魏祥庚，李 江，金 蔚，姜 東

(西北工業(yè)大學燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

變推力發(fā)動機能實現(xiàn)推力大小的改變，控制推力，改善導彈飛行軌道的機動性，從而提高導彈武器的突防能力。渦流閥方案是實現(xiàn)固體發(fā)動機推力調(diào)節(jié)的一種有效方式，它通過向安裝渦流閥的固體發(fā)動機渦流室切向噴入控制流氣體，迫使主流燃氣產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)，增大流動阻力，改變?nèi)紵覊簭姡_到推力調(diào)節(jié)的目的。

國外主要對渦流閥及其在火箭發(fā)動機上的應用進行了理論分析和原理性實驗，通過研究證明了渦流閥調(diào)節(jié)固體發(fā)動機推力的可行性［1－2］。國內(nèi)對渦流閥式變推力發(fā)動機研究尚處于探索階段［3－4］。國防科技大學進行了固體發(fā)動機推力隨機調(diào)節(jié)的渦流閥方案研究［5］，得到了渦流閥流量調(diào)節(jié)特性，通過實驗實現(xiàn)了一定的推力調(diào)節(jié)比;西北工業(yè)大學對渦流閥式變推力發(fā)動機也進行了初步研究［6－8］，建立了渦流閥結(jié)構(gòu)設計的簡單設計準則，獲得了氣流參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)對調(diào)節(jié)性能的影響規(guī)律，并在原理性試驗中實現(xiàn)了約3倍的推力調(diào)節(jié)比。由目前研究可看出，渦流閥用于固體發(fā)動機進行推力調(diào)節(jié)是可行的，但要實現(xiàn)渦流閥式變推力發(fā)動機的工程應用，還需進行關鍵技術的攻關和驗證工作。與固體發(fā)動機相比，渦流閥式變推力發(fā)動機增加了控制流供給系統(tǒng)和渦流閥機構(gòu)，增加了系統(tǒng)的復雜性，必須開展調(diào)節(jié)性能、設計方法及集成化設計等關鍵技術攻關和驗證工作，為實現(xiàn)渦流閥式變推力發(fā)動機的工程應用儲備技術。

本文利用前期研究成果，開展了渦流閥式變推力發(fā)動機集成化原理樣機設計與驗證工作，研究成果可為該發(fā)動機技術工程化應用提供技術參考。

1 原理樣機設計

渦流閥變推力發(fā)動機如圖1所示。

1.1 設計約束條件

為了約束設計條件，在對比國外研究水平及總結(jié)分析前期研究成果的基礎上，制定了樣機設計約束條件如下:

(1)推力調(diào)節(jié)比不小于5;

(2)工作時間不少于8 s;

(3)發(fā)動機為對稱結(jié)構(gòu)，且所有部件在同一包絡線內(nèi)。

圖1 渦流閥變推力發(fā)動機示意圖Fig.1 Sketch of variable thrust motor based on vortex valve

1.2 總體方案

前期研究獲得采用燃氣作為控制流，可獲得更好的調(diào)節(jié)性能［6］，本文采用了燃氣控制流方案。對于采用燃氣發(fā)生器方案來說，由于增加了燃氣發(fā)生器及燃氣管路，系統(tǒng)復雜度提高，且熱防護困難，加之設計約束中要求為對稱結(jié)構(gòu)，且在同一包絡線內(nèi)。因此，樣機的設計需要一些創(chuàng)新思維。為了實現(xiàn)上述要求，樣機設計為具有長尾管、環(huán)形燃氣發(fā)生器的對稱結(jié)構(gòu)，如圖2所示。通過長尾管的方式留出燃氣發(fā)生器以及燃氣管路的安裝空間，該集成方式在目前渦流閥變推力發(fā)動機中還未出現(xiàn)過。樣機主要由主發(fā)動機、燃氣發(fā)生器、控制流管路、渦流閥等部件組成。主發(fā)動機為長尾管結(jié)構(gòu)，燃氣發(fā)生器為環(huán)形圓筒形式，控制流管路為雙側(cè)軸對稱形式。燃氣發(fā)生器和渦流閥都在主發(fā)動機外徑包絡線內(nèi)。

圖2 樣機示意圖Fig.2 Scheme of prototype

1.3 設計方法

在課題組前期研究渦流閥噴流調(diào)節(jié)規(guī)律的基礎上，總結(jié)了渦流閥設計準則［6－8］:

(1)渦流室直徑、渦流室高度和渦流室形狀為關鍵設計參數(shù);

(2)在總體及結(jié)構(gòu)允許的條件下，渦流室直徑按最大設計;

(3)渦流室高度為渦流室出口半徑;

(4)渦流室設計為無收斂段直壁結(jié)構(gòu);

(5)噴嘴位置為結(jié)構(gòu)允許的徑向最大位置。

1.4 參數(shù)設計

發(fā)動機參數(shù)設計時，充分考慮了安全性及易實現(xiàn)性。主發(fā)動機的工作參數(shù):調(diào)節(jié)前，發(fā)動機工作壓強為2 MPa;調(diào)節(jié)后，工作壓強為15 MPa。主發(fā)動機選用低含鋁量的高燃速壓強指數(shù)的復合推進劑，燃氣溫度約3 110 K，燃速指數(shù)為0.65，單端面燃燒。燃氣發(fā)生器選用常規(guī)燃速壓強指數(shù)無鋁推進劑，燃氣溫度約1 440 K，燃速壓強指數(shù)為0.27，單端面燃燒。

利用簡化處理的參數(shù)計算模型，進行了燃氣發(fā)生器工作參數(shù)的設計，并對燃氣發(fā)生器參數(shù)進行了一定優(yōu)化，經(jīng)過多輪的迭代計算，確定了樣機設計參數(shù)，如表1所示。

表1 樣機設計參數(shù)Table 1 Design parameter of motor

1.5 結(jié)構(gòu)設計

為滿足設計約束條件，采用了長尾管和環(huán)形燃氣發(fā)生器的方案，實現(xiàn)了在同一母線內(nèi)的對稱結(jié)構(gòu)。環(huán)形燃氣發(fā)生器安裝在長尾管處，燃氣發(fā)生器通過2根硬管路與渦流閥相連，實現(xiàn)控制流的輸送。發(fā)動機設計為厚壁結(jié)構(gòu)，長尾管為亞音速尾管，發(fā)動機的內(nèi)壁都設計了高硅氧-酚醛內(nèi)襯進行隔熱。由于燃氣發(fā)生器用推進劑溫度相對較低，沒有對燃氣發(fā)生器進行隔熱防護，燃氣管路采用高硅氧-酚醛作為內(nèi)襯隔熱。設計渦流閥的結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要由中心體、渦流室絕熱層、渦流室背壁、喉襯、喉襯背壁及噴管擴張段等結(jié)構(gòu)組成。中心體和渦流室絕熱層材料為C/C材料，渦流室背壁、喉襯背壁和噴管擴張段材料為高硅氧-酚醛材料，喉襯材料為高強高密石墨。

2 實驗

為驗證設計方法及設計方案的可行性，實現(xiàn)關鍵技術的突破，進行了渦流閥式變推力發(fā)動機原理樣機實驗研究。實驗系統(tǒng)主要由原理樣機實驗發(fā)動機、測試系統(tǒng)及點火及時序控制系統(tǒng)組成，如圖3所示。

圖3 實驗系統(tǒng)圖Fig.3 Sketch of test system

2.1 實驗一

實驗時序:主發(fā)動機低壓點火，低壓工作3.5 s后，燃氣發(fā)生器點火，渦流閥啟動，主發(fā)動機進入高壓工作，燃氣發(fā)生器工作4.3 s后結(jié)束，主發(fā)動機回到低壓工作，直到結(jié)束。圖4和圖5分別為實驗一樣機推力-時間曲線和主發(fā)動機燃燒室壓強-時間曲線。實驗過程正常，實驗后，拆解發(fā)動機發(fā)現(xiàn)，除了喉襯燒蝕嚴重外，發(fā)動機整體結(jié)構(gòu)仍較完整。

圖4 實驗一推力-時間曲線Fig.4 Thrust-time curve of the first test

從實驗曲線可看出，調(diào)節(jié)前的主發(fā)動機壓強出現(xiàn)緩慢爬升現(xiàn)象，且與設計值相比偏小。經(jīng)分析認為，主發(fā)動機燃燒室與燃氣發(fā)生器連通，而燃氣發(fā)生器內(nèi)部空間較大，所以調(diào)節(jié)前，主發(fā)動機充填過程緩慢，充填過程中主燃氣流動損失和熱損失較大，產(chǎn)生了上述現(xiàn)象。實驗后，石墨喉襯燒蝕嚴重，表面形成“旋切痕”，喉徑由設計的19.18 mm擴大到22.34 mm。經(jīng)分析認為，旋流對喉襯的燒蝕影響很大。這也說明渦流閥變推力發(fā)動機中，旋流能實現(xiàn)變推力的目的，但同樣會帶來旋流損失，這也是這種方案的一個缺點。由于喉徑的燒蝕嚴重，在控制流關閉以后，主發(fā)動機的燃燒室壓強同樣低于設計值。雖然本次實驗實現(xiàn)了非常高的推力調(diào)節(jié)比，但由于噴管的嚴重燒蝕，該次實驗應為不完全成功的實驗。

圖5 實驗一主發(fā)動機壓強-時間曲線Fig.5 Main motor pressure-time curve of the first test

2.2 實驗二

針對實驗一出現(xiàn)的問題進行了改進，將喉襯材料改為耐燒蝕性能更好的鎢滲銅材料。為了克服調(diào)節(jié)前的主發(fā)動機壓強出現(xiàn)緩慢爬升的現(xiàn)象，在燃氣發(fā)生器的出口處安裝了賽璐珞膜片，保證主發(fā)動機調(diào)節(jié)前與燃氣發(fā)生器的隔離。

實驗時序:主發(fā)動機低壓點火，低壓工作2 s后，燃氣發(fā)生器點火，渦流閥啟動，主發(fā)動機進入高壓工作，燃氣發(fā)生器工作3.5 s后結(jié)束，主發(fā)動機回到低壓工作，直到結(jié)束。圖6和圖7分別為樣機推力-時間關系曲線和主發(fā)動機燃燒室壓強-時間關系曲線。

圖6 實驗二推力-時間曲線Fig.6 Thrust-time curve of the second test

實驗后，拆解發(fā)動機發(fā)現(xiàn)，喉襯基本沒有燒蝕，但沉積嚴重，其他結(jié)構(gòu)都很完整。

圖7 實驗二主發(fā)動機壓強-時間曲線Fig.7 Main motor pressure-time curve of the second test

從實驗曲線中可看出，調(diào)節(jié)前的主發(fā)動機燃燒室壓強較為平穩(wěn)。實驗后，各組件結(jié)構(gòu)完整，表明改進方案達到了目的。但實驗二同樣出現(xiàn)了前向臺階主發(fā)動機燃燒室壓強比設計預期值偏小的現(xiàn)象。經(jīng)分析認為，由于渦流室內(nèi)的中心體與燃氣接觸的表面積較大，調(diào)節(jié)前主燃氣在流經(jīng)渦流室時熱損失較大，使得主燃氣調(diào)節(jié)前能量降低，產(chǎn)生主發(fā)動機燃燒室壓強曲線前向臺階低于預期值的現(xiàn)象。后向臺階階段渦流室表面溫度已升高，熱損失影響減小，壓力會有所升高。實驗后發(fā)現(xiàn)，鎢滲銅喉襯表面沉積較嚴重，導致喉徑明顯減少。經(jīng)分析認為，這些是導致主發(fā)動機燃燒室壓強的后向臺階較高的原因。經(jīng)過數(shù)據(jù)處理，得到實驗二樣機工作參數(shù)如表2所示。

表2 實驗二樣機工作參數(shù)Table 2 Operating parameter of motor

樣機實際工作推力調(diào)節(jié)比達到了9∶1，壓強調(diào)節(jié)比為8.1∶1，控制流流量比為0.256，工作時間約為8.8 s。推力調(diào)節(jié)比達9∶1，這是目前渦流閥變推力發(fā)動機中非常高的調(diào)節(jié)比，充分說明該方案也可實現(xiàn)較大的推力調(diào)節(jié)能力。

由實驗數(shù)據(jù)可看出，渦流閥變推力發(fā)動機的推力調(diào)節(jié)比大于壓強調(diào)節(jié)比，這是機械調(diào)節(jié)喉部面積變推力方案所不能比擬的。由于渦流閥變推力方案是通過加質(zhì)旋轉(zhuǎn)實現(xiàn)的，加質(zhì)部分的工質(zhì)進入發(fā)動機，也通過噴管膨脹做功，增加了發(fā)動機推力。因此，可實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)比大于壓強調(diào)節(jié)比。由此也說明，渦流閥變推力發(fā)動機可利用較小的壓強調(diào)節(jié)比，實現(xiàn)較大的推力調(diào)節(jié)比。這對變推發(fā)動機來說，是一個非常可觀的特點，這也是渦流閥變推力發(fā)動機的一個顯著優(yōu)點。由實驗結(jié)果可看出，實驗的調(diào)節(jié)比遠高于最初設計的目標，但調(diào)節(jié)后的壓強還沒有達到預期的設計。這說明目前對渦流閥變推力發(fā)動機的調(diào)節(jié)機理認識還不是非常清楚，需深入開展調(diào)節(jié)機理研究，建立渦流閥調(diào)節(jié)模型，但該實驗還是驗證了渦流閥變推力發(fā)動機的工作原理、設計方法的合理性及渦流閥變推力方案能實現(xiàn)較大推力調(diào)節(jié)比的特性，獲得了該方案可實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)比大于壓強調(diào)節(jié)比的特性。

3 結(jié)論

(1)設計環(huán)形燃氣發(fā)生器和長尾管組合的方式，較好解決了渦流閥式變推力集成化樣機的布局難題，實現(xiàn)了同一包絡線內(nèi)的集成設計;

(2)通過實驗驗證了渦流閥的工作原理和樣機的設計方法，獲得了渦流閥變推力方案推力調(diào)節(jié)比大于壓強調(diào)節(jié)比的特性，實現(xiàn)了該方案較大的調(diào)節(jié)能力，實驗獲得推力調(diào)節(jié)比達到9∶1。

［1］Nelson C，Roberts R，F(xiàn)ish V.The vortex valve controlled rocket motor［R］.AIAA 68-538.

［2］Walsh R F，Lewellen W S，Stickler D B.Investigation of a solid propellant rocket motor modulated by a fluidic vortex valve［R］.AIAA 70-643.

［3］徐溫干.固體火箭發(fā)動機推力大小調(diào)節(jié)技術的發(fā)展［J］.推進技術，1994，15(1).

［4］張淑慧，胡波，孟雅桃.推力可控固體火箭發(fā)動機應用及發(fā)展［J］.固體火箭技術，2002，25(4).

［5］張為華，程謀森，劉分元.固體發(fā)動機推力隨機調(diào)節(jié)的渦流閥方案研究［J］.推進技術，1995，16(5).

［6］魏祥庚，何國強，李江，等.控制流參數(shù)對渦流閥變推力固體發(fā)動機性能的影響［J］.推進技術，2009，30(5).

［7］魏祥庚，何國強，李江，等.渦流閥幾何參數(shù)對固體發(fā)動機推力調(diào)節(jié)特性的影響［J］.推進技術，2007，28(4).

［8］余曉京，何國強，李江，等.渦流閥式變推力發(fā)動機性能影響因素數(shù)值研究［J］.西北工業(yè)大學學報，2009，27(2).