固体火箭超燃冲压发动机性能试验

2023-01-10李潮隆夏智勋马立坤赵翔罗振兵段一凡

航空学报 2022年12期

李潮隆，夏智勋，马立坤，赵翔，罗振兵，段一凡

国防科技大学空天科学学院，长沙 410073

高超声速飞行器X-43A[1-3]和X-51A[4-6]的飞行试验成功演示，证实了超燃冲压发动机作为高超声速巡航动力的实际可行性，逐渐推动超燃冲压发动机进入工程研制阶段，已经得到了国内外相关领域科研工作者的高度重视[7-11]。固体火箭超燃冲压发动机具有结构简单、作战反应时间短、体积比冲高等优势，有潜力成为未来高超声速飞行的优选动力装置，具有广阔的军事应用前景。

2015年，夏智勋等[12-14]首次开展了固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验。该超燃冲压发动机除了进气道、隔离段，超声速燃烧室和尾喷管之外，同时还搭载一个装有贫氧固体推进剂的燃气发生器。高能贫氧固体推进剂可在燃气发生器内自维持燃烧，一次燃烧产生的富燃燃气喷射进入超声速燃烧室与经过高超声速进气道和隔离段压缩后的高温主流进行二次掺混燃烧，燃烧产物经过尾喷管膨胀加速产生推力。试验设计工况为17 km和马赫数4，证实了富燃燃气可在超声速燃烧室中稳定点火燃烧，表明了固体火箭超燃冲压发动机技术方案的试验可行性。

随后，刘仔等[15]开展了固体火箭超燃冲压发动机燃气喷注方式对发动机的性能影响研究，对燃气喷注方式进行了优化设计，表明存在一个最佳喷孔数量使得燃烧室性能最佳。赵翔等[16]使用碳氢推进剂开展了固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验，获得了发动机直连推力增益比冲为372 s。刘洋等[17]使用含硼贫氧固体推进剂开展了固体火箭超燃冲压发动机试验和数值研究，实现了富燃燃气在超声速燃烧室中的稳定点火，超声速燃烧室的燃烧效率和总压恢复分别为0.56和0.44。Salgansky等[8]开展了富燃燃气温度对发动机性能影响的理论研究，表明温度较低的富燃燃气可以延长固体火箭超燃冲压发动机的工作时间，进而起到降低发动机热防护压力和增大航程的作用。作者团队[18]开展了不同扰流结构对固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的性能影响研究，表明支板、斜劈等扰流装置的确可以增强富燃燃气在超声速燃烧室中的掺混性能，从而提升发动机整体性能。王宁飞等[19]采用凹腔-气动斜坡组合稳焰的方式开展了固体火箭超燃冲压发动机试验和数值研究，表明对于固体火箭超燃冲压发动机性能而言，燃气喷注方式的影响远远超过凹腔几何结构尺寸的影响。

综上所述，目前关于固体火箭超燃冲压发动机的研究主要处于性能优化阶段，着重表现为如何实现带有硼、碳等含能颗粒的气固两相富燃燃气在超声速燃烧室中的高效掺混燃烧。本文针对固体火箭超燃冲压发动机的高效燃烧组织难题，选取了3种燃烧室构型、两种贫氧固体推进剂及其当量比这3个关键因素，开展了共计8次的固体火箭超燃冲压发动机性能试验研究，获得了超声速燃烧室和发动机整体的试验性能参数，为固体火箭超燃冲压发动机的工程设计与应用提供了参考。

1 试验装置及测量方法

1.1 试验系统及测量方法

本文中的试验开展均依托于国防科技大学固体火箭超燃冲压发动机直连试验系统，其系统架构如图1所示。该直连试验系统由试验台架、加热器、试验发动机以及测量控制系统组成。加热器采用氧气/酒精/空气三组元燃烧式加热器，模拟的飞行工况为23 km，马赫数5.5。加热器出口的模拟空气总温约1 460 K，总压约1.28 MPa，流量约1 kg/s。

图1 固体火箭超燃冲压发动机直连试验系统

试验测量参数主要包括推力、质量流量和压力3类。试验系统中各供应管路均采用柔性软管且与轴向保持垂直连接，以去除管路连接对实际轴向推力测量的影响。试验台架通过兼具高强度和高柔韧性的钢板弹簧与地面固定架进行柔性悬挂连接，以此保证推力传感器实际测量值为加热器和试验发动机的轴向推力总和。推力传感器选用量程为0～3 kN，其测量误差为总量程的0.1%。质量流量测量主要针对加热器三组元的流量监测，测量设备均采用涡轮流量计，其测量误差为全量程的0.2%。压力测点主要包括加热器燃烧室、燃气发生器内部以及试验发动机沿程壁面。加热器燃烧室和燃气发生器内部压力测量设备选用0～6 MPa的压力传感器，而壁面沿程压力测量设备选用0～0.8 MPa的压力扫描阀，两者测量误差均为总量程的0.5%。另外，采用摄像机对试验过程中的燃烧室出口火焰图像进行拍摄记录，所有测量设备结合既定时序和同步器进行触发，并通过以太网将测量数据实时传输至测控系统进行存储。

1.2 试验发动机及贫氧推进剂

本文中涉及的试验采用了3种不同的发动机构型，均由隔离段、燃烧室和燃气发生器3部分组成，具体结构及尺寸如图2所示。其中，构型2中的凹腔长深比为6.25(125 mm×20 mm)的开式凹腔构型，凹腔-支板组合构型3中的扰流结构详细尺寸参见文献[20]。燃气发生器内部设计采用等截面积装药构型，贫氧固体推进剂在燃气发生器中一次燃烧产生的富燃燃气经过燃气发生器出口处的喉部以超声速喷射进入燃烧室与来流空气进行掺混燃烧。图2中红色箭头表示富燃燃气喷注位置及角度，构型1、构型2和构型3的富燃燃气喷射方向与来流方向夹角分别为60°、60°和30°。试验中采用2种不同的贫氧固体推进剂，其主要成分分别为碳氢推进剂CH (丁羟∶镁铝∶高氯酸铵=50∶10∶40)和含硼质量分数35%的推进剂B-35 (丁羟∶镁铝∶硼∶高氯酸铵=26∶7∶35∶32)。

图2 3种固体火箭超燃冲压发动机试验构型

1.3 试验工况设置

为了研究不同因素对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响，试验工况设置如表1所示，共计开展了8次地面直连热试发动机试验。文中通过开展Exp-1、Exp-3、Exp-6、Exp-8共计4次试验研究发动机构型对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响；通过开展Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6和Exp-7共计5次试验研究推进剂类型对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响；通过开展Exp-2、Exp-3、Exp-4和Exp-5、Exp-6、Exp-7共计6次试验分别研究CH推进剂和B-35推进剂的试验当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响。

试验当量比φ的定义为实际燃料/空气质量流量比与化学当量比的燃料/空气质量流量比的比值，计算公式为

(1)

表1 总试验工况

2 试验数据处理方法

由1.1节可知，固体火箭超燃冲压发动机试验中可测量的参数有推力、质量流量和压力。本文中评估超燃冲压发动机性能的参数选取燃烧效率、燃烧室内阻、内推力比冲等。求解上述性能参数关键是要求解试验发动机燃烧室的入口截面(即加热器出口截面)和出口截面的实际流动参数，详细计算过程请参见文献[18, 21-22]。

超燃冲压发动机燃烧效率ηΔT可定义为燃烧室出口-入口总温升的实际值与理论值之比。计算公式为

(2)

式中：T为温度；下标“t”表示滞止状态；下标“exp”和“the”分别表示试验值和理论值；下标“in”和“out”分别表示燃烧室入口截面和出口截面。燃烧室出口截面实际总温可通过联立出口截面压力、质量流量以及台架推力三参数计算获得[21]，燃烧室入口和出口截面的理论总温可由热力计算程序CEA[23]确定。

燃烧室内阻D是综合评价燃烧室内流道设计的重要指标。燃烧室内阻D定义为燃烧室热试内推力Fhot_in与推力增益ΔF之差，定义为

D=Fhot_in-ΔF

(3)

式中：Fhot_in数值上等于超声速燃烧室出口截面与入口截面的冲量差值； ΔF数值上等于试验台架的推力增益值。

发动机内推力比冲If是评价超燃冲压发动机总体性能的关键参数。计算超燃冲压发动机总体性能时，假设进气道绝热且流量系数为1，无附加阻力，尾喷管为理想膨胀。根据假设，可计算发动机高空状态下的总内推力Ftotal_in[21]。内推力比冲If则可表示为

(4)

3 试验结果与讨论

3.1 不同发动机构型

发动机内部几何结构对发动机内流场有着重要影响，本文研究了3种不同内部构型对试验发动机的性能影响。试验工况设置如表2所示，通过开展Exp-1和Exp-3两次试验可比较构型1和构型3在选用CH推进剂且在相近当量比下的发动机性能差异，通过开展Exp-6和Exp-8两次试验可比较构型2和构型3在选用B-35推进剂且在相近当量比下的发动机性能差异。

表2 不同发动机构型的试验工况

图3和图4分别为Exp-1和Exp-3两次试验中燃烧效率和内推力比冲随当量比的变化规律。在近似相同的当量比范围内，使用CH推进剂的发动机构型3的燃烧效率和内推力比冲远高于构型1的对应性能参数。由图2可知，基准构型1的掺混模式为壁面富燃燃气横向射流直接与主流掺混，而构型3壁面富燃燃气横向射流与主流掺混之后的混合气又通过凹腔-支板组合装置得到了进一步掺混。这表明虽然单独横向射流的掺混模式已经在液体超燃冲压发动机领域扮演了十分重要的角色[24-28]，但在固体火箭超燃冲压发动机中掺混性能有限，导致富燃燃气在超声速燃烧室中燃烧组织性能较低。相对来说，使用凹腔-支板组合装置的构型3在试验过程中掺混效果得到了显著增强，从而发动机性能得以大幅提升。另外，使用构型1和构型2开展试验时的燃气喷射角度为60°，而使用构型3的对应喷射角度为30°。众所周知，对于横向射流掺混而言，喷射角度越大，射流穿透深度越大，从而掺混效果越好，进而燃烧效率越高。而实际试验过程表明使用构型3的燃烧效率更高，因此进一步表明凹腔-支板组合装置使得掺混效果得到了显著增强。在试验当量比范围内，使用构型3的Exp-3燃烧效率均值接近0.8，内推力比冲均值接近680 s，表明该凹腔-支板组合装置可以显著提升固体火箭超燃冲压发动机的燃烧效率和总体比冲性能。

图3 Exp-1和Exp-3的燃烧效率

图4 Exp-1和Exp-3的内推力比冲

图5和图6分别为Exp-6和Exp-8两次试验中燃烧效率和内推力比冲随当量比的变化规律。两次试验均使用B-35推进剂，在试验当量比的范围内，构型3的燃烧效率和比冲性能均高于构型2。这里先定义极限掺混当量比，极限掺混当量比的定义为在给定燃料类型和发动机构型的前提下，试验发动机燃烧效率随当量比变化函数极值点所对应的当量比。显然，极限掺混当量比与推进剂类型、试验构型、燃料喷注方式、来流工况等因素相关。

从图5可以看出，在试验当量比范围内，构型2的燃烧效率随着当量比的增大而下降，而构型3的燃烧效率随着当量比的增大而增大。因此，构型3的极限掺混当量比相对更大。对更高的当量比范围，构型3仍然能够保持较好的掺混燃烧效果。

图5 Exp-6和Exp-8的燃烧效率

图6 Exp-6和Exp-8的内推力比冲

图7表示4次试验中燃烧室内阻随当量比的变化规律。从图中可以看出，相同燃烧室构型的内阻随当量比的变化较小。燃烧室内阻主要包括燃烧室自身结构阻力以及燃烧室内流场阻力，这表明由于横向射流引起的燃烧室内部激波结构变化进而引起的燃烧室内流场阻力随当量比变化较小，而由于燃烧室内部结构变化引起的燃烧室内阻变化较大。从Exp-3和Exp-6两次试验结果来看，虽然试验当量比和试验推进剂都不一致，但由于燃烧室结构相同，两次试验计算所得到的燃烧室内阻较为接近。因此，在给定来流参数的条件下，燃烧室内阻主要取决于燃烧室内部几何结构参数，而与试验当量比和推进剂类型相关性不大。从燃烧室内阻分析来看，3种构型的燃烧室内阻从小到大排序为构型1<构型2<构型3。这说明相比基准构型1，带凹腔的构型2会进一步增大冷流内阻，约40 N；而构型3的冷流内阻则大大增加，约210 N。燃烧室内阻的大小直接关系发动机的整体推力性能，虽然构型3的凹腔-支板组合装置带来了较大燃烧室阻力，但是同时也增强了燃烧室内部的掺混性能，从而进一步提升了发动机的整体比冲性能。

综上所述，3种构型的性能优劣为构型3>构型2>构型1。虽然构型3的燃烧室内阻较大，但相比构型1和构型2，其带来的掺混效率增益进而带来的性能增益要大于燃烧室内阻增大引起的劣势影响。因此，发动机几何结构设计应该全面考虑燃烧室内阻、掺混性能等因素的综合影响。

图7 Exp-1、Exp-3、Exp-6和Exp-8的燃烧室内阻

3.2 不同推进剂

为了探究推进剂类型对发动机的性能影响，本文以构型3开展了使用两种不同推进剂的固体火箭超燃冲压发动机试验，试验工况设置如表3所示。

表3 不同推进剂的试验工况

首先利用热力计算软件对两种类型的贫氧固体推进剂进行能量特性分析及一次燃烧产物理论分析。使用热力计算软件CEA[23]得到2种不同推进剂的热值，CH推进剂热值约24.7 MJ/kg，而B-35推进剂热值约33.5 MJ/kg。因此，相比碳氢推进剂而言，在同样释热效率的情况下，含硼推进剂的理论比冲应该更高。

通过CEA[23]热力计算对两种推进剂的一次燃烧产物进行简化处理，只提取一次燃烧产物中的可燃组分，包括气相和凝相两部分。图8为两种推进剂的一次燃烧产物中各可燃组分的质量分数和能量分数占比情况。由图8可知，CH推进剂一次燃烧产物的主要可燃组分为一氧化碳(CO)、氢气(H2)和碳(C)颗粒，而含硼推进剂中则多了一项硼(B)颗粒。表4为两种不同推进剂的一次燃烧产物中气相和凝相的质量分数和能量占比分数，相比CH推进剂，B-35的一次燃烧产物中凝相组分的质量分数和能量占比分数显著增大，其凝相组分能量占比分数高达75.30%。因此对于高能含硼贫氧固体推进剂的二次燃烧组织问题，首要考虑的是如何实现含能颗粒(碳、硼颗粒)在超声速燃烧室中的高效燃烧。也只有实现了颗粒的高效燃烧，才能发挥出高能固体推进剂的高热值和高比冲优势。

图8 两种推进剂的一次燃烧产物中可燃组分的质量和能量分布

表4 一次燃烧产物中气相/凝相质量和能量占比

图9和图10分别为Exp-4和Exp-6两次试验的燃气发生器试验前后喉部对比，可见后者的喉部沉积更为严重。表5为Exp-4和Exp-6两次试验在试验前后的喉径测量值，使用CH推进剂的喉径变化约1%，而使用B-35推进剂的喉径变化接近9%，这表明使用B-35推进剂的一次燃烧产物更容易在喉部沉积，这是可能是由于碳颗粒燃烧产物为气不易沉积，而硼颗粒燃烧产物为三氧化二硼，沸点较高，更容易附着于喉部壁面处。

图9 Exp-4试验前后燃气发生器喉部照片对比

图10 Exp-6试验前后燃气发生器喉部照片对比

表5 试验前后喉径测量

图11为Exp-4和Exp-6两次试验中燃气发生器压力随工作时间的变化曲线，可以发现两次试验的燃气发生器压力都存在点火压力峰，这是由点火药在有限空间突然爆炸形成的。除此之外，使用B-35推进剂的燃气发生器压力曲线明显存在更多峰值振荡，分析认为该压力振荡正是由于在试验前期一次燃烧产物在喉部反复沉积、脱落而引起喉部面积突然变化进而引起燃气发生器内部的压力振荡。而到了试验后期，压力曲线较为平稳，这是由于随着反应的进行，燃气发生器喉部壳体已经维持了较高温度，这时硼颗粒的燃烧产物三氧化二硼不再那么容易在喉部冷凝沉积。对于存在峰值振荡的现象更为直观的解释可以仔细观察图9和图10的试验后喉部图像，可以发现使用CH推进剂的试验后喉部沉积表面较为光滑，可能是一直缓慢沉积而未脱落形成的，而使用B-35推进剂的试验后喉部沉积表面具有明显的不光滑起伏物，这其实有可能是试验前期表面块状沉积物反复沉积、脱落造成的。

图11 Exp-4和Exp-6的燃气发生器压力随时间变化曲线

图12和图13分别为Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7这5次试验的燃烧效率和内推力比冲随当量比的变化。图中显示，针对构型3在相近当量比的条件下，使用CH推进剂的燃烧效率和内推力比冲均高于使用B-35推进剂的对应性能参数。由图8推进剂能量特性分析可知，B-35推进剂的一次燃烧产物中的凝相能量占比显著增大，其凝相中硼颗粒的能量占一次燃烧产物总能量的56.98%。而硼颗粒的燃烧温度[29-31](约2 000 K)远高于碳颗粒燃烧温度[32-33](约1 000 K)，所以硼颗粒在超声速燃烧室中更难组织燃烧。从图12可知针对构型3使用相同推进剂的试验中，燃烧效率和当量比呈近似的正相关关系，这表明不论是CH推进剂还是B-35推进剂，使用构型3的极限掺混当量比较大，因为图12中暂未出现燃烧效率随当量比增大而下降的现象。因此，对于使用CH推进剂或者B-35推进剂，构型3均可以满足高当量比下的燃烧性能。

图12 Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7的燃烧效率

图13 Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7的内推力比冲

图14为Exp-4和Exp-6两次试验的燃烧室出口火焰图像。由图14可知，使用CH推进剂的Exp-4中燃烧室出口火焰明亮，边缘呈亮黄色而中心呈白亮，而且出口尾流中未见明显两相流动，这表明Exp-4中的一次燃烧产物的碳颗粒燃烧较好，因此总体燃烧性能较好。在Exp-6的燃烧室出口火焰呈现微弱的绿色，表明该次试验中的一次燃烧产物的硼颗粒发生了燃烧，但出口尾流中仍然可以观测到明显的颗粒射流，这表明在该次试验中的颗粒燃烧效率较低，从而总体燃烧效率较低。

图14 Exp-4和Exp-6的燃烧室出口火焰图像

综上所述，推进剂类型对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响较大。理论上讲，对于同空燃比、同燃烧效率的情况，推进剂热值更高显然会带来更高的理论比冲。而对于固体贫氧推进剂而言，一般会通过添加高能颗粒，例如硼等(铍有剧毒)的方式来提升推进剂综合热值。但由于硼的理化性质，使得硼颗粒在超声速燃烧室中的燃烧组织较为困难。因此，对于固体火箭超燃冲压发动机的推进剂选择，需要更加注重推进剂热值及其理化性质等综合因素之间的权衡。

3.3 不同当量比

对于固体火箭超燃冲压发动机，在保证推力性能满足要求的前提下，当量比越低，飞行器携带同样质量或体积的推进剂射程更远。由3.2节可知，不同推进剂在不同当量比下的试验燃烧性能不同，甚至有些推进剂在低当量比下燃烧效率很低，不足以为飞行器提供足够的巡航推力。

为了探究当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响，使用构型3开展了使用2种不同推进剂的固体火箭超燃冲压发动机试验，试验工况设置如表6所示。通过开展Exp-2、Exp-3、Exp-4和Exp-5、Exp-6、Exp-7共计6次试验分别探究CH推进剂和B-35推进剂的试验当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响。

表6 不同当量比的试验工况

图15和图16表示Exp-2、Exp-3、Exp-4这3次试验的燃烧效率和内推力比冲随当量比的变化。由图可知，使用CH推进剂以构型3进行试验，在当量比0.4～0.7的范围内，燃烧效率和内推力比冲随着当量比的升高而增大。对于给定构型，从化学动力的角度分析，燃烧效率主要取决于掺混效率和燃烧室的温度与压力参数。由3.1节极限掺混当量比定义可知，针对构型3，使用CH推进剂的极限掺混当量比应大于0.7。在低于极限掺混当量比下，随着当量比的上升，一方面富燃燃气射流的穿透深度增加，提升了掺混效率；另一方面，富燃燃气燃烧释热增加，提升了燃烧室的温度和压力。这两个因素综合影响，进而提升了有限长度燃烧室中的化学反应速率，最终提升了发动机的燃烧效率和内推力比冲。使用CH推进剂以构型3进行试验，在当量比0.4～0.7的范围内，燃烧效率在0.6～0.8之间变化，内推力比冲变化范围为500～700 s。在当量比0.60附近，燃烧效率峰值达0.82，内推力比冲峰值达687 s。

图15 Exp-2、Exp-3、Exp-4的燃烧效率

图16 Exp-2、Exp-3、Exp-4的内推力比冲

图17和图18表示Exp-5、Exp-6、Exp-7共3次试验的燃烧效率和内推力比冲随当量比的变化，该3次试验采用构型3研究了使用B-35推进剂时当量比对发动机性能的影响。由图17可知，针对构型3，使用B-35推进剂的极限掺混当量比在0.65附近。在当量比0.4～0.9的变化范围内，燃烧效率和内推力比冲随着当量比同步变化，均呈现出先增大后减小的趋势，极值点位于极限掺混当量比附近。在该3次试验研究的当量比范围内，燃烧效率在0.5～0.7之间变化，内推力比冲的变化范围为400～600 s。当量比接近极限掺混当量比时，燃烧效率最高达0.69，内推力比冲最高达592 s。

图17 Exp-5、Exp-6、Exp-7的燃烧效率

图18 Exp-5、Exp-6、Exp-7的内推力比冲

综上所述，在保证试验构型、来流条件和当量比一致的情况下，使用CH推进剂的燃烧效率和内推力比冲均大于使用B-35推进剂的，而且使用CH推进剂的极限掺混当量比要比使用B-35推进剂的更大。这也进一步表明：在超声速来流下，CH推进剂一次燃烧产生的富燃燃气更容易组织燃烧。另外，与理论计算结果[34]对比发现，试验发动机比冲并不是随着当量比的上升而不断减小，这是因为在理论计算中，一般假设燃烧完全。而实际试验过程需要综合考虑富燃燃气在超声速燃烧室中的掺混效率和燃烧效率，才能进一步确定影响推力或比冲性能的关键因素。