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1、膏体推进剂火箭发动机点火特性 叶小兵 陈雄 单新有 周长省 秦振杨 南京理工大学机械工程学院 摘 要： 为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性, 推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程, 编制了发动机点火特性参数计算程序, 计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统, 成功进行了点火试验, 分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好, 计算误差小于 5.7%, 该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍, 初始压力峰值平均
2、增加42.8%;输运管道孔径减小 60%, 初始燃烧时间平均减小 66.5%, 余药燃烧时间平均下降 26.1%。发动机点火试验时, 减小膏体推进剂初始堆积量, 可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间, 另外减小输运管道孔径, 可明显增大发动机稳定燃烧时间。关键词： 膏体推进剂; 燃面模型; 火箭发动机; 点火特性; 作者简介：叶小兵 (1992-) , 男, 硕士研究生, 主要从事膏体火箭推进技术研究。e-mail:作者简介：陈雄 (1977-) , 男, 教授, 主要从事航空宇航推进技术研究。e-mail:收稿日期：2017-03-27基金：国家自然科学基金资助 (51606098) I
3、gnition Characteristics of Pasty Propellant Rocket EngineYE Xiao-bing CHEN Xiong SHAN Xin-you ZHOU Chang-sheng QIN Zhen-yang School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology; Abstract： In order to study the ignition operating characteristics of the pasty propellant rock
4、et engine, the burning surface change model of pasty propellant was built, and regression equations of pasty propellant were deduced in each stage.The calculating procedure was programmed and the transient pressure of combustion chamber under different transport pipeline diameter and pasty propellan
5、t initial accumulation was calculated.Also, the ignition tests were carried out successfully based on a pasty propellant rocket launch test system, and the ignition characteristics of the rocket engine in each working stage were analyzed.Results show that the data calculated by the procedure are in
6、good agreement with the experimental and the maximum absolute error are 5.7%.When the pasty propellant initial accumulation doubled, the initial pressure peak increases by 42.8%.Under the same condition, as the diameter of the pipeline decreases by 60%, the initial combustion time and residual combu
7、stion time decrease by an average of 66.5% and 26.1%.The initial pressure peak can be decreased and stable burning time can be increased by reducing the initial packing quantity of pasty propellant, in addition, the stable burning time can be increased apparently by reducing the diameter of transpor
8、t pipeline.Keyword： pasty propellant; regression model; rocket engine; ignition characteristics; Received： 2017-03-271 引言膏体推进剂火箭发动机比液体火箭发动机结构更加优化, 储存运输更加安全可靠, 工艺简单, 比固体火箭发动机能实现更大范围内的推力控制和多次启动, 因此越来越受到世界各国重视1-2。前苏联从 20 世 80 年代便开始了膏体火箭推进技术的研究, 在膏体推进剂的基础研究、流变特性及实用化应用上取得了丰硕成果, 成功研制了多种试验用的火箭发动机3-4。美国同期进行
9、了大量试验, 将膏体推进剂火箭发动机用于“灵巧战术导弹”, 进行了飞行测试5。我国开展相关研究时间较晚, 但近二十年来进展较大。其中, 南京理工大学的曹琪6、第二炮兵工程学院夏学礼7对凝胶/膏体推进剂在不同形状管道中的输运特性进行了研究, 分析了膏体推进剂流动参数变化规律。陈志刚8对金属化凝胶/膏体推进剂的燃烧特性 (比冲、载荷性能、燃烧性能、稳定性能) 进行了综合评价。周守强10、沈铁华11针对膏体推进剂火箭发动机多次点火特性, 分别进行了理论和试验研究, 对关键技术提出了解决方法。张胜勇12计算了不同构型的膏体冲压发动机的反应流场, 探索出燃烧效率最高的构型模式。张家仙13研究了膏体推进剂
10、火箭发动机设计及工作过程中的关键技术。张明信14、刘爱华15进行了膏体推进剂火箭发动机点火和燃烧特性实验, 研究了发动机点火特性, 并解决了内弹道不稳定问题。上述研究着重于膏体推进剂火箭发动机的点火试验研究, 而对发动机工作过程中推进剂的燃面变化规律及影响发动机点火特性的因素未做进一步研究。为此, 本研究推导了各阶段燃面模型, 编制了发动机点火特性计算程序。设计了膏体推进剂火箭发动机试验系统, 进行了点火试验。研究了膏体推进剂初始堆积量、输运管道孔径对发动机点火特性的影响, 探究了改善膏体推进剂火箭发动机点火特性的方法途径。2 试验系统根据膏体推进剂火箭发动机原理12, 设计了发动机试验系统,
11、 如图 1 所示。采用液压系统驱动方式进行膏体推进剂的供给, 液压系统驱动力大, 有较宽的调节范围。控制系统通过控制液压缸的推进速度来调节膏体推进剂的供给流量。膏体推进剂储箱为活塞式储箱, 能够实现膏体推进剂的无夹气输送。输运管道设置了多个输运小孔, 膏体推进剂通过输运孔进入燃烧室, 输运孔均为直圆孔, 按一定规律分布。压力传感器采集燃烧室压力, 输送到计算机。试验系统工作过程为:控制系统发出点火指令, 点火器开启, 与此同时, 液压系统启动工作模式, 膏体推进剂在活塞作用下, 通过输运管道进入燃烧室, 被点火器产生的高温燃气点燃, 发动机工作一定时间后, 控制系统发出终止指令, 液压系统停止
12、工作, 膏体推进剂供给停止, 发动机工作结束。试验时, 膏体推进剂供给质量流率 , 输运管道尺寸见表 1。图 1 膏体推进剂火箭发动机试验系统 Fig.1 Experimental system of pasty rocket engine 下载原图1控制系统, 2膏体推进剂储箱, 3输运管道, 4点火器, 5压力传感器, 6计算机, 7喷管, 8燃烧室, 9膏体推进剂, 10活塞, 11液压系统1control system, 2propellant tank, 3tansport pipeline, 4igniter, 5pressure sensor, 6computer, 7nozzl
13、e, 8combustion chamber, 9pasty propellant, 10piston, 11hydraulics表 1 膏体推进剂流量及输运管道尺寸 Table 1 Pasty propellant flow and pipeline size 下载原表 3 计算方法3.1 膏体推进剂燃面变化模型固体火箭发动机中, 装药燃面按几何燃烧定律推导, 认为在整个燃烧过程中, 装药按平行层燃烧规律逐层燃烧, 燃面形状确定燃面方程16。而对于膏体推进剂火箭发动机, 膏体推进剂一旦通过输运管道末端面进入燃烧室即被点燃, 膏体推进剂边供给边燃烧, 推进剂燃面运动规律为:一方面推进剂药柱因燃
14、烧产生燃面的退移, 另一方面, 因挤压产生向前的移动。因此, 推进剂燃面受燃烧速率 和流动速度 (v) 共同影响。为研究其燃面变化规律, 现选取t0时刻, c 截面处的推进剂药柱, 对其整个燃面变化过程进行分析。图 2 药柱燃面随时间变化过程 Fig.2 Forming process of stable burning surface with time (t0t1t2) 下载原图图 2 为 c 截面药柱从流出推进剂储箱到燃烧完全这一过程中燃面变化示意图。由图 2 可知, t 0时, c 截面药柱经过输运管道末端面进入燃烧室, 装药侧面开始燃烧, 燃面沿径向向轴线退移, 药柱一边燃烧, 一边
15、向前流动。经过时间t= (t 1-t0) , 药柱沿径向烧去厚度 , 移动距离 。分析 c 截面处药柱燃面运动状态:药柱燃面因燃烧产生沿径向的退移, 为推进剂燃速;因挤压产生沿轴向流动, 流动速度为 v, 膏体推进剂燃面运动速度图如图3 所示。图 3 膏体推进剂燃面运动速度图 Fig.3 Velocity of grain burning surface 下载原图装药燃面运动速度大小为:速度方向与水平夹角为:药柱燃面以恒定速度 vd运动, 运动轨迹为一条斜直线, 方向与水平夹角 , 当 t=t2时, c 截面处燃面退移到中心轴线, 药柱燃烧完, 由此可知, 在平衡燃烧段, 膏体推进剂整个燃面形
16、状近似于圆锥状。药柱从燃烧开始到结束所经历的时间可近似计算为 。圆锥底部直径为输运管道孔径 d, 圆锥的高为:圆锥的顶角为:在实际工作中, 发动机处于平衡段时, 燃烧室压力存在一定波动, 造成推进剂燃速产生波动, 燃速方向也随着燃面变化, 因此, 推进剂真实燃面形状为钝头形, 且趋向于圆锥形, 圆锥状燃面模型可作为一种理论模型来计算点火特性。3.2 燃面方程文献11将膏体推进剂火箭发动机点火工作过程分为初始燃烧、稳定燃烧、余药燃烧三个阶段, 现采用圆锥状燃面模型, 推导出膏体推进剂在各工作阶段的燃面方程。(1) 初始燃烧段采用点火器与挤进系统同时刻开启的控制模式, 当点火指令发出时, 挤进系统同时工作, 膏体推进剂被推挤出输运管道进入燃烧室, 由于膏体推进剂存在点火延迟及各系统的工作延迟, 这一时间段内被挤出的膏体推进剂没有被及时点燃, 堆
