料对燃气混合火箭发动机性能的影响，通过理论计算获得了采用不同氧化剂和燃料组合条件下发动机的性能，为推进剂和氧化剂的选择及发动机的设计提供一定的理论指导。计算采用吉布斯最小自由能的方法，计算压强为6.86 MPa，扩张比为10，工作背压为101 325 Pa。

3.1 不同氧化剂性能对比

为了对比采用不同氧化剂对燃气混合火箭发动机性能的影响，燃料采用固体贫氧推进剂不变，改变氧化剂种类，开展了性能分析。

图2和图3分别给出了采用不同氧化剂时，发动机比冲和体积比冲随氧燃比的变化曲线。

图2 不同氧化剂时的理论比冲Fig.2 Curves of specific impulse with different oxidizers

图3 不同氧化剂时的理论体积比冲Fig.3 Curves of the volumetric specific impulse with different oxidizers

可看出，不同的氧化剂和燃料组合均存在着一个最佳配比，在最佳配比条件下，采用不同氧化剂情况下发动机的比冲性能排序为(如表1所示)：LOX(液氧)>H2O2>N2O4>N2O>IRFNA(红发烟硝酸)>AP(高氯酸胺)，体积比冲的排序为：N2O>AP>H2O2> IRFNA>N2O4>LOX。即采用上述常见液态氧化剂时，发动机的比冲性能均高于采用固体氧化剂AP时的比冲性能。其中，采用LOX为氧化剂时发动机的比冲最高；但由于液态氧化剂的密度大多低于固体氧化剂AP，除N2O外，其他液态氧化剂的体积比冲均低于固体氧化剂AP。

3.2 不同燃料性能对比

为了对比采用不同燃料对混合火箭发动机性能的影响，氧化剂采用LOX不变，改变燃料种类，开展了性能分析。

图4和图5给出了采用不同燃料条件下发动机的比冲和体积比冲随氧燃比的变化曲线，表2给出了不同燃料的最佳氧燃比及对应状态下的比冲和体积比冲。在常用的固体燃料中，HTPB和PE的比冲较高，最高比冲分别为2 926 N·s/kg和2 938 N·s/kg左右，与液氧煤油发动机相当；而GAP和PMMA的比冲相对较低，分别为2 756 N·s/kg和2 770 N·s/kg，贫氧推进剂中由于含有一部分固体氧化剂，比冲性能相对较低，与GAP和PMMA相当。由于HTPB和PE密度较低，虽然比冲较高，但体积比冲并不高，分别为3 125 kN·s/m3和3 159 kN·s/m3，均高于液氧煤油发动机的体积比冲(约为3 000 kN·s/m3)；GAP和PMMA的最大体积比冲略高，分别为3 337 kN·s/m3和3 213 kN·s/m3；贫氧推进剂的体积比冲最高，达到3 618 kN·s/m3。

表1 不同氧化剂的最佳氧燃比及性能Table 1 Optimum O/F and performance with different oxidizers

表2 不同燃料的最佳氧燃比及性能Table 2 Optimum O/F and performance with different fuels

3.3 推力调节性能分析

燃气自增压混合火箭发动机在工作过程中，随燃气发生器压强的调节，氧化剂和燃气流量同步发生改变，从而实现推力的调节，发动机的调节性能与推进剂燃速的压强指数密切相关。

图6给出了不同压强指数情况下，发动机氧燃比随燃气发生器压强的变化规律。

图4 不同燃料的理论比冲Fig.4 Curves of the specific impulse with different fuels

图5 不同燃料的理论体积比冲Fig.5 Curves of volumetric specific impulse with different fuels

图6 氧燃比随燃气发生器压强的变化曲线Fig.6 Curves of O/F with the pressure of gas generator

压强指数存在一临界值(接近于0.67)，在该条件下，随燃气发生器压强的增加，二次燃烧室的氧燃比近似于保持不变；当压强指数低于该临界值时，二次燃烧室的氧燃比随燃气发生器压强增大而增大；当压强指数高于该临界值时，二次燃烧室的氧燃比随燃气发生器压强的增大而逐渐减小。

图7给出了当压强指数为0.52时，二次燃烧室压强随燃气发生器压强的变化规律。

图7 压强指数为0.52时调节特性曲线Fig.7 The regulation characteristic when the burning-rate pressure exponent is 0.52

当燃气发生器压强的调节比为3倍时，即由2 MPa增加至6 MPa时，二次燃烧室压强的调节比为2倍，即由1.3 MPa增加至2.6 MPa，对应推力的调节比也接近于2倍，高于一次燃气流量的调节比(1.77倍)。二次燃烧室压强随燃气发生器压强的升高近似呈幂函数增加，与贫氧推进剂燃速的变化规律类似，指数略高于推进剂压强指数，这主要是由于调节过程中氧燃比增加引起的。

4 主要关键技术分析

由燃气自增压混合火箭发动机的工作原理可看出，其工作过程与固体火箭冲压发动机非常接近，只是氧化剂由进气道捕获的空气变为自身携带的液体氧化剂，燃气流量调节、贫氧推进剂等可直接应用固冲发动机的攻关成果。在此基础上，重点解决如下关键技术：

(1)一次燃气输送及氧化剂供应技术

燃气自增压混合火箭发动机需要将部分一次燃气输送至氧化剂储箱，作为氧化剂的挤压气源。设计过程中，需要重点解决输送管道及储箱的热防护、挤压活塞的动密封、一次燃气中凝相粒子的沉积等问题，同时还要考虑储箱壁面温度升高对氧化剂稳定性的影响。

(2)燃烧室长时间热防护及喷管技术

燃气混合火箭发动机的燃烧室温度达3 000 K以上，燃气中凝相粒子含量与固体火箭发动机相当，且存在局部富氧的工作状态，常规固体火箭发动机和固冲发动机的热防护及喉衬材料都难以满足长时间工作的需求。因此，需要针对该型发动机燃烧室的工作状态，研制专门的热防护材料和喉衬材料。

(3)高效燃烧组织技术

燃气混合火箭发动机中的二次燃烧属于典型的非预混扩散燃烧，如何在尽可能短的燃烧室内，实现氧化剂和一次燃气的充分燃烧，是需要解决的重点问题之一。研究中，可通过合理匹配氧化剂和一次燃气的喷注形式、喷注位置，达到最佳的燃烧效果。

5 结论

(1)燃气混合火箭发动机以部分液体氧化剂代替常规固体火箭发动机中的固体氧化剂，具有更高的比冲性能。其中，采用N2O作为氧化剂时，发动机兼顾高比冲和高体积比冲的优势，可满足武器系统要求的比冲高、体积小的要求。

(2)燃气混合火箭发动机采用固体贫氧推进剂作为燃料，其理论比冲性能较传统的固液混合火箭发动机略低，但具有更高的燃烧效率，实际比冲有望达到传统固液混合火箭发动机的性能水平；此外，采用满装填的端燃装药形式，不存在传统固液混合火箭发动机的装填分数低、残药多、燃速低且规律复杂等缺点，更适合于导弹武器系统的应用。

(3)通过选用合适燃速压强指数的贫氧推进剂，可实现推力调节过程中氧燃比不大幅偏离设计点状态，从而确保发动机在整个工作包络内具有较高性能。

(4)在继承其他类型发动机成熟技术的基础上，重点解决一次燃气输送和氧化剂供应、长时间热防护及高效燃烧组织等关键技术，即可实现工程应用。

[1] 王永寿.燃气混合火箭发动机的燃烧特性[J].飞航导弹,1996(6):31-37,40.

[2] 马聪慧，曹军伟,崔金平,等.燃气混合火箭性能计算及试验研究[J].弹箭与制导学报,2011,31(5):129-131.

[3] 杨玉新,胡春波,何国强,等.固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展[J].宇航学报,2008,29(5):1616-1621.

[4] Martin Chiaverini.Review of solid-fuel regression rate behavior in classical and nonclassical hybrid rocket motors[C]// Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

[5] Kenneth K Kuo.Challenges of hybrid rocket propulsion in the 21st century[C]// Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

[6] George Story.Large-scale hybrid motor testing [C]//Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion,2007.

(编辑：崔贤彬)

Characteristics and key techniques of gas self-pressurization hybrid rocket motor

YANG Yu-xin,ZHANG Sheng-min,DUAN Yan-juan

(Institute of Xi'an Aerospace Solid Propulsion Technology,Xi'an 710025,China)

Computation model was developed and the specific impulse and thrust regulation characteristics were studied for gas self-pressurization hybrid rocket motor.The key techniques were also discussed in this paper.The results show that,the specific impulse of gas hybrid rocket is higher than that of common solid rocket motor and the volumetric specific impulse is also higher with N2O as the oxidizer;the volumetric specific impulse is higher than that of classical hybrid rocket motor,although the theoretical specific impulse is a bit lower;the mass flow rate ratio of oxidizer to fuel has a little change with proper burning-rate pressure exponent of the propellant.

gas hybrid rocket;self-pressurization;performance computation;key techniques;thrust regulation

2015-04-12；

：2015-06-03。

杨玉新(1982—)，男，高级工程师，研究方向为固体火箭发动机。E-mail：27767450@qq.com

V435

A

1006-2793(2015)06-0789-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.007