賴華錦, 陳 雄, 周長省, 相恒升

(南京理工大學(xué)機械工程學(xué)院， 江蘇 南京 210094)

1 引 言

作為推進系統(tǒng)中的動力來源，固體推進劑點火過程和燃燒性能的研究對推進系統(tǒng)的性能預(yù)估具有重要指導(dǎo)意義。鋁鎂貧氧推進劑是在復(fù)合推進劑的基礎(chǔ)上加入了鎂鋁金屬顆粒，保證較高熱值的同時改善了點火和燃燒效率。由于其具有獨特的點火特性和燃燒特性受到國內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注[1-3]。

鋁鎂貧氧推進劑可以大幅提高沖壓發(fā)動機的比沖，近年來被廣泛應(yīng)用在固體燃料沖壓發(fā)動機設(shè)計中。沖壓發(fā)動機執(zhí)行任務(wù)的環(huán)境越來越復(fù)雜，如在高海拔和高空環(huán)境中，氣壓低、空氣密度低和含氧量低等因素影響著推進劑的點火和燃燒性能，如點火失效、燃燒火焰不穩(wěn)定等[4]，因此研究負壓環(huán)境下推進劑的點火和燃燒特性很有必要。Arkhipov V A等[5]在復(fù)合推進劑中分別添加超細鋁粉(Alex)和微米級鋁粉(ASD-4)，在負壓環(huán)境下進行點火實驗，研究了鋁粉粒徑對燃速的影響，結(jié)果表明超細鋁粉能使得推進劑燃速提高1.5倍以上。Zanotti C等[6]采用CO2脈沖激光器在負壓環(huán)境下對復(fù)合推進劑進行點火，測量其點火延遲時間和點火溫度，并利用多普勒激光測速技術(shù)(LDV)測量了推進劑表面分解氣體的逸出速度。Harayama M等[7]研究了鋁鎂貧氧推進劑在低于大氣壓條件下的自持點火和非自持點火和現(xiàn)象。Kakami A[8]等研究了高氯酸銨/端羥基聚丁二烯(AP/HTPB)推進劑在負壓環(huán)境下的燃速特性和燃燒表面溫度，分析了熱流密度和環(huán)境壓強對推進劑燃速和燃燒表面熱平衡的影響。以上研究多集中于復(fù)合推進劑點火和燃燒特性，然而負壓對于鋁鎂貧氧推進劑的燃燒過程和燃速的影響還鮮有報道。

基于此，本研究采用CO2激光點火實驗系統(tǒng)，研究鋁鎂貧氧推進劑在負壓環(huán)境下的激光點火過程和燃燒特性。分析了負壓對推進劑點火延遲時間、燃燒過程和燃速的影響，為其在固體燃料沖壓發(fā)動機中的應(yīng)用提供了理論基礎(chǔ)。

2 實驗部分

2.1 實驗樣品

鋁鎂貧氧推進劑由西安近代化學(xué)研究所提供，ρ=1.64×103kg·m-3; 具體配方如表1所示。推進劑加工成Φ5 mm×5 mm的圓柱形樣品，為防止側(cè)面燃燒，影響實驗現(xiàn)象的觀察，用硅橡膠將其側(cè)面包覆。

2.2 實驗裝置

激光點火實驗平臺主要由CO2激光器、燃燒室、控制器與數(shù)據(jù)采集卡組成，其示意圖如圖1所示。激光器產(chǎn)生激光波長為10.6 μm，激光光斑直徑為Φ3.5 mm; 燃燒室尺寸為150 mm×150 mm×300 mm，前后有玻璃視窗; 真空泵，中科科儀RVP-6，極限壓力為4×10-2Pa; 高速攝影儀，三洋HD2000，拍攝速度為240幀/s。

表1鋁鎂貧氧推進劑配方

Table1The formulation of Al/Mg fuel-rich propellant

componentsAPHTPBAlMgothersmassfraction/%362020204particlesdiameter/μm100～120—241)301)—

Note: 1) indicates the average particle size.

圖1激光點火實驗平臺示意圖

Fig.1Schematic of the laser ignition experimental platform

2.3 實驗過程

真空泵與燃燒室連接，放置好實驗樣品后保持燃燒室密閉。用真空泵抽取燃燒室內(nèi)氣體，使燃燒室內(nèi)壓強達到實驗所需的負壓環(huán)境?？刂破髡{(diào)節(jié)激光功率和激光加載時間，激光經(jīng)過光路調(diào)節(jié)模塊后垂直入射到燃燒室內(nèi)實驗樣品上。為獲得推進劑的點火延遲時間，用兩個光電二極管監(jiān)測激光出光信號和推進劑火焰信號，將光信號轉(zhuǎn)換為電壓信號后經(jīng)采集卡記錄在計算機中。光電二極管響應(yīng)時間極短，所造成的點火延遲時間誤差可忽略不計。在推進劑燃燒過程中，反應(yīng)產(chǎn)生的氣體會造成燃燒室內(nèi)壓強變化。為使燃燒室內(nèi)壓強保持恒定，采集卡通過壓力傳感器實時監(jiān)測燃燒室壓強，傳輸?shù)接嬎銠C中與實驗前設(shè)定的工作壓強對比，計算機計算出反饋數(shù)據(jù)到控制器中，控制器控制電磁閥的關(guān)閉控制真空泵抽氣速率，使得燃燒室內(nèi)壓強保持恒定。使用高速攝影儀拍攝推進劑的點火和燃燒過程，通過慢放錄像得到推進劑燃燒總時間，從而計算出推進劑線性燃速。

實驗在常溫(25 ℃)下進行，激光熱流密度分別為1.26,1.86 ,2.23,2.79 W·mm-2，激光加載時間為1.8 s; 燃燒室內(nèi)壓強分別為0.01,0.02,0.04,0.06,0.08,0.1 MPa。為減小實驗誤差，保證實驗數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，每個工況進行5次重復(fù)點火實驗。

3 結(jié)果與討論

3.1 推進劑點火燃燒過程

當(dāng)熱流密度為2.23 W·mm-2時，由高速攝影儀得到的不同壓強下鋁鎂貧氧推進劑激光點火及燃燒過程如圖2所示。

圖2不同負壓下鋁鎂貧氧推進劑的點火及燃燒過程

Fig.2Ignition and combustion process of Al/Mg fuel-rich propellant at different subatmospheric pressures

以推進劑表面出現(xiàn)初焰為零時間，描述鋁鎂貧氧推進劑的點火過程及火焰?zhèn)鞑ミ^程。從圖2可看出，在點火形成前期，推進劑吸收激光能量，受熱分解出熱解氣體，熱解氣體擴散至推進劑表面上方及四周，推進劑表面的金屬顆粒吸收激光能量并形成火星?；鹦沁_到足夠溫度并接觸表面熱解氣體后引燃氣體，形成初始火焰。在三個不同負壓環(huán)境下形成的初始火焰形狀不盡相同。在壓強為0.08 MPa時，在推進劑上方形成圓柱狀初始火焰; 在壓強為0.04 MPa時，在推進劑表面形成光斑狀初始火焰; 在壓強為0.02 MPa時，在推進劑上方，以推進劑表面為邊界形成圓球狀初始火焰。

造成初始火焰形狀和明亮度的差異可能是由于環(huán)境壓強影響了熱解氣體的擴散。在壓強為0.08 MPa時，熱解氣體由于浮力作用，還是以軸向擴散為主，形成一個柱狀擴散區(qū); 當(dāng)壓強降低到0.04 MPa時，由于推進劑四周空氣稀薄，浮力作用減弱，使得軸向擴散減少，熱解氣體在析出推進劑表面后在上方區(qū)域進行無規(guī)則擴散，隨著壓強的繼續(xù)降低(0.02 MPa)，這種無規(guī)則擴散效應(yīng)越來越明顯。這與南寶江等[9]的結(jié)論吻合。在初焰形成后，推進劑燃燒劇烈會形成刺眼的光，通過在高速攝影儀鏡頭前放置一塊減光片，可以更清晰地觀察火焰的形狀，也可看出壓強越低，火焰形狀呈更明顯的擴散狀。

在1570 ms時，壓強為0.08 MPa的環(huán)境下火焰更為粗壯，且更為明亮; 而在壓強為0.04 MPa和0.02 MPa的環(huán)境下火焰更晦暗且上半部分?jǐn)[動劇烈，比較紊亂。造成這種現(xiàn)象的原因可能是當(dāng)壓強較大時，相應(yīng)的氧氣含量更多，使得燃燒更充分，火焰更為明亮粗壯; 壓強較低時，氧氣含量相對較少，使得火焰較為晦暗，且空氣較稀薄，容易造成火焰擺動紊亂。

3432 ms以后，可以明顯看到火焰會出現(xiàn)分離現(xiàn)象，形成多股火焰形態(tài)，呈V字形。這是由于鋁鎂貧氧推進劑火焰模型與含黑索今的改性雙基推進劑(RDX-CMDB)類似，屬于發(fā)散模型[10]。這種現(xiàn)象在壓強為0.02 MPa時表現(xiàn)得更明顯，可能是因為推進劑中的鋁顆粒瞬間受熱團聚形成鋁液滴隨燃氣流動，形成火焰射流[11]。

3.2 負壓對點火延遲時間的影響

鋁鎂貧氧推進劑在四個熱流密度下的點火延遲時間隨壓強變化規(guī)律如圖3所示。

圖3推進劑點火延遲時間與壓強的關(guān)系

Fig.3The ignition delay time values as a function of pressure

從圖3可看出，在相同熱流密度條件下，隨著壓強的增加，點火延遲時間減小。固體推進劑點火延遲時間tig主要由兩部分組成，即tig=t1+t2，t1是推進劑固相加熱時間，隨著熱流密度的降低，t1增加;t2是推進劑熱解氣體反應(yīng)時間，隨著壓強的降低，擴散作用增強，t2增加[12]。

從圖3中還可看出，在熱流密度為1.26 W·mm-2時，壓強降低到0.08 MPa以下就出現(xiàn)了明顯的點火延遲時間增加; 而在熱流密度為2.23 W·mm-2時，壓強降低到0.04 MPa以下才出現(xiàn)明顯的點火延遲時間的增加，這是由于熱分解與氣相擴散之間的平衡關(guān)系造成的。在熱流密度從1.26 W·mm-2增加到2.23 W·mm-2時，固相熱分解速率加快，能夠更及時的補充加質(zhì)區(qū)中氣體的濃度; 在壓強高于0.04MPa時，點火延遲時間變化平緩，但壓強低于0.04MPa時，由于氣相擴散效應(yīng)增強，加質(zhì)區(qū)達到氣相反應(yīng)所需濃度需要更長時間，從而造成點火延遲時間明顯增加。

當(dāng)外部熱流密度較高時，點火延遲曲線趨于平緩，壓強對點火延遲時間影響較小，是由于推進劑熱解氣體擴散反應(yīng)時間t2遠小于推進劑固相加熱時間t1，所以壓強對于點火延遲時間的影響遠沒有熱流密度對點火延遲時間的影響那么明顯，在大熱流密度下進行點火時，壓強對點火延遲時間的影響甚至可以忽略不計。

3.3 負壓對燃速的影響

當(dāng)熱流密度為2.23 W·mm-2時，通過回放高速攝影儀拍攝的推進劑燃燒過程的序列圖像，計算得到各壓強下鋁鎂貧氧推進劑的線性燃速，如表2所示。

表2不同負壓環(huán)境下推進劑的燃速

p/MPa0．010．020．040．060．080．1r·/mm·s-10．5260．6140．6820．7520．8480．99

從表2中看出，隨著壓強的降低，推進劑燃速降低。當(dāng)環(huán)境壓強從0.1 MPa下降到0.01 MPa時，燃速降低47%。這可能是熱反饋的能量與效率不同導(dǎo)致的: (1)在較低的負壓環(huán)境下，氧氣濃度較低，推進劑燃燒劇烈程度減弱，使得火焰溫度較低，從而火焰區(qū)到固相區(qū)的熱反饋能量降低; (2)在較低的負壓環(huán)境下，氣體熱導(dǎo)率降低，使得火焰區(qū)到固相區(qū)的熱反饋效率降低。由于推進劑固相熱分解是吸熱反應(yīng)，熱反饋能量和效率的降低使得固相熱分解速率減小，從而導(dǎo)致了燃速的降低。

常用的表征推進劑燃速的公式有Vielle燃速公式和Summerfield燃速公式[13]，如下:

對不同負壓環(huán)境下的燃速數(shù)據(jù)分別用Vielle公式和Summerfield公式進行回歸分析，得到回歸曲線如圖4所示。

圖4不同負壓環(huán)境下推進劑燃速擬合曲線

Fig.4Fitting curves of burning rate at different subatmospheric pressures

由圖4可知，Vielle公式回歸參數(shù)av=1.718，n=0.270，相關(guān)系數(shù)R2=0.908; Summerfield公式回歸參數(shù)as=0.011，bs=1.030，相關(guān)系數(shù)R2=0.744。根據(jù)回歸曲線及回歸系數(shù)可看出Vielle燃速公式擬合曲線與實驗數(shù)據(jù)較吻合。所以在負壓環(huán)境下，Vielle燃速公式更適用于表征鋁鎂貧氧推進劑的燃速特性。

4 結(jié) 論

(1) 鋁鎂貧氧推進劑在負壓環(huán)境下點火時，壓強影響了推進劑熱解氣體的擴散，造成了初始火焰形狀和明亮度的差異。壓強為0.08 MPa時，初焰為圓柱狀; 隨著壓強降低至0.02 MPa，初焰為圓球狀。壓強越低，擴散效應(yīng)越明顯。3432 ms后火焰出現(xiàn)分離，這種現(xiàn)象在壓強為0.02 MPa時表現(xiàn)更明顯。

(2) 隨著壓強的降低，推進劑點火延遲時間增加。當(dāng)激光熱流密度較高(>2.79 W·mm-2)時，壓強對點火延遲時間的影響減弱，是由于熱解速率加快，能更快補充加質(zhì)區(qū)域擴散掉的氣相產(chǎn)物，達到著火所需濃度。

(3) 由于負壓導(dǎo)致的火焰區(qū)到推進劑表面的熱反饋能量降低和氣體熱導(dǎo)率降低，使得推進劑的燃速隨著壓強的降低而減小。當(dāng)壓強從0.1 MPa降至0.01 MPa時，燃速降低47%。所以在高海拔地區(qū)作業(yè)時，可在推進劑中適當(dāng)添加催化劑以增加燃速，滿足推進系統(tǒng)的性能要求。

(4) 分別用Vielle公式和Summerfield公式對燃速進行回歸分析發(fā)現(xiàn)，Vielle燃速公式更適用于表征負壓環(huán)境下鋁鎂貧氧推進劑的燃速特性。其回歸參數(shù)av=1.718，n=0.270，相關(guān)系數(shù)R2=0.908。

參考文獻:

[1]Brewster M Q, Mullen J C. Burning-rate behavior in aluminized wide-distribution AP composite propellants[J].CombustionExplosion&ShockWaves, 2011, 47(2): 200-208.

[2]相恒升，陳雄，周長省，等. 環(huán)境氧含量和壓力對鋁鎂貧氧推進劑燃燒性能的影響[J]. 含能材料, 2017,25(3): 191-197.

XIANG Heng-sheng, CHEN Xiong, ZHOU Chang-sheng, et al. Effect of environment oxygen content and pressure on the combustion of aluminum-magnesium fuel-rich propellant[J].ChineseJournalofEnergeticMaterials(HannengCailiao), 2017,25(3): 191-197.

[3]孫亞倫，任慧，焦清介，等. 某鎂鋁貧氧推進劑吸濕與點火失效分析[J]. 含能材料, 2016,24(12): 1145-1150.

SUN Ya-lun, REN Hui, JIAO Qing-jie, et al. Analysis on moisture absorption and ignition failure of fuel-rich propellant containing magnesium-aluminum[J].ChineseJournalofEnergeticMaterials(HannengCailiao), 2016,24(12): 1145-1150.

[4]吳勛. 高海拔環(huán)境對固體導(dǎo)彈的影響[J]. 裝備環(huán)境工程, 2006,3(3): 102-105.WU Xun. Inference of high altitude environment to solid missile[J].EquipmentEnvironmentalEngineering, 2006,3(3): 102-105.

[5]Arkhipov V A, Gorbenko M V, Gorbenko T I, et al. Effect of ultrafine aluminum on the combustion of composite solid propellants at subatmospheric pressures[J].Combustion,Explosion,andShockWaves, 2009, 45(1): 40-47.

[6]Zanotti C, Giuliani P. Composite propellant ignition and extinction by CO2laser at subatmospheric pressure[J].Propellants,Explosives,Pyrotechnics, 1998,23(5): 254-259.

[7]Harayama M, Saito T, Iwama A. Ignition of composite solid propellant at subatmospheric pressures[J].CombustionandFlame, 1983,52(83): 81-89.

[8]Kakami A, Hiyamizu R, Shuzenji K, et al. Laser-assisted combustion of solid propellant at low pressures[J].JournalofPropulsionandPower, 2008,24(6): 1355-1360.

[9]南寶江，吳平. 固體推進劑激光燒蝕推進流場分析[J]. 推進技術(shù), 2012,33(3): 495-498.NAN Bao-jiang, WU Ping. Flow field development process of solid propellant for laser ablative propulsion[J].JournalofPropulsionTechnology, 2012,33(3): 495-498.

[10]Yan Q, Li X, Wang Y, et al. Combustion mechanism of double-base propellant containing nitrogen heterocyclic nitroamines (I): The effect of heat and mass transfer to the burning characteristics[J].CombustionandFlame, 2009,156(3): 633-641.

[11]劉鑫，劉佩進，金秉寧，等. 復(fù)合推進劑中鋁燃燒實驗研究[J]. 推進技術(shù), 2016,37(8): 1579-1585.

LIU Xin, LIU Pei-jin, JIN Bing-ning, et al. An experimental investigation of aluminum combustion in composite propellant[J].JournalofPropulsionTechnology, 2016,37(8): 1579-1585.

[12]江治，李疏芬，李凱，等. 含納米金屬粉的推進劑點火實驗及燃燒性能研究[J]. 固體火箭技術(shù), 2004,27(2): 117-120.

JIANG Zhi, LI Shu-fen, LI Kai,et al. Research on the ignition and combustion properties of composite propellant containing nano metal powders[J].JournalofSolidRocketTechnology,2004,27(2): 117-120.

[13]張煒，朱慧. 鋁鎂貧氧推進劑低壓燃燒性能表征方法研究[J]. 含能材料, 2002,10(3): 125-127.Z

HANG Wei, ZHU Hui. Characterization methods of combustion properties of aluminum-magnesium fuel-rich propellant at low pressure[J].ChineseJournalofEnergeticMaterials(HannengCailiao), 2002,10(3): 125-127.