基于冰筒结构的固体火箭发动机热试车用尾焰处理新技术①

马 原，霍东兴，张燕飞，张 平，刘 童，厉彦忠

(1.西安交通大学 能源与动力工程学院，西安 710049；2.西安航天动力技术研究所 固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室，西安 710025；3.西安向阳航天材料股份有限公司，西安 710025；4.西安交通大学 高端装备研究院，西安 710049)

0 引言

固体火箭发动机地面试车装备是保障发射任务、支持技术研发验证的关键基础。由于发动机试验产生的废气含有大量氯化氢、微颗粒等污染物，且总温超过3500 ℃，若不进行处理将带来严重的环境危害，并对试车人员的身体健康产生直接影响。19世纪50年代，美国在规划建设发动机试车研究中心的初期便制定了试车设备规范，突出明确了环境预防措施的重要性，并严格规定了试车废气处理与排放的标准。20 世纪70年代，美国空军专门针对固体火箭发动机开展了尾焰处理技术研究，提出了一种高气速水喷雾洗涤器。通过22 kN火箭发动机洗涤器样机搭建与测试，对所有颗粒和氯化氢气体去除率能够达到99%，但该装置操作复杂，在瞬态启动及洗涤过程中损耗严重，对运行环境要求严苛，检修及维护成本昂贵，最终未投入使用。

美国NASA格伦研究中心针对液体火箭发动机地面试车平台搭建了一套洗涤器/消音器尾焰处理装置。洗涤槽长23.5 m，与一个高32 m的垂直排气烟囱相连。排气(温度可达3315 ℃，速度为2743～3657 m/s)通过狭窄开口进入洗涤器，洗涤槽内有大量喷水杆对废气进行喷水降温与洗涤(用水量约190 t/min)，最终以大约6 m/s的速度和71 ℃的温度由垂直排气烟囱逸出。对于大推力发动机，考虑巨大用水量引起的大型泵设备与电力成本问题，许多试车平台选择依山而建，依靠山体结构的势能作用实现大流量用水供给，但这也直接影响了试车工作的机动性与灵活性。国内多数液体火箭试车平台同样采用上述水喷淋/洗涤装置进行尾焰降温处理。然而，现有的固体火箭发动机试车平台中，除了少数主动引射高模试车台中采用了水喷雾冷却器外，几乎均未对高温、高速、高污染的发动机尾焰进行严格的控制处理，而是采用了直接导流排放的方式。若对固体火箭发动机沿用水洗涤装置进行尾焰降温处理与排放控制，除了存在系统庞大、操作复杂、损耗严重，且试验成本昂贵(电力、水、制造、安装检修等)等问题，尤其对工作时间长、秒流量大的固体火箭发动机，还存在发生洗涤拥塞、烧蚀失效等潜在问题，工程实用性较差。随着我国综合国力的不断提升，大幅增加的发射任务、大力推进的新型火箭发动机与导弹技术研发将全面带动试车试验的任务需求与技术升级。开展更加绿色、经济、高效和便捷的尾焰处理技术研究具有重要意义。

本文基于现有水洗涤装置提出了采用冰筒结构的新型发动机尾焰处理技术。在理论分析冰筒内发动机燃气流动换热过程的基础上，开展了两种型号发动机的冰筒试车实验，成功验证了所提出的冰筒装置对固体火箭发动机降温、降速、降污染的处理能力。本文工作可为固体火箭发动机地面试车平台建设提供优化思路与技术参考。

1 基于冰筒的新型尾焰快速处理方法

基于水对尾焰的降温与洗涤作用，本文提出采用具有更多冷能的水的固体形态——冰，进行固体火箭发动机尾焰处理。如图1所示，将冰制成的筒型通道结构放置在发动机出口，高温排气将以很高的速度进入冰筒通道，在冰筒入口段存在空气卷吸以及尾焰残余可燃气体复燃等现象。进入冰筒通道后，主要存在气体-冰筒对流换热、气体-冰筒壁面辐射换热和固体颗粒-冰筒壁面辐射换热三种主要换热形式。其中，冰融化为水以及水气化为水蒸气的相变过程将有效强化尾焰与冰筒壁面间的对流换热作用，相变潜热能够吸收大量尾焰热量，实现尾焰快速降温。同时，颗粒辐射换热也是尾焰降温的核心作用之一。这主要是因为尾焰内固体颗粒含量高(质量分数超过30%)、粒径小(约5 μm)、温度高，且冰筒壁面可以始终保持低温，颗粒-冰面的等效辐射换热面积和换热温差很大，从而产生了远高于水洗涤系统的降温强度。冰筒受热融化形成的水将发挥对有害气体和固体颗粒的洗涤作用，有效去除尾焰中的污染物。此外，气流速度将在降温、空气卷吸、相变产生的水蒸气组分介入和颗粒碰撞的共同作用下明显降低，进而使气流高速摩擦引起的气流噪声得到明显抑制。

图1 发动机尾焰在冰筒内流动换热过程示意图

2 XXΦ127发动机试车验证试验

图2为采用冰筒装置的XX127发动机试车试验系统示意图。发动机装药量约1.5 kg，喷管出口直径50 mm，尾焰出口静温约1863 ℃。冰筒装置由6段300 mm×300 mm的矩形金属钢制壳体组装而成，总长1800 mm，距离发动机喷管出口200 mm。冰体采用-20 ℃冷库制备，制冰时间约48 h。鉴于大结构冰体导热性能较差，为提高制冰速度，采用分段制取后再合并组装的形式。冰筒通道采用圆形截面对喷管出口圆形射流进行导流。考虑取冰拔模椎角的需求，冰桶通道截面大小有一定变化，内径为80～110 mm。冰筒通道入口尺寸采用式(1)关于自由射流半径与射流距离的经验公式进行估算。

(a)Schematic diagram of static firing test system and the locations of temperature sensors

(b)Physical picture of the test system before static firing test (c)Scene picture of the test system during static firing test

=34

(1)

式中为圆形射束流的横截面半径；为喷管因数，一般取0.07～0.08，主要取决于喷管结构参数；为距喷管出口距离。

冰筒总冰量主要基于式(2)的能量平衡关系设计，保证携带足够冷能的足量冰体完成对尾焰的降温换能。

(Δ+Δ+)=Δ

(2)

式中 Δ为尾焰在冰筒进出口的单位质量焓差；Δ为尾焰在冰筒进出口的单位质量动能差；为单位质量尾焰与卷吸空气的复燃放热量；为发动机燃料质量流量；为发动机工作时间；为安全系数，建议取3以上；为换能效率，一般取0.4～0.7；Δ为冰变为水或水蒸气的总吸热量，包含蓄冷显热与相变潜热两部分。

实验台共布置有4个铠装热电偶温度测点，测点位置如图2(a)所示。图3给出了测点1～4的温度变化情况，试验时间约2.5 s。试验开始前，受冰筒低温影响，4个测点温度均接近0 ℃。发动机点火后，4个测点均很快达到并稳定在90 ℃左右。约2.5 s发动机停止工作后，4个测点温度在冰筒的持续冷却作用下逐渐降低，6 s时降低至40 ℃以下。经过此次发动机试车试验，通过温度测量初步验证了冰筒装置对发动机高温尾焰的快速降温作用。

3 XX500发动机试车验证试验

基于前期针对冰筒装置处理能力的理论分析以及小型XX127发动机实验的成功验证，开展了装药量近700 kg、工作时间约15 s的XX500发动机搭载试验，以考核冰筒装置对大型固体火箭发动机的尾焰处理性能。

图3 XXΦ127发动机试验温度数据曲线

试验系统如图4所示，试验现场共布置5台摄像机(1#～5#)，1台红外摄像机(6#)，13路测温热电偶，2路声压传感器。冰筒装置距离发动机出口0.5 m，总长10 m。冰筒前段采用内径600 mm的单孔通道结构，经过单孔通道的初步降温降速，为进一步增大换热面积并减小燃气速度，后段采用内径450 mm的三孔通道结构，截面形状如图4右侧所示。

发动机出口燃气经过冰筒装置后，进入试车台原有的排放通道排放至高空大气。

图5给出了测点1和测点13的温度测量结果，其他测点数据具有相似的变化规律。温度数据与XX127试验结果相似，试验开始前，测点受冰筒内低温环境影响处于较低温度(低于10 ℃)。发动机点火后，测点温度在尾焰高温影响下逐渐升高，6 s左右测点温度基本稳定在90 ℃左右。发动机工作时间约 15 s，发动机停止工作后，测点温度在冰筒的持续冷却作用下开始降低，逐渐接近实验前初始温度。

图4 XX500固体火箭发动机搭载试验系统

图5 XX500发动机试验温度数据曲线

图6给出了红外摄像机获得的冰筒出口温度数据，进一步验证了冰筒出口温度低于100 ℃。对比XX127试验，针对秒流量更大的XX500固体火箭发动机，冰筒装置同样能够实现对发动机尾焰的快速降温，且处理后温度低于100 ℃，更有利地证实了该方法的有效性与普适性。

图7给出了XX500发动机试验中，在冰筒装置前后声压传感器测量得到的对比数据。可以看出，高速尾焰在冰筒装置内得到了有效降速，冰筒出口较入口处声压下降约80%。

图8给出了采用冰筒处理装置前后，排气通道出口拍摄得到的排气云团图片。可以看出，未进行排放控制的发动机尾气呈黄灰色，含有大量有毒性气体及颗粒污染。采用冰筒处理装置后，排放气体呈现高清洁度的白色。排放气体检测报告显示，采用冰筒处理装置后，排气中氯化氢气体浓度由1.68 g/m大幅度降低至39.6 mg/m，表明了冰筒装置对固体火箭发动机尾焰污染物的高效洗涤作用。

图6 XX500发动机试验红外温度数据

(a)Without the ice tunnel (b)With the ice tunnel

图8 采用冰筒装置前后排气云团状态对比

4 结论

本文针对固体火箭发动机尾焰高温、高污染、难处理的问题，考虑到现有水洗涤装置存在系统庞大、操作复杂、运维成本高等制约性，提出了一种基于冰筒结构的新型处理方法，并开展了理论分析与发动机试车试验研究，主要结论如下：

(1)冰筒尾焰处理装置在保持水(冰融化的水)洗涤-降污染作用的同时，利用冰-水固液相变潜热、颗粒-冰面辐射与颗粒碰撞作用进行降温、降速(降噪)强化。同时，以固体冰结构替代固体管道，实现尾焰传输与处理过程的有效集成，不需要复杂的系统硬件、操作控制及后期维护，具有系统规模小、结构紧凑、操作简单、成本低等显著优势。

(2)装药量较小的XX127发动机试车数据显示，出口静温约1863 ℃的发动机尾焰进入冰筒结构后，能够被迅速冷却并稳定在90 ℃左右，有效验证了冰筒装置对发动机尾焰的快速降温作用。

(3)装药量约700 kg的XX500发动机搭载试验数据显示，针对大型发动机采用冰筒处置装置后，冰筒出口排气温度低于100 ℃，声压降低约80%，有害气体氯化氢浓度由1.68 g/m大幅度降低至39.6 mg/m，去除率超过97%。成功验证了所提出的新型冰筒处理方法能够快速实现固体火箭发动机尾焰降温、降速、降噪和降污染的“四降”目的。

感谢西安航天动力测控技术研究所对本文开展的XX500发动机冰筒装置试车实验的支持。