固体火箭发动机喷焰流场及辐射特性实验*

李霞，刘建国，王俊，段然，刘兴润

(1.中国科学院 安徽光学精密机械研究所,中国科学院环境光学与技术重点实验室，安徽 合肥 230031; 2.中国科学技术大学，安徽 合肥 230026;3.光学辐射重点实验室，北京 100854)

0 引言

火箭发动机喷焰流动和光电辐射效应对飞行器动力、热防护以及探测特性等有着重要影响，在国内外受到广泛关注和研究。近年来，随着计算流体技术的发展，利用数值计算方法进行喷焰流动模拟获得了长足的发展，例如Dash等结合喷焰流动的超声速特性，发展了较为完善的喷焰流动模型[1]；Troyes等分别使用欧拉模型和拉格朗日模型，对喷焰粒子轨迹以及复燃效应进行了深入的计算和分析[2]；董士奎、谈和平等人结合气体光谱库和粒子散射效应等，对喷焰辐射效应进行深入的数值研究[3]；阮立明等人基于传统热流法,提出了计算导弹发动机尾焰红外辐射特性的源项六流法模型[4-5]。由于喷焰状态涉及高温高速流动、复燃化学反应等一系列复杂的物理和化学现象，通过实验研究喷焰流动特征和辐射效应同样是喷焰研究的重要内容。Mitchell等利用纹影观测技术，对欠膨胀状态的喷焰流动结构进行了测量分析[6];王伟臣等利用热像仪等手段，对含复燃效应的喷焰辐射状态进行了研究[7-8]。事实上，实际发动机实验对场地要求高，有效测量困难，公开的实验测量数据较少。

本文从实验研究角度出发，利用小型固体火箭发动机获得系留状态的喷焰流动，进而通过光学测量手段，对喷焰流动和辐射状态进行了测量分析，为认识喷焰流动和辐射效应提供数据基础。

1 实验装置与参数

1.1 发动机与装药

试验采用小型固体火箭发动机点火工作获得喷焰流动及辐射数据。为便于测量分析，采用发动机固定在台架上的系留方式进行实验工作。为保证实验和测量过程中燃烧室以及喷焰流动具有较稳定的状态，采用端面包覆、内外孔燃烧的恒面燃烧装药形式。推进剂装药采用成熟度较高的丁羟复合固体推进剂，其基础配方比例为高氯酸氨(AP)75%、端羟基聚丁二烯(HTPB)10%、铝粉(Al)13%、其他2%。为满足光学数据采集需要，设计发动机工作时间大于3 s，燃烧室压强约为4.5 MPa。采用具有收缩扩张段的拉瓦尔喷管获得超声速喷焰流动，膨胀比为4.97。具体的发动机结构外形尺寸如图1所示,单位:mm。

1.2 测量方法与布置

在实验过程中，对发动机工作压强、可见光图像、红外热像以及指定位置的光谱特性进行采集和测量。其中工作压强用于确定发动机工作状态，可见光图像用于分析喷焰的发展变化过程，红外热像和光谱数据用于分析喷焰光电辐射状态。测量采用的器件状态如表1所示。

表1 测量仪器参数Table 1 Measuring instrument parameters

在测量过程中，压强传感器通过开孔对发动机燃烧室内部压强进行测量，可见光图像、红外热像以及光谱仪均采用非接触方式进行测量。为确定非接触测量的视场大小和测量位置，利用计算流体力学方法，对实验发动机喷焰流场进行计算分析，并以此为基础确定测量位置和测量点，如图2所示。为避免喷焰核心区马赫波节对光谱特性的影响，将光谱仪测量视场对准核心区下游附近区域，可见光高速摄像重点观测核心区的状态，红外热像对大部分喷焰高温区域进行测量。

高速摄影CCD、热像仪视场大，可测量喷焰的整体图像，通常光谱仪视场较小，该次试验用的光谱仪视场为28 mrad，只能测量喷焰部分区域的光谱，而距离喷管出口的喷焰存在马赫盘，使得区域温度变化大，因此选取了喷焰核心区较后位置进行测量，放置位置为距离喷口轴向0.8 m，垂直轴向7.5 m处。

图2 光学测量范围示意Fig.2 Scope of optical measurement range

2 发动机工作过程测量

2.1 内弹道压强

在实验过程中，相应的实验状态及发动机工作状态参数如表2所示。压强变化过程如图3所示，从图中数据可以看出，发动机点火后，燃烧室内压强快速上升至4 MPa，并保持在4～5 MPa之间，工作过程较为稳定；装药燃完后，燃烧室内压强快速降低至环境压强。

2.2 发动机喷焰变化过程

利用高速摄像进行了喷焰流动的可见光图像采集。由于喷焰温度高达1 500 K以上，亮度极高，为有效采集喷焰结构形态，采用了较短的曝光时间，测量背景呈黑色状态。图4给出了发动机点火至装药燃烧结束阶段喷焰流场的主要变化过程。

从图4中可以看出，在发动机点火初期，当燃烧室内压强达到一定值时，高温燃气自喷管中高速喷出(如图4中的a),b)，并快速达到压强峰值(如图4中c))；此后，喷焰流动逐步达到稳定状态(如图4中d))，由于喷焰核心区温度达到1 200 K，与环境温度有着强烈反差，因此喷焰稳定时只能看到核心区和部分过渡区的喷焰状态；当装药燃烧快结束时，单一的装药发生破碎，由近似的恒面燃烧转为增面燃烧，喷焰会经历一次增强状态(如图4中e))；装药燃烧完后，燃烧室内残留燃气继续喷出，但火焰长度逐渐变短(如图4中f))。

3 辐射参数测量与分析

3.1 光谱数据分析

利用光谱仪可测量发动机喷焰的光谱数据，光谱仪的光谱分辨率为1 cm-1，帧频为10 Hz，为了得到燃烧稳定的光谱数据，结合高速摄影图像进行数据挑选，再将连续的3帧光谱数据求平均，得到光谱如图5所示。

喷焰燃烧的主要气体成分为CO2和H2O，从理论分析来看，CO2主要辐射波段为2.6～2.8 μm，4.1～4.5 μm，12.5～17 μm；H2O的主要辐射波段为2.55～2.84 μm，5.6～7.6 μm，12～30 μm[9-12]。从实验数据来看，在2～3 μm和4～5 μm有2个辐射尖峰，其他波段无明显的辐射变化，该结果与CO2的分子振动在4.3 μm辐射，以及CO2和H2O在2.7 μm红外辐射迭加的理论分析是一致的。

3.2 热像数据分析

图6a)为中波热像仪测量图像，表观温度最大值为1 218 K，辐射强度为529.2 W/sr，图6b)为长波热像仪测量图像，表观温度最大值为842 K，辐射强度为26.8 W/sr。

表2 发动机工作参数表Table 2 Engine working parameters table

图3 模型发动机工作压强曲线Fig.3 Model engine working pressure curve

图4 喷焰可见光图像Fig.4 Exhaust plume visible image

图5 喷焰光谱辐射亮度曲线图Fig.5 Spectral radiation curve of exhaust plume

图6 红外热像仪测量图像Fig.6 Image of infrared measurement

从图6中数据可以看出，喷焰辐射亮度在喷口出口处并不高，而是在距离喷口一段距离的下游达到最大值，造成这一现象的主要原因是：喷焰的二次燃烧是在其离开喷口后伴随着与空气的掺混而实现点燃的[13-15]，这就导致喷焰的高温区域在下游才出现，相应地也具有更强的红外辐射。

4 结束语

本文利用小型固体火箭发动机，对喷焰流动和光电辐射效应进行了测量分析。实验过程中采用的发动机工作稳定，可见光采集图像反映了喷焰流动过程和装药燃烧状态，对认识发动机点火和关机时的喷焰流动具有参考价值。热像和光谱测量获得了有效的喷焰光电辐射特性状态，测量结果表明：对于这一类型的固体火箭发动机，喷焰辐射波段主要集中在2～5 μm波段，主要是CO2和H2O的分子辐射引起的，红外热像可明显反映喷焰的核心区、过渡流区的温度场分布，结合测量条件可反推喷焰的辐射强度。需要说明的是，喷焰的燃烧温度与光谱辐射强度与装药配方和喷管结构等密切相关，因此在利用实验数据进行模型验证工作时需考虑实验的各项参数。