成　鵬,李清廉,張新橋,康忠濤

(1. 國(guó)防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長(zhǎng)沙　410073；2. 國(guó)防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 湖南 長(zhǎng)沙　410073)

?

流量連續(xù)可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)極度富燃燃燒特性*

成鵬1,2,李清廉1,2,張新橋1,2,康忠濤1,2

(1. 國(guó)防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長(zhǎng)沙410073；2. 國(guó)防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 湖南 長(zhǎng)沙410073)

摘要：以氣氧/煤油作為推進(jìn)劑對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行流量連續(xù)調(diào)節(jié)試驗(yàn),研究火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況過(guò)程中的燃燒特性?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)可調(diào)氣蝕文氏管連續(xù)調(diào)節(jié)煤油流量。試驗(yàn)在富燃工況(混合比0.405～0.690)下成功點(diǎn)火，并實(shí)現(xiàn)了混合比、燃?xì)饪偭髁窟B續(xù)調(diào)節(jié)。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)流量連續(xù)調(diào)節(jié)過(guò)程中，當(dāng)混合比小于0.535時(shí)，燃燒室壓力隨煤油流量減小而增大；當(dāng)混合比大于0.535時(shí)，燃燒室壓力隨煤油流量減小而減小。同時(shí)，特征速度和燃燒效率隨混合比增大而增大，并且混合比小于0.535時(shí)特征速度、燃燒效率增大的速率大于混合比大于0.535時(shí)的速率。研究表明推進(jìn)劑流量與燃燒效率同時(shí)影響燃燒室壓力。當(dāng)混合比小于0.535時(shí)，燃燒效率的影響占優(yōu)；混合比大于0.535時(shí)，推進(jìn)劑流量影響占優(yōu)。

關(guān)鍵詞：火箭基組合循環(huán)；火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；氣氧/煤油；連續(xù)調(diào)節(jié)

技術(shù)的進(jìn)步以及實(shí)現(xiàn)空天一體化的需求使得高超聲速吸氣發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展再次成為研究的熱點(diǎn)[1-2]。美國(guó)制定了可重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)研究計(jì)劃，主要研究沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以及組合推進(jìn)技術(shù)。其中組合推進(jìn)技術(shù)中火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle, RBCC)、渦輪基組合循環(huán)和空氣渦輪火箭/沖壓組合是研究的熱門(mén)。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在低速情況下產(chǎn)生推力，被認(rèn)為是單級(jí)入軌飛行器最有效的推進(jìn)系統(tǒng)[3]；空氣渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可靠、經(jīng)濟(jì)，是兩級(jí)入軌飛行器候選方案之一[4-5]。二者都是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的高度集成[6]。

為了滿足飛行器大范圍寬速域的飛行要求，發(fā)動(dòng)機(jī)必須隨著飛行高度和速度的連續(xù)變化而連續(xù)調(diào)節(jié)其工作模態(tài)。RBCC是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合，一般認(rèn)為RBCC工作在四個(gè)不同模態(tài)：火箭引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)和火箭模態(tài)[7-8]。為使發(fā)動(dòng)機(jī)能在各個(gè)模態(tài)之間平穩(wěn)地轉(zhuǎn)變并獲得理想的比沖和推力，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)往往需在不同模態(tài)工作在不同狀態(tài)，這就要求火箭發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備大范圍連續(xù)變工況的能力[9]。

國(guó)外對(duì)RBCC的研究進(jìn)行了幾十年，制定了長(zhǎng)期的發(fā)展計(jì)劃，取得了長(zhǎng)足的進(jìn)步，積累了大量的成熟技術(shù)[7]。近年來(lái)國(guó)內(nèi)對(duì)RBCC也進(jìn)行了大量的研究[7, 10]。國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)的黃國(guó)慶[10]對(duì)RBCC的引射火箭進(jìn)行了研究，研究結(jié)果表明在富燃條件下單純?cè)黾尤剂狭髁繉?duì)系統(tǒng)推力無(wú)明顯影響，而氧化劑流量的增加對(duì)系統(tǒng)推力的增加有顯著影響。西北工業(yè)大學(xué)研究認(rèn)為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的火焰羽流作為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的值班火焰，有利于火焰穩(wěn)定[7, 11-12]。潘科瑋等[11]通過(guò)數(shù)值仿真研究了12 km高、2.5Ma飛行狀態(tài)下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)流量對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的影響，認(rèn)為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)流量在一定范圍內(nèi)可以提高燃燒穩(wěn)定性能。呂翔等[13]研究了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總壓與RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)之間的匹配性，研究表明火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工況對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)有很大影響。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于RBCC整體性能的影響之大毋庸置疑。日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)采用GOX/GH2作為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑，對(duì)不同工況下噴嘴的燃燒進(jìn)行了試驗(yàn)研究[14]。國(guó)內(nèi)廣泛采用氣氧/煤油作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑，煤油具有非常顯著的優(yōu)勢(shì)，其能夠簡(jiǎn)化組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的供應(yīng)系統(tǒng)，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。西安航天動(dòng)力研究所劉永興等[15]研究RBCC主火箭時(shí)采用氣氧/煤油作為推進(jìn)劑，對(duì)點(diǎn)火、霧化、冷卻等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究。北京航空航天大學(xué)朱韶華等[16]設(shè)計(jì)了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室并進(jìn)行了點(diǎn)火試驗(yàn)。試驗(yàn)采用氣氧/煤油作為推進(jìn)劑，混合比在1.6左右，獲得近90%的燃燒效率。國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)Li等[17]針對(duì)超燃模態(tài)在更小的混合比下進(jìn)行了氣氧/煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的連續(xù)調(diào)節(jié)試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)當(dāng)混合比小于0.25時(shí)燃燒效率低于55%，并且在連續(xù)調(diào)節(jié)過(guò)程中燃燒效率隨著混合比增大幾乎線性增大。

從現(xiàn)有研究來(lái)看火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在RBCC中發(fā)揮著引射、產(chǎn)生推力、穩(wěn)定火焰等作用。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在不同模態(tài)下的工作狀態(tài)差異很大，其在大的工況范圍高效穩(wěn)定地工作是RBCC的關(guān)鍵技術(shù)之一，而目前公開(kāi)文獻(xiàn)中對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況燃燒特性的研究還鮮有報(bào)道。變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[18]可以為RBCC的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況過(guò)程的研究提供參考。但是由于RBCC的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)嚴(yán)重偏離當(dāng)量比，且其工作在富燃條件下，因此又不同于變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。

為滿足RBCC推進(jìn)系統(tǒng)中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)飛行高度連續(xù)變工況工作的要求，針對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)渡過(guò)程，采用氣氧/煤油作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑，通過(guò)可調(diào)氣蝕文氏管在線調(diào)節(jié)煤油流量，進(jìn)行了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況試驗(yàn)，主要目的是獲得RBCC在火箭/超燃模態(tài)中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍連續(xù)變工況的燃燒特性，以提高對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況工作的認(rèn)識(shí)。

1研究方法

1.1試驗(yàn)系統(tǒng)

流量連續(xù)可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示，包含推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。本研究采用煤油作為燃料，氣氧作為氧化劑。煤油作為一種無(wú)毒推進(jìn)劑，符合推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)，同時(shí)又具有高的熱值，是推進(jìn)系統(tǒng)的理想燃料。煤油、冷卻水儲(chǔ)罐通過(guò)高壓氮?dú)庠鰤?。氧氣流量和煤油流量分別由可調(diào)氣蝕文氏管和可調(diào)音速噴嘴調(diào)節(jié)。煤油管路在文氏管后分為兩路向火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)煤油集液腔供應(yīng)煤油?？烧{(diào)音速噴嘴和可調(diào)氣蝕文氏管流量與其節(jié)流面積成正比[18]，本文通過(guò)二次包絡(luò)線方法[19]設(shè)計(jì)塞錐型面使得塞錐位移與節(jié)流面積成正比，因此具有線性的流量特性?？烧{(diào)音速噴嘴和可調(diào)氣蝕文氏管可接受觸發(fā)信號(hào)啟動(dòng)內(nèi)部時(shí)序，其具體構(gòu)型、參數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)[17]。

圖1　試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.1　Schematic of experimental system

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)如圖2所示，由分區(qū)噴注器、桶形的圓柱燃燒室和節(jié)流噴管組成。噴注器包含兩個(gè)煤油集液腔和一個(gè)氧氣集氣腔。18個(gè)旋流噴嘴分兩圈均勻分布在噴注面板上，第一圈6個(gè)，第二圈12個(gè)?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)從頭部采用火炬點(diǎn)火器點(diǎn)火。噴注器面板和燃燒室壁面均采用冷卻水進(jìn)行主動(dòng)冷卻。

圖2　火箭發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型Fig.2　Configuration of rocket engine

測(cè)控系統(tǒng)測(cè)量燃燒室、煤油集液腔、氧氣集氣腔以及管路中可調(diào)氣蝕文氏管和可調(diào)音速噴嘴入口等位置壓力以及推進(jìn)劑流量。壓力傳感器為壓阻式壓力傳感器，測(cè)量精度為0.5%FS。流量采用渦輪流量計(jì)測(cè)量，測(cè)量精度為0.5%FS。

氣液同軸離心式噴嘴如圖3所示。為了擴(kuò)大煤油流量的變化范圍，同時(shí)保持煤油噴注壓降在一個(gè)合適的范圍內(nèi)，根據(jù)分區(qū)噴注的思想[20]，旋流噴嘴采用了兩個(gè)離心式噴嘴噴注煤油。離心式噴嘴是一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的壓力霧化噴嘴，在壓降大范圍變化時(shí)仍有很好的霧化特性[21]。內(nèi)噴嘴為離心式噴嘴，煤油通過(guò)四個(gè)切向孔進(jìn)入旋流室，在噴嘴出口以旋轉(zhuǎn)錐形液膜進(jìn)入燃燒室。中間噴嘴是一個(gè)渦流器離心式噴嘴，煤油從噴嘴壁上的四個(gè)圓孔進(jìn)入，在壓力作用下經(jīng)過(guò)渦流器最終以旋轉(zhuǎn)錐形液膜進(jìn)入燃燒室。外噴嘴為氧氣噴嘴，氧氣經(jīng)過(guò)渦流器旋轉(zhuǎn)進(jìn)入燃燒室與環(huán)形液膜相互作用，起到輔助霧化的作用。試驗(yàn)中僅需要采用渦流器離心式噴嘴(2#煤油噴嘴)，切向孔離心式噴嘴在試驗(yàn)中未使用。

圖3　旋流噴嘴構(gòu)型Fig.3　Configuration of swirl injector

1.2試驗(yàn)工況

圖4　調(diào)節(jié)試驗(yàn)時(shí)序Fig.4　Time sequence of throttling test

1.3數(shù)據(jù)處理

流量系數(shù)是噴嘴的重要參數(shù)，影響著噴嘴的設(shè)計(jì)。煤油噴嘴流量系數(shù)Cdf定義為：

(1)

式中，ρ為煤油密度，Δpf為煤油噴注壓降，Df和df分別為2#煤油噴嘴出口環(huán)縫的內(nèi)外徑。

(2)

式中，k為比熱比，Rg為氣體常數(shù)，Tc為燃燒溫度。

(3)

(4)

2試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)中，所有測(cè)量是同步進(jìn)行的，但是動(dòng)態(tài)過(guò)程中流量計(jì)測(cè)量的流量并不是噴嘴噴注的流量。圖5給出了試驗(yàn)中6000 ms到8000 ms流量計(jì)測(cè)量的煤油流量與煤油噴嘴噴注壓降之間的相圖。從圖中可以看到曲線的兩端聚集了大量的散點(diǎn)，這些數(shù)據(jù)點(diǎn)是沒(méi)有調(diào)節(jié)的狀態(tài)，聚集的數(shù)據(jù)點(diǎn)說(shuō)明煤油流量與噴注壓降之間的時(shí)間誤差很小，相比調(diào)節(jié)時(shí)間可以忽略，因此可以近似認(rèn)為流量計(jì)測(cè)量的流量即為噴嘴即時(shí)噴注的流量。

圖5　煤油測(cè)量流量與噴注壓降相圖Fig.5　Phase diagram of measured mass flow rate and injection pressure

圖6　壓力流量曲線Fig.6　Pressure and flow rate

圖7給出了煤油噴嘴流量系數(shù)Cdf在流量調(diào)節(jié)過(guò)程中的變化曲線。從圖中可以看出，煤油流量減小前以及減小初期流量系數(shù)基本保持在0.123左右。當(dāng)煤油流量減小并穩(wěn)定在1.23 kg/s后，煤油噴嘴流量系數(shù)減小到0.121。從圖中煤油流量系數(shù)與煤油流量曲線來(lái)看，煤油噴嘴流量系數(shù)隨著煤油流量減小而減小。雖然流量系數(shù)變化不大，但是在流量和室壓變化范圍更大的情況下需要在設(shè)計(jì)時(shí)考慮到這一點(diǎn)。另外，在煤油流量減小過(guò)程中室壓減小，氧氣噴嘴流量系數(shù)基本保持不變。

圖7　煤油噴嘴流量系數(shù)Fig.7　Discharge coefficient of kerosene injector

圖8　流量、混合比、燃燒效率曲線Fig.8　Flow rate, mixture ratio and combustion efficiency

3分析與討論

當(dāng)混合比增大時(shí)，燃燒溫度增高，由式(2)可知，特征速度c*增大?？烧{(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)變工況過(guò)程中特征速度c*隨混合比的變化關(guān)系如圖9所示。從圖中可以看到，特征速度隨著混合比的增加而增加，并且特征速度隨混合比變化存在一個(gè)拐點(diǎn)(φ=0.535)。當(dāng)混合比小于0.535或者混合比大于0.535時(shí)，特征速度均隨混合比的增大而線性增大。但是混合比大于0.535時(shí)特征速度隨混合比增大的速率約為拐點(diǎn)前的一半。對(duì)特征速度與混合比的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分段線性擬合的經(jīng)驗(yàn)公式為：

(5)

圖9　混合比-特征速度線Fig.9　Dependence of c* on mixture ratio

圖9同時(shí)給出了Seo等[22]和Ahn等[23]采用液氧/煤油分析雙路離心式噴嘴燃燒特征速度隨混合比變化的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。從本文數(shù)據(jù)趨勢(shì)上來(lái)看，當(dāng)混合比小于0.535時(shí)特征速度與混合比的關(guān)系與文獻(xiàn)結(jié)果基本一致。

通過(guò)熱力計(jì)算得到的理論特征速度隨混合比增大而增大，但是增大的速率相比試驗(yàn)結(jié)果小很多。因此燃燒效率和特征速度一樣，燃燒效率隨混合比變化的規(guī)律中也存在著相同的拐點(diǎn)。圖10給出了可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率η。對(duì)可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率隨混合比變化的數(shù)據(jù)進(jìn)行分段線性擬合可得：

(6)

圖10　混合比-燃燒效率曲線Fig.10　Dependence of η on mixture ratio

注意到這里特征速度與燃燒效率曲線拐點(diǎn)位置對(duì)應(yīng)的混合比為0.535，而可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)過(guò)程中燃燒室壓力先增大后減小，燃燒室壓力的極值點(diǎn)對(duì)應(yīng)的混合比也正好約為0.535。由此可見(jiàn)，燃燒室壓力出現(xiàn)先增大后減小規(guī)律實(shí)際上是受到燃燒效率的影響。

4結(jié)論

對(duì)氣氧/煤油可調(diào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)調(diào)節(jié)煤油流量過(guò)程的燃燒特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究。試驗(yàn)點(diǎn)火成功，實(shí)現(xiàn)了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總流量從2.97 kg/s到2.08 kg/s、全局混合比從0.405到0.690的連續(xù)調(diào)節(jié)。研究得到以下結(jié)論：

1)煤油旋流噴嘴在流量連續(xù)調(diào)節(jié)過(guò)程中其流量系數(shù)隨著流量減小而小幅減小。

2)煤油流量減小過(guò)程中，混合比由0.405增大到0.690，過(guò)程中燃燒室壓力先增大后減小，極值點(diǎn)對(duì)應(yīng)的混合比為0.535。

3)特征速度與燃燒效率在混合比區(qū)間[0.405, 0.535]和區(qū)間[0.535, 0.690]內(nèi)均隨混合比增大而線性增大，混合比大于0.535時(shí)，特征速度與燃燒效率隨混合比的增加速率較混合比小于0.535時(shí)明顯減??；

4)燃料流量連續(xù)調(diào)節(jié)過(guò)程中，燃料流量和燃燒效率同時(shí)影響燃燒室壓力。在混合比小于0.535時(shí)，燃燒效率對(duì)燃燒室壓力的影響占優(yōu)；混合比大于0.535時(shí)，燃料流量對(duì)燃燒室壓力的影響占優(yōu)。

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doi:10.11887/j.cn.201602003

*收稿日期：2015-11-10

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(11472303，11402298)；新世紀(jì)優(yōu)秀人才支持計(jì)劃資助項(xiàng)目(NCET-13-0156)

作者簡(jiǎn)介：成鵬(1988—)，男，湖南衡陽(yáng)人，博士研究生，E-mail：imchengpeng@yeah.net；李清廉(通信作者)，男，教授，博士，博士生導(dǎo)師，E-mail：peakdreamer@163.com

中圖分類號(hào)：V435

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1001-2486(2016)02-012-07

Combustion characteristics of an extreme fuel-rich throttleable rocket engine

CHENG Peng1,2, LI Qinglian1,2, ZHANG Xinqiao1,2, KANG Zhongtao1,2

(1. College of Aerospace Science and Technology, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Abstract：To study the combustion characteristics of a rocket engine under continuous throttling, a continuous throttling experiment was conducted by using GOX(gaseous oxygen)/kerosene as propellants. Mass flow rate of kerosene was continuously throttled by a throttleable cavitation Venturi nozzle. Successful ignition under fuel rich condition (mixture ratio ranged from 0.405 to 0.690) and the continuous throttling of mixture ratio and combustion gas flow rate were achieved. Results show that chamber pressure increases with the decrease of kerosene flow when the mixture ratio is less than 0.535 but decreases when the mixture ratio is greater than 0.535. Meanwhile, characteristic velocity and combustion efficiency increase with the increasing mixture ratio, but the increasing ratio is bigger when the mixture ratio is less than 0.535 than that when the mixture ratio is greater than 0.535. The results indicate that the mass flow rate of propellants and combustion efficiency simultaneously affect the chamber pressure. Combustion efficiency dominates the chamber pressure when the mixture ratio is less than 0.535 while mass flow rate of propellants dominates when the mixture ratio is greater than 0.535.

Key words：rocket based combined cycle; rocket engine; GOX/kerosene; continuous throttling

http://journal.nudt.edu.cn