基于冰筒結構的固體火箭發動機熱試車用尾焰處理新技術①

馬 原，霍東興，張燕飛，張 平，劉 童，厲彥忠

(1.西安交通大學 能源與動力工程學院，西安 710049；2.西安航天動力技術研究所 固體火箭發動機燃燒、熱結構與內流場國防科技重點實驗室，西安 710025；3.西安向陽航天材料股份有限公司，西安 710025；4.西安交通大學 高端裝備研究院，西安 710049)

0 引言

固體火箭發動機地面試車裝備是保障發射任務、支持技術研發驗證的關鍵基礎。由于發動機試驗產生的廢氣含有大量氯化氫、微顆粒等污染物，且總溫超過3500 ℃，若不進行處理將帶來嚴重的環境危害，并對試車人員的身體健康產生直接影響。19世紀50年代，美國在規劃建設發動機試車研究中心的初期便制定了試車設備規范，突出明確了環境預防措施的重要性，并嚴格規定了試車廢氣處理與排放的標準。20 世紀70年代，美國空軍專門針對固體火箭發動機開展了尾焰處理技術研究，提出了一種高氣速水噴霧洗滌器。通過22 kN火箭發動機洗滌器樣機搭建與測試，對所有顆粒和氯化氫氣體去除率能夠達到99%，但該裝置操作復雜，在瞬態啟動及洗滌過程中損耗嚴重，對運行環境要求嚴苛，檢修及維護成本昂貴，最終未投入使用。

美國NASA格倫研究中心針對液體火箭發動機地面試車平臺搭建了一套洗滌器/消音器尾焰處理裝置。洗滌槽長23.5 m，與一個高32 m的垂直排氣煙囪相連。排氣(溫度可達3315 ℃，速度為2743～3657 m/s)通過狹窄開口進入洗滌器，洗滌槽內有大量噴水桿對廢氣進行噴水降溫與洗滌(用水量約190 t/min)，最終以大約6 m/s的速度和71 ℃的溫度由垂直排氣煙囪逸出。對于大推力發動機，考慮巨大用水量引起的大型泵設備與電力成本問題，許多試車平臺選擇依山而建，依靠山體結構的勢能作用實現大流量用水供給，但這也直接影響了試車工作的機動性與靈活性。國內多數液體火箭試車平臺同樣采用上述水噴淋/洗滌裝置進行尾焰降溫處理。然而，現有的固體火箭發動機試車平臺中，除了少數主動引射高模試車臺中采用了水噴霧冷卻器外，幾乎均未對高溫、高速、高污染的發動機尾焰進行嚴格的控制處理，而是采用了直接導流排放的方式。若對固體火箭發動機沿用水洗滌裝置進行尾焰降溫處理與排放控制，除了存在系統龐大、操作復雜、損耗嚴重，且試驗成本昂貴(電力、水、制造、安裝檢修等)等問題，尤其對工作時間長、秒流量大的固體火箭發動機，還存在發生洗滌擁塞、燒蝕失效等潛在問題，工程實用性較差。隨著我國綜合國力的不斷提升，大幅增加的發射任務、大力推進的新型火箭發動機與導彈技術研發將全面帶動試車試驗的任務需求與技術升級。開展更加綠色、經濟、高效和便捷的尾焰處理技術研究具有重要意義。

本文基于現有水洗滌裝置提出了采用冰筒結構的新型發動機尾焰處理技術。在理論分析冰筒內發動機燃氣流動換熱過程的基礎上，開展了兩種型號發動機的冰筒試車實驗，成功驗證了所提出的冰筒裝置對固體火箭發動機降溫、降速、降污染的處理能力。本文工作可為固體火箭發動機地面試車平臺建設提供優化思路與技術參考。

1 基于冰筒的新型尾焰快速處理方法

基于水對尾焰的降溫與洗滌作用，本文提出采用具有更多冷能的水的固體形態——冰，進行固體火箭發動機尾焰處理。如圖1所示，將冰制成的筒型通道結構放置在發動機出口，高溫排氣將以很高的速度進入冰筒通道，在冰筒入口段存在空氣卷吸以及尾焰殘余可燃氣體復燃等現象。進入冰筒通道后，主要存在氣體-冰筒對流換熱、氣體-冰筒壁面輻射換熱和固體顆粒-冰筒壁面輻射換熱三種主要換熱形式。其中，冰融化為水以及水氣化為水蒸氣的相變過程將有效強化尾焰與冰筒壁面間的對流換熱作用，相變潛熱能夠吸收大量尾焰熱量，實現尾焰快速降溫。同時，顆粒輻射換熱也是尾焰降溫的核心作用之一。這主要是因為尾焰內固體顆粒含量高(質量分數超過30%)、粒徑小(約5 μm)、溫度高，且冰筒壁面可以始終保持低溫，顆粒-冰面的等效輻射換熱面積和換熱溫差很大，從而產生了遠高于水洗滌系統的降溫強度。冰筒受熱融化形成的水將發揮對有害氣體和固體顆粒的洗滌作用，有效去除尾焰中的污染物。此外，氣流速度將在降溫、空氣卷吸、相變產生的水蒸氣組分介入和顆粒碰撞的共同作用下明顯降低，進而使氣流高速摩擦引起的氣流噪聲得到明顯抑制。

圖1 發動機尾焰在冰筒內流動換熱過程示意圖

2 XXΦ127發動機試車驗證試驗

圖2為采用冰筒裝置的XX127發動機試車試驗系統示意圖。發動機裝藥量約1.5 kg，噴管出口直徑50 mm，尾焰出口靜溫約1863 ℃。冰筒裝置由6段300 mm×300 mm的矩形金屬鋼制殼體組裝而成，總長1800 mm，距離發動機噴管出口200 mm。冰體采用-20 ℃冷庫制備，制冰時間約48 h。鑒于大結構冰體導熱性能較差，為提高制冰速度，采用分段制取后再合并組裝的形式。冰筒通道采用圓形截面對噴管出口圓形射流進行導流。考慮取冰拔模椎角的需求，冰桶通道截面大小有一定變化，內徑為80～110 mm。冰筒通道入口尺寸采用式(1)關于自由射流半徑與射流距離的經驗公式進行估算。

(a)Schematic diagram of static firing test system and the locations of temperature sensors

(b)Physical picture of the test system before static firing test (c)Scene picture of the test system during static firing test

=34

(1)

式中為圓形射束流的橫截面半徑；為噴管因數，一般取0.07～0.08，主要取決于噴管結構參數；為距噴管出口距離。

冰筒總冰量主要基于式(2)的能量平衡關系設計，保證攜帶足夠冷能的足量冰體完成對尾焰的降溫換能。

(Δ+Δ+)=Δ

(2)

式中 Δ為尾焰在冰筒進出口的單位質量焓差；Δ為尾焰在冰筒進出口的單位質量動能差；為單位質量尾焰與卷吸空氣的復燃放熱量；為發動機燃料質量流量；為發動機工作時間；為安全系數，建議取3以上；為換能效率，一般取0.4～0.7；Δ為冰變為水或水蒸氣的總吸熱量，包含蓄冷顯熱與相變潛熱兩部分。

實驗臺共布置有4個鎧裝熱電偶溫度測點，測點位置如圖2(a)所示。圖3給出了測點1～4的溫度變化情況，試驗時間約2.5 s。試驗開始前，受冰筒低溫影響，4個測點溫度均接近0 ℃。發動機點火后，4個測點均很快達到并穩定在90 ℃左右。約2.5 s發動機停止工作后，4個測點溫度在冰筒的持續冷卻作用下逐漸降低，6 s時降低至40 ℃以下。經過此次發動機試車試驗，通過溫度測量初步驗證了冰筒裝置對發動機高溫尾焰的快速降溫作用。

3 XX500發動機試車驗證試驗

基于前期針對冰筒裝置處理能力的理論分析以及小型XX127發動機實驗的成功驗證，開展了裝藥量近700 kg、工作時間約15 s的XX500發動機搭載試驗，以考核冰筒裝置對大型固體火箭發動機的尾焰處理性能。

圖3 XXΦ127發動機試驗溫度數據曲線

試驗系統如圖4所示，試驗現場共布置5臺攝像機(1#～5#)，1臺紅外攝像機(6#)，13路測溫熱電偶，2路聲壓傳感器。冰筒裝置距離發動機出口0.5 m，總長10 m。冰筒前段采用內徑600 mm的單孔通道結構，經過單孔通道的初步降溫降速，為進一步增大換熱面積并減小燃氣速度，后段采用內徑450 mm的三孔通道結構，截面形狀如圖4右側所示。

發動機出口燃氣經過冰筒裝置后，進入試車臺原有的排放通道排放至高空大氣。

圖5給出了測點1和測點13的溫度測量結果，其他測點數據具有相似的變化規律。溫度數據與XX127試驗結果相似，試驗開始前，測點受冰筒內低溫環境影響處于較低溫度(低于10 ℃)。發動機點火后，測點溫度在尾焰高溫影響下逐漸升高，6 s左右測點溫度基本穩定在90 ℃左右。發動機工作時間約 15 s，發動機停止工作后，測點溫度在冰筒的持續冷卻作用下開始降低，逐漸接近實驗前初始溫度。

圖4 XX500固體火箭發動機搭載試驗系統

圖5 XX500發動機試驗溫度數據曲線

圖6給出了紅外攝像機獲得的冰筒出口溫度數據，進一步驗證了冰筒出口溫度低于100 ℃。對比XX127試驗，針對秒流量更大的XX500固體火箭發動機，冰筒裝置同樣能夠實現對發動機尾焰的快速降溫，且處理后溫度低于100 ℃，更有利地證實了該方法的有效性與普適性。

圖7給出了XX500發動機試驗中，在冰筒裝置前后聲壓傳感器測量得到的對比數據。可以看出，高速尾焰在冰筒裝置內得到了有效降速，冰筒出口較入口處聲壓下降約80%。

圖8給出了采用冰筒處理裝置前后，排氣通道出口拍攝得到的排氣云團圖片。可以看出，未進行排放控制的發動機尾氣呈黃灰色，含有大量有毒性氣體及顆粒污染。采用冰筒處理裝置后，排放氣體呈現高清潔度的白色。排放氣體檢測報告顯示，采用冰筒處理裝置后，排氣中氯化氫氣體濃度由1.68 g/m大幅度降低至39.6 mg/m，表明了冰筒裝置對固體火箭發動機尾焰污染物的高效洗滌作用。

圖6 XX500發動機試驗紅外溫度數據

(a)Without the ice tunnel (b)With the ice tunnel

圖8 采用冰筒裝置前后排氣云團狀態對比

4 結論

本文針對固體火箭發動機尾焰高溫、高污染、難處理的問題，考慮到現有水洗滌裝置存在系統龐大、操作復雜、運維成本高等制約性，提出了一種基于冰筒結構的新型處理方法，并開展了理論分析與發動機試車試驗研究，主要結論如下：

(1)冰筒尾焰處理裝置在保持水(冰融化的水)洗滌-降污染作用的同時，利用冰-水固液相變潛熱、顆粒-冰面輻射與顆粒碰撞作用進行降溫、降速(降噪)強化。同時，以固體冰結構替代固體管道，實現尾焰傳輸與處理過程的有效集成，不需要復雜的系統硬件、操作控制及后期維護，具有系統規模小、結構緊湊、操作簡單、成本低等顯著優勢。

(2)裝藥量較小的XX127發動機試車數據顯示，出口靜溫約1863 ℃的發動機尾焰進入冰筒結構后，能夠被迅速冷卻并穩定在90 ℃左右，有效驗證了冰筒裝置對發動機尾焰的快速降溫作用。

(3)裝藥量約700 kg的XX500發動機搭載試驗數據顯示，針對大型發動機采用冰筒處置裝置后，冰筒出口排氣溫度低于100 ℃，聲壓降低約80%，有害氣體氯化氫濃度由1.68 g/m大幅度降低至39.6 mg/m，去除率超過97%。成功驗證了所提出的新型冰筒處理方法能夠快速實現固體火箭發動機尾焰降溫、降速、降噪和降污染的“四降”目的。

感謝西安航天動力測控技術研究所對本文開展的XX500發動機冰筒裝置試車實驗的支持。