流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性*

成　鹏,李清廉,张新桥,康忠涛

(1. 国防科技大学 航天科学与工程学院， 湖南 长沙　410073；2. 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 湖南 长沙　410073)



流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性*

成鹏1,2,李清廉1,2,张新桥1,2,康忠涛1,2

(1. 国防科技大学 航天科学与工程学院， 湖南 长沙410073；2. 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 湖南 长沙410073)

摘要：以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405～0.690)下成功点火，并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中，当混合比小于0.535时，燃烧室压力随煤油流量减小而增大；当混合比大于0.535时，燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时，特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大，并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时，燃烧效率的影响占优；混合比大于0.535时，推进剂流量影响占优。

关键词：火箭基组合循环；火箭发动机；气氧/煤油；连续调节

技术的进步以及实现空天一体化的需求使得高超声速吸气发动机技术的发展再次成为研究的热点[1-2]。美国制定了可重复使用航天运输系统研究计划，主要研究冲压发动机、超燃冲压发动机以及组合推进技术。其中组合推进技术中火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle, RBCC)、涡轮基组合循环和空气涡轮火箭/冲压组合是研究的热门。RBCC发动机能够在低速情况下产生推力，被认为是单级入轨飞行器最有效的推进系统[3]；空气涡轮冲压发动机可靠、经济，是两级入轨飞行器候选方案之一[4-5]。二者都是火箭发动机与吸气式发动机的高度集成[6]。

为了满足飞行器大范围宽速域的飞行要求，发动机必须随着飞行高度和速度的连续变化而连续调节其工作模态。RBCC是火箭发动机与冲压发动机的组合，一般认为RBCC工作在四个不同模态：火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和火箭模态[7-8]。为使发动机能在各个模态之间平稳地转变并获得理想的比冲和推力，火箭发动机往往需在不同模态工作在不同状态，这就要求火箭发动机必须具备大范围连续变工况的能力[9]。

国外对RBCC的研究进行了几十年，制定了长期的发展计划，取得了长足的进步，积累了大量的成熟技术[7]。近年来国内对RBCC也进行了大量的研究[7, 10]。国防科学技术大学的黄国庆[10]对RBCC的引射火箭进行了研究，研究结果表明在富燃条件下单纯增加燃料流量对系统推力无明显影响，而氧化剂流量的增加对系统推力的增加有显著影响。西北工业大学研究认为火箭发动机的火焰羽流作为RBCC发动机的值班火焰，有利于火焰稳定[7, 11-12]。潘科玮等[11]通过数值仿真研究了12 km高、2.5Ma飞行状态下火箭发动机流量对RBCC发动机流场的影响，认为火箭发动机流量在一定范围内可以提高燃烧稳定性能。吕翔等[13]研究了火箭发动机总压与RBCC发动机之间的匹配性，研究表明火箭发动机的工况对RBCC发动机有很大影响。

火箭发动机对于RBCC整体性能的影响之大毋庸置疑。日本宇宙航空研究开发机构采用GOX/GH2作为RBCC发动机的推进剂，对不同工况下喷嘴的燃烧进行了试验研究[14]。国内广泛采用气氧/煤油作为火箭发动机的推进剂，煤油具有非常显著的优势，其能够简化组合循环发动机的供应系统，降低发动机的结构质量。西安航天动力研究所刘永兴等[15]研究RBCC主火箭时采用气氧/煤油作为推进剂，对点火、雾化、冷却等关键技术进行了研究。北京航空航天大学朱韶华等[16]设计了火箭发动机燃烧室并进行了点火试验。试验采用气氧/煤油作为推进剂，混合比在1.6左右，获得近90%的燃烧效率。国防科学技术大学Li等[17]针对超燃模态在更小的混合比下进行了气氧/煤油火箭发动机的连续调节试验，发现当混合比小于0.25时燃烧效率低于55%，并且在连续调节过程中燃烧效率随着混合比增大几乎线性增大。

从现有研究来看火箭发动机在RBCC中发挥着引射、产生推力、稳定火焰等作用。火箭发动机在不同模态下的工作状态差异很大，其在大的工况范围高效稳定地工作是RBCC的关键技术之一，而目前公开文献中对火箭发动机连续变工况燃烧特性的研究还鲜有报道。变推力火箭发动机[18]可以为RBCC的火箭发动机连续变工况过程的研究提供参考。但是由于RBCC的火箭发动机工作状态严重偏离当量比，且其工作在富燃条件下，因此又不同于变推力火箭发动机。

为满足RBCC推进系统中火箭发动机根据飞行高度连续变工况工作的要求，针对火箭发动机与冲压发动机同时工作的模态转换过渡过程，采用气氧/煤油作为火箭发动机的推进剂，通过可调气蚀文氏管在线调节煤油流量，进行了火箭发动机连续变工况试验，主要目的是获得RBCC在火箭/超燃模态中火箭发动机大范围连续变工况的燃烧特性，以提高对火箭发动机连续变工况工作的认识。

1研究方法

1.1试验系统

流量连续可调火箭发动机试验系统如图1所示，包含推进剂供应系统、测控系统和火箭发动机系统。本研究采用煤油作为燃料，气氧作为氧化剂。煤油作为一种无毒推进剂，符合推进系统的发展趋势，同时又具有高的热值，是推进系统的理想燃料。煤油、冷却水储罐通过高压氮气增压。氧气流量和煤油流量分别由可调气蚀文氏管和可调音速喷嘴调节。煤油管路在文氏管后分为两路向火箭发动机两个煤油集液腔供应煤油。可调音速喷嘴和可调气蚀文氏管流量与其节流面积成正比[18]，本文通过二次包络线方法[19]设计塞锥型面使得塞锥位移与节流面积成正比，因此具有线性的流量特性。可调音速喷嘴和可调气蚀文氏管可接受触发信号启动内部时序，其具体构型、参数见文献[17]。

图1　试验系统示意图Fig.1　Schematic of experimental system

火箭发动机系统如图2所示，由分区喷注器、桶形的圆柱燃烧室和节流喷管组成。喷注器包含两个煤油集液腔和一个氧气集气腔。18个旋流喷嘴分两圈均匀分布在喷注面板上，第一圈6个，第二圈12个。火箭发动机从头部采用火炬点火器点火。喷注器面板和燃烧室壁面均采用冷却水进行主动冷却。

图2　火箭发动机构型Fig.2　Configuration of rocket engine

测控系统测量燃烧室、煤油集液腔、氧气集气腔以及管路中可调气蚀文氏管和可调音速喷嘴入口等位置压力以及推进剂流量。压力传感器为压阻式压力传感器，测量精度为0.5%FS。流量采用涡轮流量计测量，测量精度为0.5%FS。

气液同轴离心式喷嘴如图3所示。为了扩大煤油流量的变化范围，同时保持煤油喷注压降在一个合适的范围内，根据分区喷注的思想[20]，旋流喷嘴采用了两个离心式喷嘴喷注煤油。离心式喷嘴是一种结构简单的压力雾化喷嘴，在压降大范围变化时仍有很好的雾化特性[21]。内喷嘴为离心式喷嘴，煤油通过四个切向孔进入旋流室，在喷嘴出口以旋转锥形液膜进入燃烧室。中间喷嘴是一个涡流器离心式喷嘴，煤油从喷嘴壁上的四个圆孔进入，在压力作用下经过涡流器最终以旋转锥形液膜进入燃烧室。外喷嘴为氧气喷嘴，氧气经过涡流器旋转进入燃烧室与环形液膜相互作用，起到辅助雾化的作用。试验中仅需要采用涡流器离心式喷嘴(2#煤油喷嘴)，切向孔离心式喷嘴在试验中未使用。

图3　旋流喷嘴构型Fig.3　Configuration of swirl injector

1.2试验工况

图4　调节试验时序Fig.4　Time sequence of throttling test

1.3数据处理

流量系数是喷嘴的重要参数，影响着喷嘴的设计。煤油喷嘴流量系数Cdf定义为：

(1)

式中，ρ为煤油密度，Δpf为煤油喷注压降，Df和df分别为2#煤油喷嘴出口环缝的内外径。

(2)

式中，k为比热比，Rg为气体常数，Tc为燃烧温度。

(3)

(4)

2试验结果

试验中，所有测量是同步进行的，但是动态过程中流量计测量的流量并不是喷嘴喷注的流量。图5给出了试验中6000 ms到8000 ms流量计测量的煤油流量与煤油喷嘴喷注压降之间的相图。从图中可以看到曲线的两端聚集了大量的散点，这些数据点是没有调节的状态，聚集的数据点说明煤油流量与喷注压降之间的时间误差很小，相比调节时间可以忽略，因此可以近似认为流量计测量的流量即为喷嘴即时喷注的流量。

图5　煤油测量流量与喷注压降相图Fig.5　Phase diagram of measured mass flow rate and injection pressure

图6　压力流量曲线Fig.6　Pressure and flow rate

图7给出了煤油喷嘴流量系数Cdf在流量调节过程中的变化曲线。从图中可以看出，煤油流量减小前以及减小初期流量系数基本保持在0.123左右。当煤油流量减小并稳定在1.23 kg/s后，煤油喷嘴流量系数减小到0.121。从图中煤油流量系数与煤油流量曲线来看，煤油喷嘴流量系数随着煤油流量减小而减小。虽然流量系数变化不大，但是在流量和室压变化范围更大的情况下需要在设计时考虑到这一点。另外，在煤油流量减小过程中室压减小，氧气喷嘴流量系数基本保持不变。

图7　煤油喷嘴流量系数Fig.7　Discharge coefficient of kerosene injector

图8　流量、混合比、燃烧效率曲线Fig.8　Flow rate, mixture ratio and combustion efficiency

3分析与讨论

当混合比增大时，燃烧温度增高，由式(2)可知，特征速度c*增大。可调火箭发动机连续变工况过程中特征速度c*随混合比的变化关系如图9所示。从图中可以看到，特征速度随着混合比的增加而增加，并且特征速度随混合比变化存在一个拐点(φ=0.535)。当混合比小于0.535或者混合比大于0.535时，特征速度均随混合比的增大而线性增大。但是混合比大于0.535时特征速度随混合比增大的速率约为拐点前的一半。对特征速度与混合比的试验数据进行分段线性拟合的经验公式为：

(5)

图9　混合比-特征速度线Fig.9　Dependence of c* on mixture ratio

图9同时给出了Seo等[22]和Ahn等[23]采用液氧/煤油分析双路离心式喷嘴燃烧特征速度随混合比变化的试验数据。从本文数据趋势上来看，当混合比小于0.535时特征速度与混合比的关系与文献结果基本一致。

通过热力计算得到的理论特征速度随混合比增大而增大，但是增大的速率相比试验结果小很多。因此燃烧效率和特征速度一样，燃烧效率随混合比变化的规律中也存在着相同的拐点。图10给出了可调火箭发动机的燃烧效率η。对可调火箭发动机燃烧效率随混合比变化的数据进行分段线性拟合可得：

(6)

图10　混合比-燃烧效率曲线Fig.10　Dependence of η on mixture ratio

注意到这里特征速度与燃烧效率曲线拐点位置对应的混合比为0.535，而可调火箭发动机调节过程中燃烧室压力先增大后减小，燃烧室压力的极值点对应的混合比也正好约为0.535。由此可见，燃烧室压力出现先增大后减小规律实际上是受到燃烧效率的影响。

4结论

对气氧/煤油可调火箭发动机连续调节煤油流量过程的燃烧特性进行了试验研究。试验点火成功，实现了火箭发动机总流量从2.97 kg/s到2.08 kg/s、全局混合比从0.405到0.690的连续调节。研究得到以下结论：

1)煤油旋流喷嘴在流量连续调节过程中其流量系数随着流量减小而小幅减小。

2)煤油流量减小过程中，混合比由0.405增大到0.690，过程中燃烧室压力先增大后减小，极值点对应的混合比为0.535。

3)特征速度与燃烧效率在混合比区间[0.405, 0.535]和区间[0.535, 0.690]内均随混合比增大而线性增大，混合比大于0.535时，特征速度与燃烧效率随混合比的增加速率较混合比小于0.535时明显减小；

4)燃料流量连续调节过程中，燃料流量和燃烧效率同时影响燃烧室压力。在混合比小于0.535时，燃烧效率对燃烧室压力的影响占优；混合比大于0.535时，燃料流量对燃烧室压力的影响占优。

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doi:10.11887/j.cn.201602003

*收稿日期：2015-11-10

基金项目：国家自然科学基金资助项目(11472303，11402298)；新世纪优秀人才支持计划资助项目(NCET-13-0156)

作者简介：成鹏(1988—)，男，湖南衡阳人，博士研究生，E-mail：imchengpeng@yeah.net；李清廉(通信作者)，男，教授，博士，博士生导师，E-mail：peakdreamer@163.com

中图分类号：V435

文献标志码：A

文章编号：1001-2486(2016)02-012-07

Combustion characteristics of an extreme fuel-rich throttleable rocket engine

CHENG Peng1,2, LI Qinglian1,2, ZHANG Xinqiao1,2, KANG Zhongtao1,2

(1. College of Aerospace Science and Technology, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Abstract：To study the combustion characteristics of a rocket engine under continuous throttling, a continuous throttling experiment was conducted by using GOX(gaseous oxygen)/kerosene as propellants. Mass flow rate of kerosene was continuously throttled by a throttleable cavitation Venturi nozzle. Successful ignition under fuel rich condition (mixture ratio ranged from 0.405 to 0.690) and the continuous throttling of mixture ratio and combustion gas flow rate were achieved. Results show that chamber pressure increases with the decrease of kerosene flow when the mixture ratio is less than 0.535 but decreases when the mixture ratio is greater than 0.535. Meanwhile, characteristic velocity and combustion efficiency increase with the increasing mixture ratio, but the increasing ratio is bigger when the mixture ratio is less than 0.535 than that when the mixture ratio is greater than 0.535. The results indicate that the mass flow rate of propellants and combustion efficiency simultaneously affect the chamber pressure. Combustion efficiency dominates the chamber pressure when the mixture ratio is less than 0.535 while mass flow rate of propellants dominates when the mixture ratio is greater than 0.535.

Key words：rocket based combined cycle; rocket engine; GOX/kerosene; continuous throttling

http://journal.nudt.edu.cn