一種基于藍紫光的固體火箭發動機羽流煙霧特征信號在線測量方法①

陳佳輝,吳佳佳,強科杰,馮 偉,陳曉龍,劉津良,楊 斌*

(1. 上海理工大學 能源與動力工程學院,上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室,上海 200093;2. 上海航天動力技術研究所,上海 201109;3. 西安近代化學研究所,西安 710065)

0 引言

羽流煙霧是固體火箭發動機重要的特征信號之一,會使得導彈等武器系統能見度增加,飛行軌跡暴露,影響制導與通信,降低武器系統的生存能力。隨著武器系統需求的日益發展,在保證固體推進劑能量特性的同時,固體火箭發動機的研制越來越關注羽流煙霧等特征信號的降低。固體火箭發動機羽流煙霧主要分為一次煙和二次煙[1]。其中,一次煙是由發動機噴管排出的燃氣和固體或液體凝相粒子所組成的混合物,主要來源于固體推進劑配方中的金屬顆粒、催化劑等組分的燃燒,以及包覆層、絕熱層、尾噴管等材料熱分解生成的高溫碳顆粒與金屬氧化物、氯化物、氫氧化物等顆粒;二次煙作為一次煙產物的二次燃燒,主要是高氯酸銨、硝酸銨、硝胺和粘合劑等二次燃燒后生成的氯化氫和氟化氫等產物在一定環境溫度和濕度下凝聚成的小液滴。羽流煙霧顆粒對周圍環境光的散射效應會使發動機明亮的后燃區后部拖有羽煙尾跡,這些一次煙與二次煙具有較強的衰減作用,將影響到武器系統制導能力,降低精確打擊精度[2]。雖然VICTOR等提出了通過推進劑配方與發動機工況計算發動機羽流煙霧特征信號的方法[3],但由于羽流煙霧粒徑、濃度等參數較為復雜,通過實驗測量煙霧光透過率來表征羽流煙霧特征信號更為直接準確。

固體火箭發動機羽流煙霧光透過率測量目前主要采用煙道/煙箱收集法,通過設計標準煙道/煙箱,將發動機產生的煙霧收集,再利用煙霧光透過率測量系統對煙霧進行測量表征。孫美等采用煙道法研制了羽流煙霧光透過率檢測系統,測量了4種不同推進劑發動機羽流煙霧光透過率[4]。陳勝石等采用煙箱法對2種配方縮比發動機羽流在1.06 μm與10.6 μm波段進行激光透過率測試,實驗結果表明10.6 μm煙霧光透過率高于1.06 μm[5]。張波等采用煙箱法,利用1064 nm與532 nm雙光源透射法對固體火箭發動機羽流透過率進行了動態測試,滿足了低特征信號推進劑研究的需要[6]。張勁民等采用煙箱法研制了羽流激光透過率測試系統對不同配方推進劑的一次煙、二次煙進行了實驗研究[7]。采用煙道/煙箱收集法易受到收集空間與環境的影響,難以分辨一、二次煙霧。對此,陳勝石等發現二次煙霧水汽在探測器表面凝結引起的透射光衰減隨時間逐漸增大,為消除這一影響,采用純水汽透過率除以煙霧和水汽綜合透過率進行表征[5]。為進一步簡化煙霧特征信號測試實驗流程,王長健等基于視頻圖像直接分析獲得推進劑羽流煙霧較大空間范圍內透過率的空間分布[8]。這種發動機工作狀態下羽流煙霧特征信號直接在線測量方法,無需采用煙道/煙箱收集羽流煙霧,可以有效簡化實驗操作流程。但是由于受到羽流高溫、燃氣組分濃度復雜等因素,發動機工作狀態下羽流在可見與紅外波段輻射強[9-11],這對光透過率的測量影響較大。

本文首先對固體火箭發動機羽流輻射進行測量與分析,為消除羽流輻射對透射光測量的影響,采用406 nm藍紫光激光器、藍紫光濾波片與350～1020 nm波段光纖光譜儀搭建固體火箭發動機羽流煙霧特征信號測量系統,并將其應用于標準φ118 mm試驗發動機羽流煙霧光透過率測量,有效消除輻射對煙霧直接測量的影響,為固體火箭發動機羽流煙霧特征信號評價提供手段。

1 固體火箭發動機羽流煙霧光透過率測量方法

1.1 顆粒光散射理論

由于固體火箭發動機高溫羽流煙霧顆粒相態、粒徑分布與濃度等較為復雜,難以實現測量表征,因此發動機羽流煙霧特征信號通常采用光經羽流煙霧的光透過率來表征。

如圖1所示,光透過率T通過實驗測量入射光強I0與透射光強It,根據Lambert-Beer定律描述為[12]

圖1 顆粒光散射衰減示意圖Fig.1 Schematic of particle light scattering attenuation

(1)

式中τ為濁度;L為光程。

由于被測煙霧中顆粒粒徑分布復雜,假設粒徑為Di的顆粒在單位體積內的數量濃度為Nt,則煙霧的濁度為

(2)

式中K為Mie散射理論定義的消光系數,與入射光波長λ、顆粒粒徑D與顆粒折射率m有關。

1.2 激光波長選擇與分析

典型鋁含量12%和15%丁羥推進劑(HTPB)發動機羽流350～1020 nm波段輻射光譜如圖2所示,其中,縱坐標counts為光強計數值,表征光強度。可以看出在350～1020 nm波段,主要是由凝聚相產物產生的連續光譜以及金屬原子受熱激發產生的原子特征譜線疊加形成。為了更好地表征固體火箭發動機羽流煙霧光透過率參數,需要重點考慮消除羽流輻射影響,避免選擇原子特征譜線附近作為光源。因此,根據固體火箭發動機羽流典型輻射光譜特征,考慮羽流自身輻射對激光透過率測量的影響,并綜合目前常用激光器的工作波長、光譜儀光譜探測范圍與探測靈敏度等因素,因此,選取406 nm波長附近作為目標波長,采用406 nm藍紫光激光器、藍紫光濾波片與350～1020 nm波段光纖光譜儀搭建固體火箭發動機羽流煙霧特征信號測量系統。

圖2 12%與15%鋁含量HTPB推進劑發動機典型羽流輻射光譜Fig.2 Typical plume radiation spectrums of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

1.3 典型煙霧顆粒光散射衰減特性分析

選取406、650、980 nm作為入射波長,對5 μm與15 μm粒徑的顆粒開展典型濃度顆粒光透過率仿真計算,結果如圖3所示。可以看出相同顆粒濃度下,顆粒粒徑是影響光透過率的主要因素。相同粒徑下,在350～1020 nm波段選取不同入射光波長,顆粒不同光程的光透過率規律基本一致。選取406 nm波長入射光源,獲得350～1020 nm波段的煙霧光透過率具有代表性。

圖3 不同粒徑顆粒光散射衰減計算結果Fig.3 Calculation results of light scattering attenuation of particles with different sizes

2 固體火箭發動機羽流煙霧測量系統及試驗

2.1 固體火箭發動機羽流煙霧特征信號測量系統

基于上述分析,為了獲得固體火箭發動機羽流煙霧光透過率,搭建羽流煙霧特征信號測量系統如圖4所示。

圖4 固體火箭發動機羽流煙霧特征信號測量系統Fig.4 Measurement system for plume smoke characteristic signal of solid rocket motor

該系統由標準φ118 mm試驗發動機、聚光透鏡、光纖探頭、2臺光纖光譜儀(Isuzu Optics Corp.,SE1040-25-VNIR,350～1020 nm)、406 nm藍紫光激光器、衰減片、藍紫光濾光片組成。光譜儀2的光纖探頭距離噴管出口截面5 cm,光譜儀1的光纖探頭距離噴管出口10 cm,兩個光譜儀于羽流一側并排擺放。激光器放置于羽流另一側與光譜儀2中心對齊放置,激光器與光譜儀2的探頭間距為40 cm左右。其中,發動機羽流輻射測量采用光譜儀1獲得,羽流輻射光經透鏡匯聚至光纖探頭由光纖傳輸至光譜儀1記錄,光譜儀1積分時間設為10 ms,光譜采集頻率為10 Hz;發動機羽流煙霧光透過率測量采用光譜儀2獲得,激光器發射激光經衰減片衰減至合適強度照射羽流,透射光經濾波片與透鏡匯聚至光纖探頭由光纖傳輸至光譜儀2記錄,光譜儀2積分時間設為10 ms,光譜采集頻率為10 Hz。

2.2 試驗發動機與試驗工況

為驗證本文提出的羽流煙霧特征信號測量方法,將搭建的測量系統應用于標準φ118 mm發動機試驗開展羽流煙霧光透過率測量,其中,發動機噴管是具有石墨喉襯的絕熱錐形噴管,可以調節發動機燃燒室壓強。選取的6次試驗采用聚醚與HTPB兩類固體推進劑,試驗推進劑類型、燃速、配方與燃燒室平均壓強工況參數如表1所示。

表1 試驗發動機工況與推進劑主要配方Table 1 Conditions and propellant formulation of test motors

3 試驗結果與討論

3.1 羽流藍光光源-濾波探測透射光譜分析

應用固體發動機羽流煙霧特征信號測量系統獲得典型12%和15%鋁含量HTPB推進劑發動機穩定工作時間段羽流350～1020 nm波段激光透射與輻射耦合光譜如圖5所示。可見采用406 nm藍紫光激光器配合藍紫光濾波片開展光譜探測,光譜儀獲得的光譜中羽流輻射光強度大幅減弱,特別是在406 nm波長附近,羽流輻射影響可以忽略,采用該方案可消除羽流輻射對煙霧光透過率測量的影響,由此可實現發動機工作狀態下羽流煙霧光透過率在線直接測量,這為簡化煙箱/煙道收集法實驗操作流程提供有效途徑。

3.2 發動機工況重復性實驗測量結果分析

采用406 nm藍紫光激光器配合藍紫光濾波片方式對19%鋁含量聚醚推進劑相同工況下2次試驗(工況1與工況2)進行光譜測量。為更好地統一對比,以發動機工作前初始光強平均值為參考值,對光強曲線進行歸一化處理,2次實驗406 nm波長附近強度變化情況如圖6所示,可見發動機點火后,羽流出現大量凝相粒子煙霧,激光經煙霧散射、吸收等作用出現衰減,持續至發動機結束工作后,激光透射光強立即增強,但并未恢復至初始光強,這是由于發動機結束工作后,形成的一、二次煙霧存在實驗空間導致激光透射光強無法恢復至試驗初始狀態,并且此時煙霧濃度與環境溫度、濕度等參數與煙霧擴散條件有關。取初始光強與工作狀態光強平均值計算羽流煙霧光透過率,結果如表2所示。19%鋁含量聚醚推進劑相同工況下2次實驗羽流煙霧光透過率分別為17.39%與16.41%,兩者相對偏差為5.80%,可見該方法對于發動機羽流煙霧光透過率測量重復性較好。

圖6 19%鋁含量聚醚推進劑發動機羽流激光透射光強歸一化結果Fig.6 Normalized results of intensities transmitted of polyether propellant motor with 19% aluminum

表2 19%鋁含量聚醚推進劑發動機羽流激光透過率測量結果Table 2 Measurement results of plume laser transmissivities of polyether propellant motors with 19% aluminum

3.3 同類型推進劑不同工況羽流煙霧特征信號對比

應用搭建的固體火箭發動機羽流煙霧特征信號測量系統開展4次HTPB推進劑標準發動機試驗羽流激光透過率測量,4次發動機試驗的燃燒室壓強-推力曲線如圖7所示。

(a)Pressure

(b)Thrust圖7 HTPB推進劑標準試驗發動機壓強-推力曲線Fig.7 Pressure and thrust curves of HTPB propellant standard test motors

羽流激光透過率測量結果進行歸一化處理后獲得的激光透射光強曲線如圖8所示,取初始光強與工作狀態光強平均值計算羽流煙霧光透過率,結果如表3所示。由于試驗3與試驗4采用12%鋁含量HTPB固體推進劑,試驗5與試驗6采用15%鋁含量HTPB固體推進劑,對于試驗4與試驗5,采用同類型HTPB推進劑,兩者燃燒室壓強相近,分別為6.81、6.19 MPa,羽流煙霧光透過率隨著推進劑鋁含量提高,羽流凝相粒子體積濃度增加,羽流煙霧光透過率降低。對于采用相同推進劑配方試驗(試驗3與試驗4、試驗5與試驗6)測量結果對比,可見隨著燃燒室壓強的提高,鋁顆粒燃燒更為充分,羽流凝相粒子體積濃度降低,煙霧光透過率提高。推進劑鋁含量與燃燒室壓強都將影響固體發動機羽流煙霧光透過率,對于HTPB推進劑來說,鋁含量影響更為明顯。因此,對于低特征固體火箭推進劑配方及發動機性能設計來說,應綜合考慮推進劑鋁含量與燃燒室壓強影響。

圖8 12%和15%鋁含量HTPB推進劑發動機羽流激光透射光強歸一化結果Fig.8 Normalized results of plume transmitted intensities of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

表3 12%和15%鋁含量HTPB推進劑發動機羽流激光透過率測量結果Table 3 Measurement results of plume laser transmissivities of HTPB propellant motors with 12% and 15% aluminum

此外,將HTPB推進劑發動機羽流激光透過率測量結果與聚醚推進劑相比,雖然聚醚推進劑鋁含量遠高于HTPB推進劑,但兩者煙霧激光透過率相當。因此,聚醚推進劑更適合用于固體發動機低特征需求。

4 結論

(1)提出了選取406 nm波長作為目標波長,采用藍紫光激光器以及藍紫光濾波探測,可減弱羽流輻射對煙霧特征信號測量的影響。通過顆粒光散射衰減仿真計算,顆粒粒徑與濃度是光透過率的重要影響因素,對于相同顆粒濃度與粒徑,350～1020 nm波段不同入射光波長,顆粒不同光程的光透過率規律基本一致。選取406 nm波長入射光源,獲得350～1020 nm波段的煙霧光透過率具有代表性。

(2)應用基于藍紫光的固體火箭發動機羽流煙霧特征信號直接測量方法開展標準φ118 mm發動機試驗激光透過率測量,結果顯示該測量方法有效消除了輻射對煙霧直接測量的影響,有效簡化了煙箱/煙道收集法實驗操作流程,測量具有較好的重復性。

(3)開展了HTPB推進劑不同鋁含量與燃燒室壓強下標準φ118 mm試驗發動機羽流煙霧特征信號測量,結果顯示在相近燃燒室壓強下,隨著推進劑鋁含量提高,羽流凝相粒子體積濃度增加,羽流煙霧光透過率降低;采用相同配方固體推進劑,隨著燃燒室壓強的提高,鋁顆粒燃燒更為充分,羽流凝相粒子體積濃度降低,煙霧光透過率提高。