李 江，王 偉，劉 洋，劉詩昌，楊 昀，楊 颯

(西北工業(yè)大學燃燒、熱結構和內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

自20世紀30年代以來，美國、俄羅斯、瑞典、丹麥等國針對固體燃氣渦輪沖壓發(fā)動機(Solid Propellant Air Turbo Rocket，SP-ATR)關鍵技術相繼開展了大量有針對性的工作，各項相關技術均取得一系列進展［1－3］。但隨研究進程的逐漸深入，也相繼發(fā)現(xiàn)存在諸多制約因素，影響其性能的進一步提升，突出表現(xiàn)為富燃燃氣功能上的兩用性要求SP-ATR推進劑在驅動渦輪、燃燒做功間存在相互匹配性，調節(jié)規(guī)律也較為復雜。此外，受現(xiàn)有渦輪葉片材料性能限制，對固體推進劑的燃溫、燃燒產(chǎn)物凝相顆粒含量等參數(shù)有諸多要求，制約了高能推進劑的使用。

為克服上述問題，國外研究機構一直立足于適宜的固體推進劑研制，主要以不含金屬的高氯酸銨基、原有吸氣式推進系統(tǒng)中常采用的硼基推進劑開展配方選擇與改進工作［4］。目前，兩類改進研究中部分工作雖已取得初步效果，但對應實驗結果也表明，驅渦、燃燒特性的調節(jié)仍需進一步研究。本課題組則采取另一種思路:將驅渦高壓燃氣改由做功能力較強的潔凈燃氣發(fā)生器產(chǎn)生，以降低流量調節(jié)難度，并與渦輪葉片材料限制相適應;在性能要求較高時，新增一個獨立富燃燃氣發(fā)生器，將高能富含金屬燃料直接引入補燃室，有效解決渦輪葉片限制與高能推進劑使用間的矛盾。

莫然［5］針對上述方案工作過程建立了總體熱力循環(huán)模型，證明了該工況下SP-ATR的理論可行性。楊颯［6］采用理論分析方法，研究了各關鍵部件對發(fā)動機性能影響，并進一步分析了該方案工作范圍、能量特性等。他們的研究同時也表明，SP-ATR工作過程涉及氣流摻混、固相顆粒燃燒等眾多復雜物理化學過程，由于實驗條件和方法上的不足，補燃室內(nèi)的燃燒影響規(guī)律和作用機理仍不清晰。而可參考的國外相關報道較少，其他國內(nèi)研究［7－8］又僅限于理論分析和總體概念層面，缺乏可直接借鑒的實驗依據(jù)，導致數(shù)值計算中存在方法及參數(shù)確定上的數(shù)據(jù)缺失，加之所采用潔凈推進劑的性質還有待驗證，亟待開展進一步實驗研究。

本文在以上研究基礎上，建立了一種適用于SPATR補燃室摻混燃燒研究的實驗方法，并進一步通過開展SP-ATR地面直連實驗，以獲取流道壓強、溫度分布、推力等參數(shù)，探索補燃室燃燒規(guī)律和作用機理。

1 實驗方法及裝置

SP-ATR典型結構形式為在常規(guī)沖壓發(fā)動機燃燒室中心加裝渦輪壓氣機組:壓氣機位于主流中，增大來流空氣及補燃室內(nèi)壓力;渦輪放置于后部中心錐內(nèi)，與發(fā)動機主流不接觸，如圖1所示［9］?；竟ぷ髟頌楣腆w推進劑通過獨立于空氣系統(tǒng)的燃氣發(fā)生器產(chǎn)生一次富燃燃氣驅動渦輪，聯(lián)軸帶動壓氣機旋轉壓縮前方來流空氣，進入補燃室后與驅動渦輪后的燃氣進行摻混燃燒，產(chǎn)生高溫燃氣經(jīng)由噴管膨脹做功產(chǎn)生推力。

圖1 SP-ATR工作原理示意圖Fig．1 diagram of SP-ATR

因此，其工作過程伴隨熱量大量釋放和組分急劇變化，同時受進氣道、壓氣機、渦輪、燃氣發(fā)生器、補燃室、尾噴管等多種因素影響，且各因素相互耦合強烈，工作過程極為復雜?？紤]到渦輪結構中導流葉片可將出口旋轉流動整流為平行流動，且多級喉道噴管機構可同樣實現(xiàn)渦輪結構中的落壓功能［10－12］，實驗方案設計中將渦輪壓氣機組進行分離，單獨研究補燃室摻混燃燒，以避免其干擾并簡化系統(tǒng)。文中所采用的SPATR實驗發(fā)動機構型如圖2所示。

圖2 SP-ATR直連實驗發(fā)動機Fig．2 diagram of direct-connect SP-ATR

實驗發(fā)動機由進氣裝置、富燃燃氣發(fā)生器、驅渦燃氣發(fā)生器、燃氣輸運管路、摻混段、補燃室、尾噴管等部件組成。其中，富燃燃氣發(fā)生器僅用于開展加入富燃燃氣模式的相關實驗研究。SP-ATR實驗發(fā)動機的工作過程為經(jīng)來流模擬設備加熱增壓后的空氣經(jīng)由滑動迷宮、對稱分布的兩進氣裝置進入摻混段，與由驅渦燃氣發(fā)生器產(chǎn)生并經(jīng)兩級喉道噴管落壓后的高溫燃氣、凝相粒子在摻混段進行初步摻混燃燒，再依次經(jīng)由摻混器、補燃室、尾噴管排出。其中，多級喉道噴管設計、摻混器構型在實驗發(fā)動機構建過程中占重要位置。

1．1 多級喉道噴管設計

多喉道噴管是采用兩級或兩級以上的拉瓦爾噴管首尾連接，且前級出口與后級入口間采用圓柱連接形成整體而具有多級喉道的實驗裝置［10，13］。該機構采用首級喉部保證燃氣發(fā)生器達到設計壓強，后面級與第一級配合利用激波與噴管性能損失滿足落壓要求。由于流道中存在2個或2個以上的喉部流動，需要確定的參數(shù)包含喉道數(shù)、各級喉道直徑、喉道圓柱長度、擴張比、收斂半角等眾多參數(shù)，且氣流的總壓損失精確計算存在困難，難以直接得到滿足設計要求的多級噴管。因此，文中依次采用理論計算、數(shù)值模擬和實驗研究完成該落壓機構設計，即在必要假設前提下，采用一維有激波噴管計算方法［14－15］初步確定多級噴管幾何參數(shù)，再利用數(shù)值計算工具進行詳細計算以調整參數(shù)，最后再利用實驗修正幾何參數(shù)。詳細計算后，初步確定的典型工況兩級喉道噴管結構及其在實驗裝置中的對應安裝位置如圖3所示。

圖3 雙級噴管結構及安裝位置示意圖Fig．3 and installation location of two-stage nozzle

1．2 摻混器

SP-ATR有機結合了2種單一發(fā)動機的特點，因此現(xiàn)有典型渦輪沖壓發(fā)動機燃燒室摻混燃燒研究結果［16］仍具有其應用價值。但為了更加完整準確地研究摻混裝置對補燃室內(nèi)流場及整個發(fā)動機的摻混燃燒影響，文中提出一種圓孔型摻混器方案:初始孔徑均為φ10．0 mm，其中10個圓孔均布于外部圓周，內(nèi)層突出圓弧面在3個不同半徑面上按1、6、10均布，如圖4所示。

圖4 摻混器結構圖Fig．4 of mixing-enhanced device

該構型形式簡單，摻混研究初期，通過修改不同圓孔直徑方式，可較容易進行阻塞比、摻混程度調節(jié)，以獲得適宜流通面積和理想布局形式。經(jīng)開展相同工況下的多次數(shù)值實驗，對比分析表明:在設計工況下，圓弧面孔徑統(tǒng)一調整到φ15．5 mm，外層10個圓孔直徑增加到φ14．0 mm后，可在總壓損失、摻混效果、對渦輪影響3項指標間獲得平衡。

1．3 來流模擬及測控系統(tǒng)

為滿足SP-ATR地面直連實驗需要，還需對本課題組現(xiàn)有來流模擬設備、測控系統(tǒng)等進行改造或更新。其中，發(fā)動機前端的設備喉道機構需更換為第二級孔板，以修正實驗發(fā)動機在長管路輸運中的沿程損失影響，如圖5所示。其基本特點與原有系統(tǒng)一致:匹配來流模擬總壓、第一級管路孔板滿足空氣流量要求;采用氣氧酒精火箭發(fā)動機作為燃氣加熱源加熱來流空氣滿足設計總溫需求;通過向混合艙補氧的方式，使混合氣體氧氣質量分數(shù)達到23%，與實際空氣一致。

圖5 來流模擬系統(tǒng)示意圖Fig．5 diagram of air supply system

實驗發(fā)動機測控系統(tǒng)同時包括在各典型位置的壓強傳感器、溫度測試點及臺架頂端的測力組件。其中熱電偶類型和測溫位置由構型特點、測試要求和數(shù)值模擬結果合理選定;測力組件與實驗發(fā)動機同軸安裝，單向壓式推力傳感器和標準傳感器分別安裝于承力墩兩面，動架則使用雙段板簧支撐［17］，以提高推力測量精度，進一步評估發(fā)動機性能。

2 實驗結果分析與討論

為增強驅渦能力且保護渦輪葉片，文中所研究的SP-ATR發(fā)動機改由潔凈固體碳氫推進劑產(chǎn)生驅渦的燃氣。因此，需依次進行驅渦燃氣發(fā)生器實驗和SPATR地面直連實驗。

2．1 驅渦燃氣發(fā)生器實驗

驅渦燃氣發(fā)生器采用的潔凈固體碳氫推進劑性質未經(jīng)實驗驗證，加之兩級喉道噴管工作過程中的壓強損失難以精確計算，其幾何參數(shù)仍需采用實驗方法修正。因此，需首先開展燃氣發(fā)生器特性實驗。與實驗發(fā)動機對應，驅渦燃氣發(fā)生器實驗方案設計中仍為其他實驗預留富燃燃氣發(fā)生器，由驅渦燃氣發(fā)生器、富燃燃氣發(fā)生器、輸運管路、管套、支架和壓蓋等組件構成，可較方便開展單燃氣發(fā)生器或兩發(fā)生器特性實驗。

采用經(jīng)實驗修正和校核后的潔凈固體碳氫推進劑特征速度、燃速公式計算設計工況下的兩級喉道參數(shù)，獲得如圖6所示壓強時間曲線。由圖6可見，實驗開始時點火藥包產(chǎn)生的高溫燃氣使燃氣發(fā)生器出現(xiàn)約3 MPa的點火壓強峰;隨后推進劑點燃，燃燒室壓強爬升到4．97 MPa后出現(xiàn)下降，并在穩(wěn)定段維持在4．03 MPa，小于設計值。表明在進行第一級喉道尺寸設計時，需綜合考慮環(huán)境溫度、燃氣發(fā)生器一次噴射效率、燃面變化等多種因素對潔凈碳氫推進劑性能的影響，以精確滿足設計要求。同時，該實驗測得落壓機構后傳輸管道內(nèi)的壓強在燃氣發(fā)生器工作時間內(nèi)基本保持平穩(wěn)，平均壓強為0．26 MPa，此時的落壓比為15．50，略小于設計值。說明本文采用的兩級喉道噴管機構可較好地實現(xiàn)落壓功能，但由理論及數(shù)值計算確定的幾何參數(shù)仍需通過實驗方式進一步修正。

圖6 驅渦燃氣發(fā)生器實驗壓強-時間曲線Fig．6 Pressures as a function of time in drivingturbo generator experiment

2．2 SP-ATR摻混燃燒實驗

針對SP-ATR工作范圍，文中由一維性能計算程序計算確定摻混燃燒實驗的設計工況:空氣來流總壓0．85 MPa，總溫632 K，流量 1．80 kg/s;驅渦燃氣發(fā)生器壓強 5．13 MPa，流量 0．217 kg/s，設計落壓比 5．7。

根據(jù)實驗發(fā)動機特點，沿氣流方向選擇8個壓強測試點，以反映其內(nèi)部流場壓強分布，圖7給出了補燃室位置7處壓強隨時間變化曲線。

圖7 SP-ATR直連實驗壓強-時間曲線Fig．7 Pressures as a function of time in direct-connect experiment

由圖7可見，驅渦燃氣發(fā)生器點火過程完成后，補燃室壓強值由來流系統(tǒng)氣氧酒精火箭發(fā)動機工作后的0．45 MPa逐漸升高到0．81 MPa左右，并在穩(wěn)定工作段略微上升，但變化幅度較小，基本保持穩(wěn)定;之后隨推進劑燃燒過程完成、氣氧酒精火箭發(fā)動機關閉，補燃室壓強相應下降，最終將在來流系統(tǒng)關閉后降到0．1 MPa。經(jīng)校核，該工作時間內(nèi)的壓強值與設計值差異較小，表明來流模擬系統(tǒng)、固體燃氣發(fā)生器、雙級噴管及補燃室等部件在實驗過程中均正常工作，各參數(shù)達到設計要求，驗證了文中所建立的補燃室摻混燃燒實驗方法是切實可行的。

圖8給出了發(fā)動機穩(wěn)定工作段內(nèi)不同時刻的壓強分布。可見，位置1、2處的壓強值在穩(wěn)定工作段內(nèi)的3個時刻均相差較小，其后因補燃室?guī)缀螛嬓筒蛔?，在補燃室內(nèi)分布都較為均勻，并未出現(xiàn)因摻混段、補燃室間設置的圓孔型摻混器流通面積過小形成壅塞，導致?lián)交於螇簭娂ぴ?，而使來流空氣、驅渦燃氣、補燃室工作狀態(tài)發(fā)生變化。同時，流經(jīng)摻混器后的壓強損失僅為5%左右，在滿足摻混器總壓損失小條件下，也避免了流通面積過大導致?lián)交煨Ч患?、結構強度下降、抗燒蝕能力減弱等問題;此外，因文中選取的3個時刻均位于穩(wěn)定工作段內(nèi)，補燃室內(nèi)的熱量累積效果并不明顯，對壓強提升作用有限，三者雖都隨推進劑燃燒進行在數(shù)值上略微有上升，平均值分別達到 0．816、0．842、0．844 MPa，但變化幅度不大。

圖8 直連實驗不同位置壓－強時間曲線Fig．8 Pressures as a function of position at different time in direct-connect experiment

表1給出了在測壓點4、8兩側對稱設置的K型熱電偶獲得的上述3個時刻對應溫度數(shù)據(jù)。

表1 不同位置溫度測量值Table 1 Temperature of difference positions

由表1可見，同一測點溫度值隨時間推移均發(fā)生改變，但變化幅度較小，且各測點溫度高低的相對關系不變，表明補燃室內(nèi)流場在所選時刻內(nèi)較為穩(wěn)定，測量數(shù)據(jù)有效。從表1還可看出，測壓點4兩側溫度值在3個時刻平均相差309．54 K，說明文中所選擇的圓孔型摻混器無法完成較短距離內(nèi)增加驅渦燃氣、來流空氣間的混合周長，未能實現(xiàn)較短時間內(nèi)的剪切擴散增強。因此，主次流在補燃室中段的混合效率提高并不明顯，溫度分布改善效果有限。經(jīng)測壓點4后，高溫燃氣和空氣沿流道推進方向逐漸完成摻混燃燒過程，最終在補燃室尾部測壓點8處左右兩側溫度分布趨于一致，二者溫差在 3個時刻僅分別為 5．53%、1．45%和7．11%。

為表征實驗發(fā)動機中推進劑的燃燒性能和補燃室構型合理性，文中采用特征速度定義燃燒效率:

式中 pc為補燃室壓強，At是尾噴管喉部面積為理論特征速度為空氣流量分別為燃氣發(fā)生器流量和噴射效率。

經(jīng)計算該工況下SP-ATR的理論、實際特征速度、燃燒效率分別為1 233、994．19 m/s和80．63%。再次說明仍需開展SP-ATR適宜摻混器形式的研究、論證和驗證工作。圖9給出實驗中獲得的燃氣發(fā)生器穩(wěn)定工作段推力曲線。由于地面直連實驗中包含來流系統(tǒng)，定義SP-ATR有效推力為

由圖9和上式可得，該工況下SP-ATR的有效推力為1 117．60 N，此時對應比沖為 5 616．08(N·s/kg)。

圖9 直連實驗推力-時間曲線Fig．9 Thrust as a function of time in direct-connect experiment

3 結論

(1)建立的SP-ATR補燃室摻混燃燒實驗方法切實可行，利用該法開展地面直連實驗研究，部件工作正常，獲取了全面、可靠的流道參數(shù)數(shù)據(jù)。

(2)文中所采用的兩級喉道噴管可較好實現(xiàn)落壓模擬功能。

(3)典型工況下直連實驗結果顯示:補燃室燃燒效率為80．63%，對應推力和比沖性能也較好。

(4)圓孔型摻混器流通面積合適，但補燃室中段的溫度均勻性與流道后部仍有較大差異，仍需進一步研究SP-ATR的高效摻混燃燒組織方式。

［1］ Bossard J A，Christensen K L，F(xiàn)edun M H．Return of the solid fuel gas generator ATR［C］//23rd AIAA/SAE/ASME Joint Propulsion Conference．San Diego，California，1987．

［2］ Calvo W C，Christensen K L，F(xiàn)edun，M H．Solid fuel gas generator ATR［C］//22nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference．Huntsville，Alabama，1986．

［3］ Donaldson W，Roble L N．ATR-past，present and future［C］//JANNAF Propulsion Meeting，Anaheim，CA，1990．

［4］ 南向誼，王栓虎，李平．空氣渦輪火箭發(fā)動機研究的進展與展望［J］．火箭推進，2008，34(6):31-35．

［5］ 莫然．渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機建模與性能分析［D］．西安:西北工業(yè)大學，2011．

［6］ 楊颯，何國強，劉洋，等．渦輪增壓固體火箭沖壓發(fā)動機(TSPR)性能研究［J］．科學技術與工程，2011，11(34):8533-8539．

［7］ 屠秋野，陳玉春，蘇三買，等．固體推進劑吸氣式渦輪火箭發(fā)動機的建模及特征研究［J］．固體火箭技術，2006，29(5):317-319．

［8］ 陳湘，陳玉春，屠秋野，等．固體推進劑空氣渦輪火箭發(fā)動機的非設計點性能研究［J］．固體火箭技術，2008，31(5):445-448．

［9］ Christensen K L．Vehicle performance optimization utilizing the air turbo-ramjet propulsion system:methodology development and applications［D］．Rolla:University of Missouri，1997．

［10］ Bergmans J L，Myers R I．Throttle valves for air turbo-rocket engine control［C］//33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference ＆ Exhibit．Seattle，WA，1997．

［11］ 舒士甄，朱力，柯玄齡，等．葉輪機械原理［M］．北京:清華大學出版社，1991．

［12］ 朱大鑫．渦輪增壓與渦輪增壓器［M］．北京:機械工業(yè)出版社，1992．

［13］ Burroughs S L，Michaels R S，Alford W L，et al．Demonstration of a pintle controlled solid rocket motor in a tactical missile application［C］//1996 JANNAF Rocket Nozzle Technology Subcommittee Meeting．CPLA Publication 649．

［14］ 王新月．氣體動力學基礎［M］．西安:西北工業(yè)大學出版社，2006．

［15］ 方丁酉，張為華，楊濤．固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道學［M］．長沙:國防科技大學出版社，1997．

［16］ Kumar S，Tamaru T．Computation of turbulent reacting flow in a jet assisted ram combustion［J］．Computers ＆ Fluids，1997，26(2):117-133．

［17］ Boucleau A H，Smith D．Developmental testing of ramjet/scramjet propulsion systems［C］//5th AIAA/DGLR International Aerospace Planes and Hypersonic Technologies Conference．Munich，Germany，1993．