固體火箭超燃沖壓發動機硼基貧氧推進劑配方優選試驗研究①

黃禮鏗，魏和平，張先瑞，楊玉新，田凌寒，張 強

(1.中國航天科技集團有限公司四院四十一所,西安 710025；2.湖北航天化學技術研究所，襄陽 441003)

0 引言

固體火箭超燃沖壓發動機具有結構簡單、成本低、作戰反應時間短、機動性和安全性好等優點，以其獨特的優勢將逐漸成為支撐吸氣式巡航飛行器應用的關鍵技術，在未來高超音速武器動力系統應用方面具有廣闊的應用前景，得到了國內外學者的重視。

硼是一種質量熱值和體積熱值都非常高的金屬燃料。以硼為主要能量來源的硼基貧氧固體推進劑非常適用于固體火箭超燃沖壓發動機。固體超燃沖壓發動機燃燒室內的燃燒流動是一個十分復雜的過程，目前已經實現了固體推進劑的穩定燃燒，但燃燒效率較低，仍需通過推進劑配方優化和改善超音速燃燒室燃燒條件來進一步提高燃燒性能。在推進劑配方優化方面，針對硼基推進劑及一次硼產物中的其他成分，以及燃氣發生器和補燃室中的溫度、壓力和氣氛等環境因素對硼的點火燃燒和能量釋放產生的影響開展了大量研究。在粒徑的選擇上，需要綜合考慮硼的點火燃燒特性和燃燒時間。席劍飛等的研究表明，粒徑1 μm左右的硼顆粒已能夠較好地滿足實際應用需求。通過對硼顆粒進行表面包覆可以有效地促進硼的能量釋放，陳冰虹等闡述了不同包覆材料對硼顆粒的包覆機理，總結了去除硼顆粒表面氧化膜，提高燃燒溫度，降低硼的點火溫度，提高表面相容性，催化硼顆粒的氧化反應等特性的硼顆粒包覆材料的選取原則。而增加添加劑是提高貧氧推進劑一次燃燒效率和溫度的有效途徑，添加劑通常是一些熱值低于硼,但比硼點火溫度低、反應活性高的材料。包括GAP、HMX、RDX、CL-20等高能燃料，鎂、鋁、釹、鎂鋁合金等活潑金屬，LiH、CaH、TiH等金屬氫化物等。梁導倫等通過添加鎂鋁合金,不僅促進了硼的初次點火性能，對一次硼產物的二次燃燒過程也有良好的改性作用。在改進燃燒組織條件方面，李軒等對圓形燃燒室固體火箭超燃沖壓發動機在不同凹腔和擾流裝置條件下的性能開展了數值仿真研究。劉仔等對固體火箭超燃沖壓發動機在不同補燃室結構和不同來流條件下的摻混燃燒開展了數值仿真研究，并對補燃室構型進行了優化設計。高勇剛等采用全流道一體化數值模擬的計算方法，研究了一次火箭室壓、一次燃燒產物組分、不同燃燒室構型對于固體火箭燃氣超燃沖壓發動機性能的影響。由于含硼貧氧推進劑的燃燒受到諸多因素的限制，目前與含硼貧氧推進劑燃燒相關的研究主要集中于亞聲速燃燒領域，在超音速燃燒室中的燃燒研究較少。但含硼貧氧推進劑熱值高，其超音速燃燒組織技術的突破，將大幅提高固體火箭超燃沖壓發動機的性能。

本文針對采用含硼貧氧推進劑固體火箭超燃沖壓發動機的高效穩定燃燒問題，研究影響含硼貧氧推進劑燃燒效率的影響因素及規律，研制兩種改進的含硼貧氧推進劑配方，并開展地面直連試驗驗證，以獲得更適宜的固體火箭超燃沖壓發動機含硼貧氧推進劑配方。

1 硼基貧氧推進劑配方優化

能量充分釋放是保證推進劑能量水平優勢的關鍵，為此提出了一次和二次能量釋放效率參數和，以對含硼富燃料推進劑配方組分對能量性能的影響做出評價和選擇。

定義為含硼富燃料推進劑一次燃燒過程中的放熱量占理論燃燒熱的百分比，用來表征含硼富燃料推進劑一次燃燒的能量釋放效率，由下式計算：

(1)

式中為含硼富燃料推進劑一次燃燒過程中的放熱量；為含硼富燃料推進劑的理論燃燒熱。

定義為含硼富燃料推進劑二次燃燒過程的放熱量占殘余燃燒熱(即理論燃燒熱與爆熱的差值)的百分比，表示含硼富燃料推進劑的二次燃燒的能量釋放效率，由下式計算：

(2)

通過含硼貧氧推進劑的燃燒試驗，獲得的硼粉燃燒效率與一次、二次能量釋放效率之間的關系如圖1所示。圖1清楚地說明含硼富燃料推進劑燃燒效率問題歸根結底是硼粉的燃燒問題，提高一次能量效率和二次能量效率都需要提高硼粉的燃燒效率。

圖1 硼粉燃燒效率與一次、二次能量釋放效率之間的關系Fig.1 Relationship between combustion efficiency and first and secondary energy release efficiency of boron powder

就推進劑配方而言，為了提高一次能量釋放效率，可采用極細的硼粉和提高一次燃燒溫度(或降低硼粒子的點火燃燒溫度)。前者是內因，當前國內無定形硼粉粒徑為1～2 μm，可完全滿足使用要求；后者是外因，普遍的手段是引入易燃金屬(如鎂、鎂鋁合金)或采用氟化物包覆等，通過添加劑產生適于硼粉燃燒的環境，仍是提高含硼富燃料推進劑燃燒效率的最有效手段。

因此，在硼粉粒徑為5～10 μm的基礎配方上，通過提高一次燃燒溫度形成改進配方A，通過采用粒徑1～2 μm的硼粉形成改進配方B。三種配方推進劑熱值均為34 MJ/kg。

2 試驗系統

2.1 空氣加熱器

本文直連實驗系統由空氣加熱器、設備噴管、發動機燃燒室和數據處理系統組成。空氣加熱器燃燒氧氣和酒精對來流空氣進行加熱，用于模擬飛行高度24 km、飛行馬赫數5.8的高溫高速來流，設備噴管模擬隔離段入口的流動參數如表1所示。

表1 加熱器模擬工況Table 1 Simulated condition by the air heater

2.2 試驗發動機

固體火箭超燃沖壓試驗發動機燃燒室為二元結構，寬高比為15，燃燒室采用后向臺階-等直-擴張-等直構型。試驗發動機結構示意圖如圖2所示，由摻混燃燒段、第一段擴張段和第二等直段組成。摻混燃燒段有一后向臺階，燃氣發生器產生的高焓一次燃氣從后向臺階后垂直向下噴注進入燃燒室摻混段；燃氣射流裝置中間為一劈尖，將一次燃氣分為兩股，以實現二元燃燒室寬度方向的均勻噴注；燃燒組織結構利用后向臺階形成火焰穩定區，并利用高焓富燃燃氣的橫向射流提高摻混均勻度，該燃燒組織結構已得到地面直連試驗驗證。地面直連實驗主要在于研究燃燒室的燃燒工作過程。因此，實驗發動機不帶尾噴管。

圖2 試驗發動機燃燒室示意圖Fig.2 Configuration of the test motor chamber

3 試驗結果分析

3.1 試驗系統

本試驗系統啟動后2 s左右穩定，試驗時序設定為系統啟動3 s后發動機工作，試驗系統工作6 s后關閉，為發動機提供6 s的試驗窗口。

在圖2試驗發動機前端，安裝有模擬進氣道出口流動參數的直連試驗系統加熱器和設備噴管。圖3為直連試驗系統加熱器壓力曲線，圖4為設備噴管壓力曲線。可見，試驗過程中進氣系統工作較為穩定，3發試驗工作工況一致較好，加熱器壓強為2.0 MPa左右，滿足試驗要求。

圖3 試驗系統加熱器壓力曲線Fig.3 Pressure curves of the air heater

圖4 設備噴管壓力曲線Fig.4 Pressure curves of the test system nozzle

3.2 燃氣發生器

燃氣發生器為雍塞端面燃燒固體貧氧燃氣發生器，產生超音速射流噴注進入超音速燃燒室，圖5為燃氣發生器壓力曲線。可見，燃氣發生器工作狀態基本一致。試驗采用端面燃燒包覆藥柱，發動機點火時存在一個較高的點火壓力峰，由于工作中硼和碳等凝相粒子存在少量沉積，燃氣發生器喉徑減小，導致燃氣發生器壓強工作中逐漸爬升。優化配方A的燃速和壓強指數與基礎配方基本一致，優化配方B的燃速偏大，使得燃氣發生器工作壓強較高，工作時間較短。

圖5 燃氣發生器壓力曲線Fig.5 Pressure curves of the gas generator

表2為燃氣發生器的各測量參數。其中，平均工作壓強、平均工作燃氣流量由式(1)、式(2)計算獲得。通過熱力計算可得到此種固體推進劑的理論空燃比為6.539。因此，試驗的燃燒室當量比為0.63。

表2 燃氣發生器測量參數Table 2 Measured parameters of the gas generator

燃氣發生器平均工作壓強計算公式：

(3)

式中、為穩定工作段的始末時間。

燃氣發生器平均工作燃氣流量計算公式：

(4)

式中為燃速系數；為壓力指數；為推進劑噴射效率；為推進劑密度；為藥柱燃面；為推進劑溫度敏感系數；為試驗溫度；為基準溫度，=25 ℃。

為方便試驗數據分析，穩定工作段取0.5。

3.3 燃燒室性能

圖6 為燃燒室壁面壓力分布曲線，壓力取二元燃燒室對稱面上下兩側壁面及上側壁面1/4寬度位置的壓力平均值。

圖6 燃燒室壓強對比Fig.6 Comparison of the chamber pressure

由圖6可見，燃氣發生器點火后，壁面壓力在富燃燃氣噴射點有明顯突躍爬升，最大壓強達0.33 MPa，并對上下游的壓力分布產生一定的影響，而燃燒室流道面積為線性增大，表明燃燒室實現了穩定燃燒。燃燒室中段出現壓力的二次升高，是固體凝相顆粒燃燒釋熱所致，體現了固體超燃沖壓發動機氣固兩相燃燒釋熱不同步的特性。

從不同推進劑配方的燃燒室壓強對比可看出，三種配方均實現了穩定燃燒，摻混燃燒主要發生于后向臺階回流區。燃燒室為逐步擴張型面，但燃燒室中部壓強降低后緩慢爬升，至燃燒室尾部又繼續下降。這是由于含硼貧氧推進劑中硼顆粒燃燒放熱時間較長，燃燒室后段等直段提供了更為有利的摻混燃燒條件，燃燒室中形成兩個較為明顯的放熱區。基于試驗發動機燃燒室靜壓分布，采用一維流場分析方法，得到燃燒室其他流動參數分布，計算出燃燒室的性能，對尾噴管進行簡化計算，噴管擴張比取6，噴管效率取0.95，利用理論計算得到尾噴管性能，進氣道阻力利用直連試驗模擬來流的沖量差進行計算，得到發動機性能計算結果如表3所示。

表3 燃燒室性能參數Table 3 Performance of the chamber

由表3可見，改進配方B降低硼顆粒粒徑，并沒有提高推進劑總燃燒效率，這與設計目標相反，其具體作用機理還需要進一步深入研究。而改進配方A通過燃燒催化提高一次燃燒效率，使得一次燃氣溫度提升，硼顆粒的點火燃燒微環境得到改善，提高了一次燃氣的超音速補燃效率。改進配方A在當量比為0.388時，計算得到的燃燒效率由基礎配方的61.2%提高至83%，計算得到的發動機名義比沖由6016 N·s/kg提高至7996 N·s/kg，超音速燃燒性能得到顯著提高。

4 結論

(1)采用后向臺階結構和垂直燃氣射流的固體超燃沖壓發動機，在模擬24 km/=5.8飛行的直連試驗中，燃燒室入口馬赫數為=2.8時，含硼推進劑實現了高效穩定燃燒，且摻混燃燒主要發生于后向臺階回流區。

(2)提高一次燃燒效率的改進配方A，使得一次燃氣溫度提升，硼顆粒的點火燃燒微環境得到改善，提高了一次燃氣的超音速補燃效率。

(3)降低硼顆粒粒徑的改進配方B并沒有提高推進劑總燃燒效率，這與設計目標相反，其具體作用機理還需要進一步深入研究。

(4)改進配方A在當量比為0.388時，計算得到其的最高燃燒效率達83%，計算得到的發動機名義推力為560 N，比沖達7996 N·s/kg，超音速燃燒性能得到顯著提高。