固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節的負調現象

曹軍偉，何國強，崔金平，張 鑫，王希亮

(1.西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072；2.中國空空導彈研究院，洛陽 471099)

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固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節的負調現象

曹軍偉1，何國強1，崔金平2，張 鑫2，王希亮2

(1.西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072；2.中國空空導彈研究院，洛陽 471099)

研究了可變流量固體火箭沖壓發動機所存在的燃氣流量負調現象，分析了負調現象產生的機理是由于燃氣發生器壓強的變化過程滯后于噴嘴面積的變化過程。基于燃氣發生器動態工作模型，以某型固體火箭沖壓發動機為例，通過仿真分析研究了燃氣發生器空腔容積和燃氣閥門調節速度對負調過程的影響：當燃氣發生器空腔長度為0.1 m、閥門調節時間分別為0 s和2 s時，對應的燃氣負調量為82.6%和 1.7%、響應時間為0.21 s和1.76 s；當燃氣發生器空腔長度為0.8 m、閥門調節時間分別為0 s和2 s時，對應的燃氣負調量為82.6%和 11.4%、響應時間為1.69 s和2.85 s。基于上述分析結果，還提出了減小固體火箭沖壓發動機燃氣流量負調程度的措施。

固體火箭沖壓發動機；燃氣發生器；流量調節；負調現象

0 引言

隨著空空/空面導彈射程的不斷增加，以傳統固體火箭發動機為動力的導彈，由于體積和重量的限制，要想顯著提高射程和飛行速度已不太可能，必須采用具有更高能量的發動機。固沖發動機是一種吸氣式發動機，由于利用了空氣中的氧作為氧化劑，因此就能夠攜帶更多的燃料，其比沖是固體火箭發動機的3～4倍，可使導彈實現全程動力飛行，大大提高了導彈的機動性能和遠程快速突防能力，被國內外眾多研究機構所廣泛關注和研究[1-4]。為滿足空空導彈寬工作包線的需求，需要采用燃氣流量可調的固體火箭沖壓發動機方案[1-2]。

為實現固體火箭沖壓發動機燃氣流量可調，目前一般都采用機械方式(如電動滑盤閥、氣動錐閥等)，通過改變燃氣發生器噴嘴節流面積來實現對燃氣發生器壓強和燃氣流量的調節[3-7]。鮑文、馬立坤等在利用上述方式對燃氣流量進行調節的研究過程中，發現了燃氣流量的負調現象[5，7-9]。另外，李娟、王佳興等在對變推力固體火箭發動機調節特性進行研究的過程中，也發現了類似的發動機推力負調現象[10-15]。

如果對固體火箭沖壓發動機的負調現象不加以抑制，當希望減小燃氣流量時，可能會出現非期望的燃氣流量突然增大，從而引起沖壓發動機燃燒室壓強突升，可能導致進氣道處于亞臨界工作狀態，進而影響到固沖發動機的正常工作。

針對上述問題，本文分析了負調現象產生的機理，并研究了燃氣發生器空腔容積和閥門調節速度對負調過程的影響。

1 負調現象產生的機理分析

以滑盤閥為例，固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節的原理見圖1。在燃氣發生器工作過程中，需要改變燃氣流量時，通過滑盤的轉動遮擋來改變燃氣發生器噴嘴的節流面積，進而使燃氣發生內的壓強發生變化，從而改變推進劑的燃速，達到改變燃氣流量的目的。在穩態條件下，燃氣流量與噴嘴面積存在一定的對應關系，但在滑盤閥的轉動過程中，燃氣參數是一個非穩態的過程。當需要增大燃氣流量時，需將噴嘴面積變小，燃氣發生器壓強升高，由于燃氣發生器壓強的變化需要一個過程，當噴嘴面積開始變小的瞬間，燃氣發生器的壓強還來不及改變，燃氣流量在噴嘴面積變小的一段時間內反而會變小。反之，當需要減小燃氣流量時，燃氣流量在噴嘴面積變大的一段時間內，燃氣流量反而會增大。這就是固體火箭沖壓發動機所存在的燃氣流量調節負調現象的機理[11-12]。

2 負調現象仿真分析

2.1 燃氣發生器動態數學模型

考慮流量調節過程在燃氣發生器工作平衡段內進行，因此僅對燃氣發生器平衡段工作壓強建立仿真模型，未考慮點火起動過程和燃氣發生器工作拖尾段。

燃氣發生器動態仿真模型的基本假設如下：

(1)燃氣發生器藥柱為端面燃燒藥柱，燃面恒定，等面燃燒；

(2)燃氣發生器內燃氣流速很小，氣體參數可看作均勻的；

(3)燃氣的溫度和成分保持不變，燃氣滿足理想氣體狀態方程。

(1)

其中

(2)

(3)

將式(2)、式(3)代入式(1)展開，得

(4)

dVg/dt項是從一個時間步到另一個時間步自由容積的變化量，即特定時間步內燒掉的裝藥體積，故：

(5)

由假設條件，有

ρg=pg/RgTg

(6)

(7)

綜合以上各式，得燃氣發生器壓力動態模型為

(8)

(9)

綜合以上各式，建立燃氣發生器的動態數學模型為

(10)

2.2 燃氣發生器空腔容積對負調過程的影響仿真分析

假設富燃料推進劑壓強指數為0.5，以燃氣發生器壓強從10 MPa變化到3 MPa為例進行仿真計算。在燃氣發生器工作過程中，由于富燃料推進劑不斷消耗，燃氣發生器空腔的容積也在不斷增大，不同的空腔容積將會對燃氣流量負調過程的時間產生重要影響。圖2、圖3分別顯示了空腔長度分別為0.1、0.4、0.8 m時，對負調過程燃氣流量和燃氣發生器壓強的仿真分析對比。定義負調過程中燃氣流量向相反方向變化的最大值與初始值之間的差值與初始值的比值為燃氣負調量(乘以100%)，負調過程中燃氣流量達到90%目標值所需的時間為響應時間。

圖2 空腔容積對負調過程燃氣流量的影響

圖3 空腔容積對負調過程燃氣發生器壓強的影響

由圖2、圖3可知，隨燃氣發生器空腔容積的增大，燃氣流量調節的響應時間也相應加長。當空腔長度為0.8 m時，響應時間長達1.69 s。燃氣發生器空腔容積的變化對燃氣壓力的動態響應過程具有較大的影響，在燃氣流量控制系統設計時，必須考慮此點[8]。

3 試驗過程中發現的負調現象

由前面分析可知，負調現象主要體現在調節過程中燃氣流量的突然變化上，燃氣發生器壓強并不出現負調現象，僅僅進行燃氣發生器流量調節試驗是觀察不到負調現象的。只有在進行帶流量調節的固體火箭沖壓發動機點火試驗中，才有可能通過沖壓發動機補燃室中壓強或發動機推力的變化觀察到負調現象。為此，設計了帶燃氣流量調節的固體火箭沖壓發動機地面連管點火試驗，在試驗過程中，在0.3 s的時間里，將燃氣發生器噴嘴面積由小變大，觀察到了補燃室壓強和臺架推力先升后降的負調現象(見圖4)。當燃氣發生器壓強由4 MPa向0.5 MPa變化時，補燃室壓強先由初始的0.33 MPa負調至0.35 MPa，然后再下降至0.18 MPa，補燃室壓強負調量達到6%，換算至燃氣負調量為10%左右。上述試驗結果與理論分析相吻合，從而也驗證了在固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節過程中確實存在負調現象。

圖4 固體火箭沖壓發動機連管試驗中出現的負調現象

4 燃氣閥門調節速度對負調過程的影響

固體火箭沖壓發動機燃氣流量負調現象的存在，在某些狀況下，將會對沖壓發動機工作的穩定性造成不利影響，通過分析和研究，燃氣閥門的調節速度將會對負調過程產生較大影響。下面同樣以燃氣發生器壓強從10 MPa變化到3 MPa為例，分析燃氣發生器空腔長度分別為0.1、0.4、0.8 m和調節時間分別為0、0.5、1、2 s時，負調過程中燃氣流量的變化(見圖5～圖7)。

圖5 燃氣發生器空腔長度為0.1 m時燃氣流量負調過程曲線

在調節過程中，燃氣閥門面積隨調節時間線性變化。表1給出了不同燃氣發生器空腔長度和調節時間對燃氣流量負調量和調節響應時間影響的具體參數。

圖6 燃氣發生器空腔長度為0.4 m時燃氣流量負調過程曲線

圖7 燃氣發生器空腔長度為0.8 m時燃氣流量負調過程曲線

空腔長度/m調節時間/s燃氣負調量/%響應時間/s0．1082．60．210．56．20．5413．30．9621．71．760．4082．60．840．520．20．99111．41．3126．22．060．8082．61．690．534．11．95120．12．23211．42．85

由圖5～圖7和表1可看出，隨調節時間增長，燃氣發生器的負調量減小，但同時響應時間也會增加；燃氣空腔容積越大，燃氣流量的負調程度越深，調節響應時間也就越長。當燃氣發生器空腔長度為0.8 m，調節時間由0 s增加到2 s時，燃氣負調量由82.6%降至11.4%，響應時間由1.69 s增加到2.85 s。由上述分析結果給了這樣一個啟示：當需要改變固體火箭沖壓發動機燃氣流量狀態時，燃氣閥門的調節速度并非越快越好，需要根據固沖發動機工作狀態，在燃氣流量調節控制過程中，采用合適的控制算法，控制閥門調節速度，以達到減少負調量，從而保證固沖發動機穩定工作的目的。

5 結論

(1)負調現象在固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節過程中確實存在。在試驗過程中，當在0.3 s的時間內，將燃氣發生器壓強由4 MPa調節至0.5 MPa時，通過補燃室壓強的負調量推算燃氣負調量達到10%左右。

(2)燃氣發生器空腔容積對負調的程度和調節響應時間有較大影響。在調節時間為0.5 s時，當燃氣發生器空腔長度由0.1 m增加至0.8 m，燃氣負調量由6.2%增加至34.1%，響應時間也由0.54 s增加至1.95 s。

(3)通過合理控制燃氣閥門的調節速度，能夠適當減小燃氣流量負調的程度，但也會使響應時間有所增長。

(4)通過對固體火箭沖壓發動機燃氣流量負調現象和過程的分析研究可看出，與液體沖壓發動機相比，負調現象是固體火箭沖壓發動機所特有的。在進行固體火箭沖壓發動機研究時，必須對這一負調過程加以重視和研究，并采取相應措施，減小負調過程對固沖發動機工作帶來的不利影響。

[1] Hans-L Besser.History of ducted rocket development at bayern-chemie[R].AIAA 2008-5261.

[2] Yoshihiro Yamano.Performance demonstration of a variable flow ducted rocket engine by test flight[R].AIAA 2009-5031.

[3] Fry R S.A century of ramjet propulsion technology evolution[J].Journal of Propulsion and Power,2004,20(1):27-57.

[4] Besser H L,Strecker R.Overview of boron ducted rocket developmentduring the last two decades[M].Kuo K K and Pein R,eds,Begell HousePublishing Co.and CRC Press,Inc.,1993:133-181.

[5] 馬立坤,夏智勛,胡建新.閥門作動速度對流量可調固體火箭沖壓發動機動態響應特性的影響[J].導彈與航天運載技術, 2012,37(2):8-13.

[6] 鮑文,牛文玉,陳林泉,等.固體火箭沖壓發動機燃氣發生器及燃氣流量調節閥建模及仿真[J].固體火箭技術,2008,31(6):569-574.

[7] 鮑文,牛文玉,陳林泉,等.固體火箭沖壓發動機燃氣流量調節特性[J].推進技術,2007,28(4):433-436.

[8] Wilkerson F S,Lucac J T.Variable flow solid p ropellant gas generator formissile control systems[R].AIAA 81-1464.

[9] 何洪慶,陳旭揚,孫貴寧,等.固沖發動機的流量調節技術——流量調節系統設計[J].戰術導彈技術,2009,89(2):36-40.

[10] 聶聆聰,姚曉先,孫金鋒.固體火箭沖壓發動機燃氣發生器的最優流量控制算法研究[C]//2011年中國宇航學會固體火箭推進暨航天第三專業信息網學術交流會論文集,2011:665-673.

[11] 楊石林,高波,董新剛,等.滑盤式流量調節燃氣發生器動態特性分析[J].固體火箭技術,2009,32(5):506-510.

[12] 牛文玉,于達仁,鮑文,等.燃氣流量可控的固體火箭沖壓發動機燃氣發生器動態特性[J].固體火箭技術,2008,31(2):145-148.

[13] 王光林,蔡峨,王錚,等.固體火箭發動機設計[M].西安:西北工業大學出版社,1994.

[14] 李娟,王占利,鄭凱,等.喉栓式推力可調固體火箭發動機動態響應特性數值分析[J].固體火箭技術,2009,32(1):48-52.

[15] 王佳興, 魏志軍, 王寧飛.變推力固體火箭發動機非穩態影響因素研究[J].北京理工大學學報,2011,31(9):1018-1020.

(編輯：崔賢彬)

Flow negative regulation characteristics of solid propellant variable flow ducted rocket

CAO Jun-wei1，HE Guo-qiang1，CUI Jin-ping2，ZHANG Xin2，WANG Xi-liang2

(1.Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory，Northwestern Polytechnical Univ.,Xi’an 710072，China；2.China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China)

The flow negative regulation characteristics due to the delay between the pressure variation of gas generator and the area variation of fuel valve for the solid propellant variable flow ducted rocket(SPVFDR)was analyzed in this paper.The influence of the gas generator cavity volume and the gas valve rate on the negative regulation in a SPVFDR was investigated using numerical simulation based on the gas generator dynamic model.The results show that:the negative regulations are 82.6% and 1.7% and the response time is 0.21 s and 1.76 s when the gas generator cavity length is 0.1 m and the regulation time is 0 s and 2 s.The negative regulation are 82.6% and 11.4% and the response time is 1.69 s and 2.85 s when the gas generator cavity length is 0.8 m and the regulation time is 0 s and 2 s.Based on the results,this paper brings forward the methods to reduce SPVFDR flow negative regulation.

solid propellant air-ducted rocket；gas generator；flow regulation；negative regulation

2014-10-20；

2014-11-19。

曹軍偉(1973—)，男，博士生，研究方向為固體火箭沖壓發動機技術。E-mail：caojunwei014@163.com

V438

A

1006-2793(2015)03-0332-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.03.006