粉末火箭發動機推力調節試驗研究

張勝敏，楊玉新，胡春波

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.西北工業大學，西安 710072)

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粉末火箭發動機推力調節試驗研究

張勝敏1，楊玉新1，胡春波2

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.西北工業大學，西安 710072)

為了驗證粉末火箭發動機的多次點火啟動及推力調節等技術，利用設計的發動機開展了試驗研究。研究結果表明，在高能火花塞作用下，粉末火箭發動機可實現多次點火啟動及關機，且啟動及關機的次數、時間間隔等可隨意調節；通過調節粉末燃料和氧化劑的流量，可實現粉末火箭發動機的推力調節技術，推力調節比達到6.5。

粉末火箭發動機；試驗研究；推力調節；點火；關機

0 引言

隨著深空探測技術的發展，近年來越來越多的國家開始探測火星或制定火星探測計劃。由于火星大氣中含有95.3%的CO2氣體，人們提出了直接從地球攜帶粉末燃料，利用火星大氣中的CO2作為氧化劑的一種新型動力系統的構想[1-3]。科研人員針對不同種類的粉末燃料與CO2的燃燒反應開展了研究[4-7]，在綜合考慮了發動機比沖、凝相損失以及點火性能和燃燒特性等多方面的影響因素后，最終確定出鎂粉是以CO2氣體作為氧化劑的粉末火箭發動機的最佳燃料[8-11]。

粉末火箭發動機作為一種新型推進系統，它采用高能量密度的金屬或非金屬粉末為燃料，CO2或其他粉末為氧化劑，具有能量高、密度比沖大、推力可調、可多次啟動、安全性好等優點，是火星探測和下一代戰術導彈的理想動力裝置。國外在開展粉末火箭發動機點火試驗方面大多以CO2為氧化劑，以鎂粉為燃料，主要以點火燃燒性能為研究目標，目前可做到最大壓強2.4 MPa，工作時間42.5 s，推力53 N[10]。粉末火箭發動機的推力調節技術雖在原理上可行，但尚無相關研究報道，利用這一特性可實現對飛行器的靈活控制，有利于飛行器彈道優化和能量管理。

本文針對粉末火箭發動機的燃料供應、多次啟動、穩定燃燒以及推力調節等關鍵技術，開展了可行性試驗研究。

1 粉末火箭發動機試驗系統

1.1 試驗系統

粉末火箭發動機試驗系統如圖1所示，主要由粉末燃料供應系統、試驗發動機、點火系統、供氣系統、視頻監控系統、數據測量和控制系統以及試車臺等組件組成。氧化劑供應系統由2路獨立的管路組成，分別由各自的電磁閥進行控制。

考慮到需多次啟動，確定采用高能電火花塞作為點火源。為了防止燃燒過程中高溫燃氣回流到氧化劑管路中，在氧化劑管路中安裝單向閥。圖2為粉末火箭發動機試驗系統照片。

圖1 粉末火箭發動機試驗系統原理圖

圖2 粉末火箭發動機試驗系統照片

1.2 粉末燃料供應裝置

迄今為止，粉末燃料供應有多種形式，其中活塞驅動流化氣夾帶輸送的方式，由于粉末燃料流量主要依靠活塞運動速度控制，而流化氣的流動狀態對粉末燃料流量的影響較小，因此可利用氧化劑氣體作為流化氣，而無需額外攜帶流化氣瓶。本文基于此原理設計加工了粉末燃料供應裝置開展試驗研究。燃料供應裝置主要包括粉末燃料及其儲箱、活塞、驅動電機、摻混段以及粉末離散器等部件，在粉末儲箱收斂段處有環形進氣口，可使粉末燃料在流化氣的夾帶作用下經過粉末離散器輸送到燃燒室中。圖3為粉末燃料供應裝置示意圖。

1.3 試驗發動機技術狀態

考慮到鎂粉在CO2氣體中良好的點火和燃燒特性[12]，在試驗研究中，均采用平均粒徑為25 μm的鎂粉作為燃料。

圖3 燃料供應裝置示意圖

試驗系統的工作過程如下：首先，接通高能火花塞電源，然后啟動供粉系統及氧化劑供應系統，鎂粉由流化氣流化進入燃燒室，與氧化劑氣體在燃燒室內摻混燃燒并釋放熱量，高溫燃氣通過噴管高速排出產生推力。當發動機需要調節推力時，可向控制系統發出信號，通過調節粉末燃料和氧化劑氣體的質量流量來實現推力調節；當發動機需要關機時，向控制系統發出關機信號，切斷粉末燃料和氧化劑的供應通道，燃燒室中止燃燒，發動機即熄火關機。

2 試驗結果與分析

2.1 粉末供應系統試驗

粉末供應系統的工作原理：電機驅動活塞以一定速度推動儲箱中的粉末燃料向前運動；在摻混段從斜切孔引入流化氣體，粉末燃料被流化，以氣固兩相流的方式經由粉末離散器噴入燃燒室中，完成粉末燃料的流化供應任務。

粉末供應系統的標定可利用粉體質量流量計算公式：

式中k為裝填系數;ρ為粉末密度;v為活塞運動速度;A為粉末儲箱的橫截面積。

由于鋁粉的性質相比鎂粉較穩定，因此選擇使用微米級的鋁粉進行粉末供應的可行性試驗研究。通過對鋁粉噴射過程錄像進行分析，得到粉末供應系統出口粉末流動情況。利用設計的粉末供應系統共開展了70余次的粉末流化試驗，幾次典型的試驗結果如表1所示。

圖4為試驗3中的供粉過程錄像截圖。通過分析視頻圖像可得到，在粉末供應系統工作過程中，粉末的供應相對較穩定，沒有出現大量粉末集中噴射的現象，尤其是在供粉開始和結束的時刻，粉末管路控制開關快速開啟和阻斷流化氣體及粉末的供給，較好地實現了粉末供應系統快速啟動和關閉的目標。

表1 典型工況試驗結果(25 μm)

(a) 0.3 s (b)1.0 s

(c) 9.0 s (d) 10.6 s

2.2 推力調節試驗

采用高能火花塞作為點火源，通過調節粉末燃料和氧化劑的質量流量，來實現發動機的推力調節功能。

選取較為典型的2次試驗進行分析。試驗1為發動機工作過程中的推力調節試驗，試驗2為多次點火啟動的推力調節試驗。在試驗1中，發動機在小推力工況下工作9 s后，加大鎂粉流量，同時啟動第二路氧化劑供應系統，發動機持續工作19 s后，結束試驗。在試驗2中，發動機在I脈沖工況下工作20 s后，關閉供粉系統及第一路氧化劑供應系統；關機9 s后，啟動供粉系統以及兩路氧化劑供應系統，進行II脈沖點火試驗，發動機工作20 s后，結束試驗。試驗工況如表2所示，燃燒室壓強曲線如圖5所示。

2.3 試驗結果及分析

圖5(a)為試驗1的壓強-時間曲線。從中可看出，發動機在點火燃燒的初期，燃燒室內壓強出現了點火峰，峰值壓強達到2.1 MPa，隨后降到1.2 MPa，發動機穩定工作了7 s之后，增加粉末燃料的流量，同時加大氧化劑流量，發動機在2.2 MPa下穩定工作了19 s。

圖5(b)為試驗2的壓強-時間曲線。從中可看出，在I脈沖點火燃燒的初期，燃燒室內出現了壓強峰，峰值達到1.65 MPa，隨后降到1.2 MPa，并在該壓強下穩定工作了20 s；發動機關機9 s后，II脈沖點火啟動，燃燒室再次出現壓強峰，峰值達到2.6 MPa，隨后降到2.2 MPa，并在該壓強下穩定工作了20 s。

表2 試驗時序設置及工況

(a)試驗1

(b)試驗2

在發動機的2次推力調節試驗中，燃燒室內壓強均出現了不同程度的壓強峰。究其原因，是由于高能火花塞的功率有限，而鎂粉在CO2氣體中的點火溫度相對較高，在發動機工作初期，燃燒室內滯留了一些鎂粉，發動機開始點火燃燒時，滯留在燃燒室內的鎂粉瞬間燃燒釋放出大量熱量，導致燃燒室壓強快速升高，出現壓強峰。

圖6為試驗2熱試車視頻錄像截圖，由視頻錄像結合壓強曲線進行分析，在粉末火箭發動機推力調節過程中，除在點火初期出現了點火延遲以及爆燃現象之外，發動機在其他工作階段狀態良好，壓強曲線基本平穩，沒有出現振蕩燃燒或間歇燃燒。發動機累計工作時間達到43 s，脈沖間隔時間達到9 s。

圖6 發動機熱試車錄像截圖

對試驗測量的數據進行分析，數據處理結果見表3。從表3可看出，試驗1中粉末火箭發動機的燃燒效率達到80.5%，試驗2中的燃燒效率達到81.4%。

表3 試驗結果

迄今為止，單發粉末火箭發動機多次點火試驗的啟動次數最多已達到4次，2次點火之間的時間間隔最長達到72 s，單發試驗的最長工作時間達到240 s，推力調節比達到6.5。從工作原理上來看，試驗發動機的啟動及關機次數不受限制，時間間隔也可任意加長，推力調節比可達到15以上。

3 結論

(1)采用高能火花塞作為點火源，成功實現了粉末火箭發動機的多次點火啟動以及粉末燃料的自維持穩定燃燒，燃燒效率達到80%以上。

(2)通過合理調節粉末燃料與氧化劑的質量流量，成功實現了粉末火箭發動機的推力調節功能，推力調節比達到6.5。

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(編輯：呂耀輝)

Experimental investigation on thrust regulation of powdered rocket motor

ZHANG Sheng-min1, YANG Yu-xin1, HU Chun-bo2

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC, Xi'an 710025,China；2.Northwestern Polytechnical Univ. , Xi'an 710072,China)

An experiment system of powdered rocket motor was established to investigate some key technologies, such as multiple start-ups and thrust regulation and so on, large numbers of experiments were conducted. The results indicat that under the effect of high energy spark plug,powered rocket motor can realize multiple start-ups and shutdown.Moreover startup and shutdown times, the time intervals can be regulated randomly. By adjusting the flow rate of the powder fuel and oxidant, powered rocket motor can achieve thrust control technology,and thrust regulation ratio reaches 6.5.

powdered rocket motor;experimental investigation;thrust regulation;ignition;shutoff

2014-12-11；

2015-01-27。

張勝敏(1983—)，男，博士，研究領域為固體火箭發動機設計與研究。E-mail:zsm_nwpu@126.com

V430

A

1006-2793(2015)03-0347-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.03.009