固體碳氫推進劑在渦輪增壓固沖發動機中的應用

李 江，劉 凱，王 偉，劉 洋，田 園

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

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固體碳氫推進劑在渦輪增壓固沖發動機中的應用

李 江，劉 凱，王 偉，劉 洋，田 園

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

提出了固體碳氫推進劑作為渦輪增壓固沖發動機(TSPR)驅渦推進劑的方案，分析了適用于TSPR推進劑的熱力參數和一次燃燒產物成分，完成了驅渦推進劑的選擇；進行了備選推進劑(CH04)對TSPR性能的影響性評估，證明該推進劑能夠滿足TSPR的性能要求；對所選推進劑了進行了一、二次燃燒試驗，試驗結果表明，CH04推進劑在補燃室點火較困難，但其一次、二次燃燒穩定性好，燃氣參數基本滿足TSPR對推進劑性能要求。

固體碳氫推進劑；渦輪增壓固體沖壓發動機；渦輪

0 引言

適用于戰術飛行器的固體空氣渦輪火箭(SP-ATR)和固沖發動機在各國都得到充分重視和大力發展，但這2種發動機在同時滿足大機動、多任務、遠射程的戰術要求時，都存在各自的不足。在此背景下，本課題組[1]將固體空氣渦輪火箭和固體沖壓發動機有機融合，提出了渦輪增壓固沖發動機(Turbocharged Solid Propellant Ramjet，TSPR)的概念。TSPR發動機主要結構包括進氣道、壓氣機、渦輪、驅動渦輪燃氣發生器、富燃燃氣發生器、補燃室和尾噴管等部件。TSPR的工作原理為驅渦燃氣驅動渦輪，渦輪通過軸系將機械能傳遞給壓氣機，以增壓來流空氣，增壓空氣、渦輪出口燃氣和直接從富燃燃氣發生器輸運至補燃室的高能富燃燃氣在補燃室內摻混燃燒，并經噴管膨脹產生推力。

TSPR的部件組成、工作模式、飛行包線與SP-ATR相近；與固沖發動機相比，TSPR有SP-ATR的渦輪增壓系統，渦輪增壓系統擴展了發動機的飛行包線，改善了發動機對外氣動參數的敏感性；與SP-ATR相比，TSPR將燃氣驅動渦輪和為補燃室提供高能工質的2個功能分離，使用驅渦推進劑產生燃氣驅動渦輪，高能富燃推進劑為補燃室提供高能燃氣，這樣就避免了SP-ATR中高能燃氣性質與渦輪材料限制的沖突，滿足了發動機對推進劑驅動渦輪和提供高能燃氣的雙重要求，也增強了其比推力性能。

分析TSPR工作原理可知，驅渦推進劑作為TSPR的重要組成部分，承擔著驅動渦輪做功和為補燃室提供部分燃料與工質的功能。驅渦推進劑的組分與性能是影響TSPR性能的重要因素。因此，對用于TSPR的驅渦推進劑進行相關研究具有十分重要的意義。

美國最早開展SP-ATR的實驗研究和方案研究。CFD RC公司一直致力于將SP-ATR用于戰術彈的研究，曾進行了AP基推進劑與含硼推進劑用于SP-ATR的可行性研究。研究得出[2]：AP基推進劑具有成氣量大、固體殘余少的優點，但其二次燃燒熱值過低，難以滿足SP-ATR對推進劑的能量要求；含硼推進劑的熱值高，但其一次產物產生的固體殘余會侵蝕渦輪葉片，對渦輪的壽命與工作性能造成嚴重影響。因此，總體來說，AP基推進劑和含硼推進劑的一次燃燒產物都不能滿足SP-ATR渦輪的需要。在此基礎上，CFD RC公司結合燃氣對渦輪和補燃室二次燃燒影響，確定適用于SP-ATR的固體推進劑的一次燃氣特征為

(1)分子量小、燃燒穩定性好；

(2)固相產物少、氣態產物潔凈；

(3)氣溫度1 366～1 533 K、二次燃燒熱值大；

(4)二次燃燒性能好。

其他國家對SP-ATR研究較少，大多進行總體性能研究和應用前景分析，適用于SP-ATR推進劑的相關研究未見詳細報道。

TSPR對驅渦燃氣溫度和凝相比例等參數的要求與SP-ATR類似。因此，本文將參考SP-ATR推進劑的相關研究結論，提出了富燃碳氫推進劑作為TSPR驅渦推進劑的方案，并對其開展了可行性研究。

本文通過進行備選推進劑熱力參數、一次燃燒產物成分分析和備選推進劑，對TSPR性能影響評估，遴選了適用于TSPR的驅渦推進劑；通過一、二次燃燒試驗，驗證了所選驅渦推進劑的可行性。

1 驅渦推進劑的選擇

TSPR的工作過程表明，TSPR來流空氣中的氧氣分別被驅渦燃氣和富燃燃氣的二次燃燒所消耗。其中，驅渦燃氣流量由飛行條件和渦輪、壓氣機壓比決定；富燃燃氣流量由來流空氣、驅渦燃氣和補燃室余氣系數共同決定。若驅渦燃氣的理論空燃比過小，則燃氣的二次燃燒熱值較低，對提高燃氣的二次燃燒性能和發動機的能量性能不利；若驅渦燃氣的理論空燃比過大，則來流空氣中的氧氣不足以支撐驅渦燃氣完全燃燒，這樣補燃室就處于富燃狀態，對發動機能量性能的發揮不利。因此，驅渦燃氣的理論空燃比必須結合發動機工作參數恰當取值。同時，本文假設用于TSPR的沖擊式渦輪和燃氣管路采用較常見的GH141鈷基合金材料制成，假設渦輪前溫度不高于900 K，通過計算確定驅渦推進劑一次燃氣在1 500 K左右較合適。因此，TSPR對驅渦固體推進劑的要求可歸納為：

(1)分子量小，燃燒穩定性好；

(2)固相產物少，氣態產物潔凈；

(3)燃氣溫度合適(不高于渦輪材料溫度限制，本文取1 500 K左右)，二次燃燒熱值大；

(4)具有良好的二次燃燒特性；

(5)具有恰當的理論空燃比。

根據TSPR對驅渦推進劑的要求，本文提出了采用富燃碳氫推進劑作為TSPR驅渦推進劑的方案。碳氫富燃料推進劑是以固體碳氫燃料作為高能、高密度添加劑的富燃料推進劑, 用固體碳氫燃料取代一部分端羥基聚丁二烯(HTPB)粘合劑，可大幅度提高富燃料推進劑的能量水平[3]。碳氫富燃料推進劑[4]的特點是燃燒熱值高(可達到41.8 MJ/kg)、產物分子量小、煙霧少, 一次燃燒溫度低(可低于1 500 K)；缺點是燃速、補燃火焰傳播速度均較低，燃氣在補燃室點火困難，且體積熱值較低。固體碳氫推進劑一次燃燒產物從燃溫、熱值、固相產物等方面，可較好地滿足TSPR對驅渦推進劑的要求。

為驗證固體碳氫推進劑用于TSPR的可行性，調研了各推進劑研制單位的現有固體碳氫推進劑配方，得到編號CH01～CH04的4種低溫固體碳氫推進劑。因此，本文僅針對現有固體碳氫推進劑配方進行了固體碳氫推進劑在TSPR中的應用研究。

4種碳氫推進劑基本組元為HTPB、固體碳氫添加劑和AP/AN。假定其工作壓強為14 MPa，燃氣發生器內為絕熱燃燒過程，固體推進劑燃燒產物處于化學平衡狀態，燃氣產物中所有燃氣都符合理想氣體狀態方程。

采用最小吉布斯自由能法進行推進劑一次燃燒熱力計算[5]，得到4種推進劑一次燃燒產物的總體參數，如表1所示。

由表1可看出：

(1)4種推進劑一次燃氣的摩爾質量相當，都處于20 kg/mol附近，符合驅渦推進劑分子量小的要求。

(2)CH01、CH02、CH04一次燃燒產物中存在凝相成分，其中CH01一次燃燒產物凝相成分比例達到40.4%，在渦輪內部流動過程中，只有氣相成分會驅動渦輪做功，高比例的凝相成分，嚴重削弱了推進劑產物驅動渦輪的做功能力，同時高比例的凝相成分在流道壁面和轉子結構中會形成嚴重沉積，會造成渦輪葉片損傷和效率降低。因此，CH01不符合作為TSPR驅渦推進劑的要求。

表1 固體碳氫推進劑一次燃氣參數Table1 First combustion production of Solid hydrocarbon propellants

(3)CH02一次燃燒溫度在4種推進劑中最低，為989 K。這樣會造成燃氣在補燃室點火困難，且不利于發揮燃氣對渦輪的做功能力，不符合TSPR驅渦推進劑的要求。

(4)CH03的理論空燃比為5.85，遠大于其他3種備選推進劑的理論空燃比，在來流空氣一定的情況下，容易使補燃室內形成富燃環境，不利發動機能量性能的發揮。因此，CH03不符合作為TSPR驅渦推進劑的要求。

(5)CH04一次燃燒產物在分子量、燃燒溫度、空燃比3方面都符合TSPR驅渦推進劑的選擇要求，并通過一次燃燒特性實驗，驗證其凝相產物對其驅渦能力的影響。

經過初步篩選，確定CH04推進劑較為適用于TSPR，并通過一、二次燃燒試驗，驗證了所選驅渦推進劑的可行性。

2 CH04推進劑對TSPR性能的影響

通過熱力計算中獲得CH04推進劑的一次燃氣主要成分及對應質量分數，如表2所示。從表2可知，可燃成分均以CO為主，還有一定比例的H2。

表2 CH04推進劑氣相主要成分及質量分數Table2 Main components and the mass fraction of the gas phase of the CH04 propellant

TSPR工作過程中，低溫潔凈燃氣驅動渦輪后，會進入補燃室與增壓空氣和富燃燃氣進行摻混燃燒。因此，需在理論上評估驅渦燃氣二次燃燒對TSPR性能的影響。本課題組建立的TSPR一維性能計算程序[6]，可獲得補燃室燃燒溫度、發動機推力和比沖等參數。因此，利用該程序評估，從發動機性能角度來檢驗CH04是否滿足TSPR的要求。

根據原理樣機指標，要求TSPR推力不小于1 500 N，確定SP-ATR(無富燃燃氣參與燃燒)工作模式下計算工況為地面狀態，空氣流量1.50 kg/s，壓氣機增壓比3，效率75%；渦輪落壓比47，效率55%，傳動軸系效率85%。程序假設條件為補燃室內燃氣完全燃燒，總壓恢復系數0.97，噴管完全膨脹，不考慮一次產物凝相成分對渦輪的影響。得到結果如表3所示。由表3可看出，使用CH04時，發動機的比沖574 s，推力1 967 N。假設補燃室燃燒效率為80%，則使用CH04 推進劑時，發動機的推力性能將滿足1 500 N的任務要求。因此， 從能量角度來說，CH04能滿足TSPR的要求。

表3 CH04推進劑對發動機性能的影響Table3 Influence of propellant CH04 on the performance of TSPR

3 CH04推進劑一次燃燒特性試驗

驅渦推進劑的燃燒穩定性和凝相產物特性對燃氣的驅渦能力有著重要影響。本章開展驅渦燃氣發生器單項實驗，分析其一次燃燒特性。

根據推進劑CH04性質，設計了圖1所示的一次燃燒特性實驗裝置。設計工作壓強為14.00 MPa，燃燒溫度為1 433 K，噴管喉部直徑為5.62 mm。實驗器由厚壁不銹鋼殼體、封頭和噴管3部分組成，選擇鎧裝(S)型熱電偶為測溫裝置，并在封頭處依次布置溫度、點火器和壓強測試座。

試驗壓強、溫度曲線如圖2所示。燃氣發生器建壓時間為0.6 s左右。因此，渦輪能在較短時間內進入設計工作狀態。進入平衡段，穩定工作時間為20.6 s，平均壓強為14.23 MPa，與設計值相差約為1.64%。同時，該段時間內壓強最大波動為±3.80%，壓強穩定性較好。由于實驗器中厚壁不銹鋼材料吸熱和鎧裝熱電偶響應速度慢，溫度時間曲線在前13 s處于爬升狀態。13 s以后，平均溫度提高到1 300.8 K，與理論值偏差約為9.23%。從壓強曲線上看，推進劑燃燒穩定性良好。所以，CH04可長時間、穩定提供驅渦燃氣。

除溫度與壓強外，驅渦燃氣中的凝相成分性質也會在一定程度上影響燃氣的驅渦能力。CH04一次燃燒凝相產物為固體C，試驗結束后，拆解發動機發現，輸運管路C沉積較少。

圖1 驅渦燃氣發生器Fig.1 Gas Generator used to drive turbine

圖2 壓強和溫度曲線Fig.2 Pressure and temperature curves

圖3給出了噴管擴張段內固相產物的粒度分析結果?？煽闯?，推進劑CH04一次產物中凝相產物粒徑主要分布在0.031～ 0.607 μm范圍內，體積分數約為76.38%；剩余部分則集中在0.608～10.000 μm范圍內。因此，可得出CH04推進劑一次燃燒凝相成分都以小粒徑粒子為主，具有較強的隨流性能。

一次燃燒特性實驗表明，CH04推進劑驅渦燃氣特征參數的實驗值與理論值相差較小，工作穩定性好、固相產物粒度小，隨流性較強，輸運管路固相沉積少，滿足TSPR對推進劑的要求。

圖3 一次凝相燃燒產物粒徑分布Fig.3 Particle size distribution of solid-phasecombustion products

4 CH04推進劑二次燃燒特性試驗

驅渦推進劑的二次燃燒性能對補燃室內點火過程、摻混燃燒過程及發動機的推力、比沖性能起著重要影響。本章通過TSPR地面直連試驗，驗證CH04推進劑的二次燃燒特性。直連試驗設計工況為來流空氣流量為1.50 kg/s，溫度300 K；驅渦燃氣流量為0.3 kg/s，溫度1 433 K，工作時間20 s；富燃燃氣流量為0.050 kg/s，溫度1 800 K，工作時間5 s。補燃室工作壓力設計為0.65 MPa。該工況下，假定補燃室燃燒效率為80%，計算得到發動機推力為1 643.8 N，比沖447.2 s，補燃室溫度為1 986.4 K。

實驗發動機的工作過程為增壓空氣依次通過進氣道、進氣段和集氣艙，進入渦輪增壓艙段，增壓艙段內無轉子，但裝有用來模擬渦輪實現燃氣落壓的多級噴管[7-8]，驅渦燃氣落壓后，與來流空氣進行初步摻混燃燒，并向下游流動；在轉接段，高溫富燃燃氣在側壁以徑向垂直噴射方式進入混合氣流；隨后，混合氣經摻混段摻混后，進入補燃室燃燒，最后經噴管做功排出。實驗發動機內的流動過程與TSPR的真實工作過程較一致，可用來模擬TSPR的真實工作過程[9]。直連試驗發動機如圖4所示。

圖4 TSPR地面直連實驗發動機Fig.4 Direct connect ground prototype of TSPR

試驗時，首先打開空氣源電磁閥，來流空氣穩定后，驅渦燃氣發生器點火，此時發動機處于ATR工作模式；1 s后，富燃燃氣發生器點火，此時發動機處于TSPR工作模式；5 s后，富燃燃氣發生器工作結束，驅渦燃氣發生器繼續工作，此時發動機處于ATR工作模式；20 s后，驅渦燃氣發生器工作結束，關閉空氣來流系統，實驗結束。

圖5給出了噴管羽流隨實驗的變化過程?？煽闯?，當驅渦燃氣發生器單獨工作時，補燃室內未成功點火，如圖5(a)所示，這說明CH04推進劑的一次燃燒產物與來流空氣摻混后存在點火困難的問題；間隔1 s后，富燃燃氣發生器開始工作，高溫富燃燃氣進入補燃室后，補燃室內滿足點火條件，點火成功，火焰顏色偏紅色，如圖5(b)所示；在高能富燃燃氣消耗完畢后，驅渦燃氣與空氣間摻混燃燒仍持續進行，火焰顏色呈橘紅色，如圖5(c)所示。

(a)未成功點火 (b)成功點火 (c)摻混持續燃燒

試驗中，采用T1、T2兩路溫度傳感器測量補燃室后端某點溫度變化，得到的溫度隨時間變化曲線如圖6所示。

圖6 補燃室溫度變化曲線Fig.6 Temperature curve of the afterburner

從圖6中可發現，發動機處于TSPR工作模式及兩個燃氣發生器同時工作時，補燃室內溫度較高；發動機處于ATR模式及驅渦燃氣發生器單獨工作時，溫度較低；2種工作模式下，補燃室燃燒溫度都未達到理論溫度，這說明燃氣在補燃室內的摻混燃燒效率較低。發動機推力變化曲線見圖7。

圖7 推力變化曲線Fig.7 Thrust curve of the experimental prototype

由圖7可看出，當兩燃氣發生器同時工作時，發動機的最大推力在1 000 N左右。隨后，驅渦燃氣發生器單獨工作的平均推力下降到900 N左右，這證明發動機TSPR模式的比推力性能優于SP-ATR模式。

分析試驗現象和數據可得：

(1)CH04推進劑在補燃室內的點火性能較差，在發動機處于SP-ATR模式時，存在點火困難的問題，而當發動機處于TSPR模式時，通過加入高溫富燃燃氣，解決了補燃室點火問題，實現了補燃室穩定燃燒；

(2)富燃燃氣消耗完畢后，驅渦燃氣在補燃室內與來流空氣的摻混燃燒持續進行，說明驅渦燃氣具有良好的二次燃燒穩定性；

(3)燃氣在補燃室內的燃燒效率較低，分析可能的原因為樣機頭部軸向進氣方式導致驅渦燃氣與來流空氣呈環向平行流動，氣流間僅以剪切擴散左右進行摻混，氣流間摻混效率低，進而導致補燃室燃燒效率降低。因此，在以后工作中，需要采取摻混增強技術，提高補燃室的燃燒效率。

5 結論

(1)富燃碳氫推進劑具有較好的驅渦特性和能量特性，適用于TSPR發動機。

(2)針對4種配方的固體碳氫推進劑，開展了驅渦特性和能量特性研究，選定了綜合性能較好的CH04推進劑作為TSPR驅動渦輪的推進劑。

(3)一次燃燒特性實驗表明，CH04推進劑的燃燒穩定性好，壓強與溫度的波動較小，一次燃燒產物凝相成分粒度小，凝相沉積少、滿足TSPR對推進劑性能要求，可為渦輪提供穩定的低溫潔凈燃氣。

(4)二次燃燒特性試驗表明，CH04推進劑在補燃室內的點火性能較差，加入高溫富燃燃氣克服點火問題后，可實現補燃室持續穩定燃燒，但在現有發動機進氣方式的條件下，推進劑二次燃燒效率較低，需采用摻混增強技術，提高燃燒效率。

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(編輯：崔賢彬)

Application of solid hydrocarbon propellant on turbocharged solid propellant ramjet

LI Jiang，LIU Kai, WANG Wei，LIU Yang，TIAN Yuan

(Science and Technology on Combustion,Thermal-Structure and Internal Flow Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Solid hydrocarbon propellant was proposed to be used to drive turbine of Turbocharged Solid Propellant Ramjet(TSPR).The thermodynamic parameters and the first combustion production of propellant used for TSPR were analyzed to select the suiTablepropellant(CH04)to drive the turbine. An evaluation for propellant’s influence on the performance of TSPR was performed,which proved that the propellant(CH04)meets the requirements of TSPR.The first and second combustion experiments were carried out.The results show that,the first and second combustion have high stability,despite of the difficulty in ignition in the afterburner,and the feasibility of the selected propellant used for TSPR was verified.

solid hydrocarbon propellant；turbocharged solid propellant ramjet；turbine

2014-12-18；

：2015-02-01。

李江(1971—)，男，教授，研究方向為發動機燃燒與流動，傳熱、傳質與熱結構，特種發動機技術。E-mail：lijiang@nwpu.edu.cn

V435

A

1006-2793(2015)05-0679-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.05.014