Metal/N2O粉末火箭發動機實驗研究①

鄧 哲，胡春波，盧子元，胡松啟，張 研，徐義華

(1.西北工業大學 燃燒、流動和熱結構國家級重點實驗室，西安 710072；2.南昌航空大學 飛行工程學院，南昌 330063)

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Metal/N2O粉末火箭發動機實驗研究①

鄧 哲1，胡春波1，盧子元1，胡松啟1，張 研1，徐義華2

(1.西北工業大學 燃燒、流動和熱結構國家級重點實驗室，西安 710072；2.南昌航空大學 飛行工程學院，南昌 330063)

采用氣壓驅動供粉方式，開展了Metal/N2O火箭發動機點火實驗。通過分析活塞位移及燃燒室壓強振蕩，研究了兩相流動特性。根據液滴燃燒模型，分析了燃燒室壓強、顆粒滯留時間、氧燃比等因素對發動機燃燒效率的影響。通過以上研究，驗證了此種發動機的優良性能。結果表明，輸送管路中固相濃度脈動幅度在顆粒粒徑40 μm、兩相流空隙率97%、氮氣流動速度27 m/s情況下小于±0.36%；Mg/N2O實驗平均特征速度效率在燃燒室壓強0.5 MPa情況下高達96.4%，Al/N2O實驗在燃燒室0.91 MPa情況下燃燒效率達到88.5%；提高燃燒室壓強、顆粒滯留時間，可提高燃燒效率，但氧燃比對燃燒效率影響較為復雜。

金屬粉末；氣固兩相流；燃燒振蕩；燃燒效率

0 引言

粉末火箭發動機使用金屬粉末作為燃料，通過控制金屬粉末與氧化劑流量，可實現推力調節及多次啟動功能[1-2]。純金屬顆粒能量密度高，燃燒模式類似液滴蒸發燃燒，燃燒完全度高，不存在固體燃料老化、燃速難以預示及余藥量大等問題，金屬粉末燃料的這些優點，使其在Metal/Air、Metal/ H2O等沖壓發動機領域也有所發展[3-4]。金屬粉末供應裝置的性能是實現能量靈活管理的前提條件，在供粉裝置研究方面，Timothy[5]成功進行了Metal/water沖壓發動機點火試驗，其粉末供應裝置直徑達到了17.75 cm，穩定供應直徑5 μm鋁粉和22 μm鎂粉達到635 s，Shafirovich[2]提出的粉末火箭供粉裝置借鑒了其流化原理。Bell航空公司[6]開展了Al/AP粉末火箭發動機點火實驗，驗證了粉末火箭推力調節及多次啟動的可行性，其實驗發動機的粉末推進劑質量流率達到了1.24 kg/s。然而，燃燒實驗出現了強烈的壓強振蕩現象，可能的原因：一方面，是供粉裝置提供的兩相流是脈動的；另一方面，粉末火箭發動機推進劑為無預熱冷態供給，固體AP粉末必須進入燃燒室后，在高溫受熱情況下，才能分解為氧化性氣體，一定分解延遲時間導致了氧化性氣氛與鋁粉摻混效果惡劣。

本文為了排除燃燒振蕩的原因，選取氣體氧化劑與金屬粉末進行點火實驗，從而驗證供粉系統兩相流動的穩定性，同時為粉末火箭發動機拓展新的備選推進劑方案。

本文供粉裝置借鑒國外研究成果，推進劑選取方面由于鋁粉的體積上占有優勢，鎂粉的點火與燃燒性能好，選取兩者為金屬粉末燃料。CO2[1]雖然是深空探測用粉末火箭發動機的理想液體氧化劑，然而其優勢體現在本地資源利用理念上，其點火能力和能量特性還是較低，N2O是固液混合火箭的常用氧化劑，其能量性能、安全性都較高，操作簡易且具有自增壓特性，是理想的液體氧化劑，Mg/N2O和Al/N2O推進劑組合的理論特征速度分別為1 431 m/s和1 524 m/s，本文通過實驗對發動機燃料供應特性及燃燒效率及其相關影響因素進行了研究。

1 實驗方案

1.1 供粉裝置

(1)

(2)

圖1 供粉系統示意圖Fig.1 Schematic of powder feed system

1.2 燃燒室

由于使用N2O流化金屬顆粒構成的預混流動可能造成火焰回傳，故使用氮氣對金屬粉末進行流化。燃燒室結構如圖2所示，金屬粉末與氮氣組成的兩相流動從頭部錐形孔噴入燃燒室后，與徑向噴注N2O進行摻混燃燒，環形集氣腔進氣嘴與氣孔陣列錯開一定距離，可減少進氣嘴對氣孔流量均勻性的影響。燃燒室內徑70 mm，長度150 mm，單個進氣孔直徑均為3.6 mm，進氣孔總面積564 mm2，燃燒室壓強1 MPa情況下，氣孔內N2O流速為15 m/s，避免金屬熔融物堵塞氣孔。

圖2 燃燒室示意圖Fig.2 Schematic of combustor

假設兩相流動中氣固兩相相對速度為0，氣體在燃燒室中的滯留時間通過式(3)進行計算：

(3)

1.3 實驗系統及工作過程

Metal/N2O混合動力火箭發動機的試驗系統如圖3所示，主要由供粉系統、燃燒室、供氣系統、固體點火器、測試系統、控制系統等模塊構成。實驗時，先打開N2O控制閥門，然后打開N2閥門驅動供粉裝置，將金屬粉末供入燃燒室中，等到金屬粉末剛剛達到燃燒室時，控制固體點火器工作，將發動機點燃，工作結束時，為防止金屬粉末融化堵塞燃料輸送管路，使用大量氮氣在輸送管路上進行吹除。各路氣體流量通過節流孔板控制，并使用質量流量計測量N2O流量，冷態調試發現供粉系統開始工作至金屬粉末剛剛到達燃燒室時間差為0.4 s，點火器電源接通至點火燃氣噴入燃燒室時間差0.1 s?？紤]時間差設置點火器工作時刻，測試系統采集活塞位移、N2O質量流量、燃燒室工作壓強，通過視頻監控系統，拍攝發動機工作過程及羽流火焰情況。

圖3 實驗系統圖Fig.3 Diagram of experimental system

1.4 燃燒效率

(4)

ms=ρfAp·ΔSp

(5)

式中ρf、Sp分別為粉金屬顆粒的堆積密度(ρf=(1-ε)ρs)及活塞位置。

1.5 實驗工況

對Mg和Al進行0.5 MPa燃燒室壓強下性能對比，并對Al進行0.5 MPa和1 MPa下性能對比，實驗工況如表1所示。

表1 實驗工況Table1 Experimental conditions

2 實驗結果與分析

2.1 活塞位移

點火實驗過程中，驅動氣與流化氣流量都不改變，裝填不同金屬粉末時，活塞位移及速度供應特性如圖4所示?？梢?，Mg粉和Al粉供應情況下，活塞位移的線性度較高，活塞位移線性擬合標準差分別為0.058 9、0.044 7?？赡苁且驗镸g粉硬度和球形度都比Al粉低，導致兩相摻混過程中的擾動更大。將位移曲線進行微分，得到活塞速度曲線?？梢?，活塞速度在啟動和停止階段變化較大，穩定工作階段速度較為平穩?；钊俣戎荒苷f明被推入流化腔中金屬粉末的質量流率。然而，流化腔中氣流擾動是否能穩定均勻地將金屬粉末流化輸出，還需要深入研究。

圖4 活塞移動特性Fig.4 Motion characteristics of piston

2.2 壓強振蕩

圖5為3種工況典型燃燒室壓強曲線，初始壓強峰大概為平穩段壓強的2倍。分析原因是金屬粉末供應初期過量堆積及固體點火器流量較大共同造成。之后，活塞速度和燃燒室壓強趨于穩定。采用此段數據對燃燒效率進行計算，由于氮氣吹除，故產生結束段壓強峰。

圖5 燃燒室壓強曲線Fig.5 Curve of chamber pressure

2.3 燃燒性能

對3種工況進行多次參數小差別點火實驗，如表3所示。3種工況燃燒效率平均值分別為0.964、0.814、0.885?？梢?，鎂在0.5 MPa下幾乎完全燃燒，而鋁的燃燒效率還有提高的空間，工況3通過縮小噴管喉徑的方法，增大燃燒室壓強及特征長度后，鋁的燃燒效率明顯提高。

其中，D、D0分別為顆粒最終粒徑、初始粒徑，從顆粒燃燒角度分析，提高壓強和滯留時間，可增加顆粒的燃燒完全程度。然而，Xeff是由推進劑性質和流場結構共同決定的，氧燃比的改變會影響相對流動及摻混效果。

表2 粉末供應與燃燒振蕩關系Table2 Combustion oscillation vs powder feeding

表3 點火實驗參數Table3 Hot fire test parameters

(a)燃燒效率與壓強關系 (b)燃燒效率與滯留時間關系 (c)燃燒效率與氧燃比關系

3 結論

(1)Metal/N2O粉末火箭發動機燃燒性能高，鎂粉燃燒效率在0.5 MPa情況下達到96.4%，鋁粉燃燒效率在1 MPa情況下達到88.5%。

(2)流化氣理論速度達到0.28 m/s時，粉末儲箱內形成透過流動狀態，對粉體堆積形態幾乎無擾動?？障堵?7%、流化氣體理論速度27 m/s時，兩相流動達到濃度脈動小于±0.36%的高度均勻狀態，活塞移動速度可較準確地體現固體顆粒的質量流量。流化氣速度14 m/s時，兩相流動中顆粒團聚效應增加，濃度脈動幅度增大。

(3)從顆粒燃燒完全程度分析，增大燃燒壓強與顆粒滯留時間，都可提高發動機的燃燒效率。然而，由于各次工況的摻混效果難以確定，故氧燃比與燃燒效率之間的關系不夠明確。

[1] Evgeny Shafirovich and Arvind Varma. Metal-CO2propulsion for mars missions: current status and opportunities[R].AIAA 2007-5126.

[2] Evgeny Shafirovich and Arvind Varma. Metal-CO2propulsion for mars missions: current status and opportunities[J].Journal of Propulsion and Power,2008,24(3):385-394.

[3] Daniel F Waters and Christopher P Cadou.Quantifying unmanned undersea vehicle range improvement enabled by aluminum-water power system[J].Journal of propulsion and power,2013,29(3):675-685.

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(編輯：崔賢彬)

Experimental research on metal/N2O powder rocket engine

DENG Zhe1，HU Chun-bo1，LU Zi-yuan1，HU Song-qi1，ZHANG Yan1，XU Yi-hua2

(1.National Key Laboratory of Combustion,Flow and Thermo-Structure,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China;2.School of Aircraft Engineering,Nanchang Hangkong University,Nanchang 330063,China)

Hot fire tests of metal/N2O rocket engine were carried out,using pneumatic driving powder feeding device.The two-phase flow characteristics were investigated through analyzing piston displacement and combustion pressure oscillation.According to droplet combustion model,the influence of factors such as combustion chamber pressure,particle residence time and O/F ratio were analyzed.The study verifies good performance of the engine.The results show that the concentration pulsating amplitude of solid phase in pipeline is less than ±0.36% when two-phase flow void ratio is 97% and flow velocity is 27 m/s.The average characteristic velosity efficiency of Mg/N2O tests are about 96.4% at 0.5 MPa combustion chamber pressure,and reaches 88.5% of Al/N2O tests at 0.91 MPa. Increasing combustion chamber pressure and particle residence time can improve combustion efficiency,but the effect of O/F ratio on combustion efficiency is relatively complex.

metal powder;gas-solid two phase flow;combustion oscillation;combustion efficiency

2014-07-13；

：2014-09-26。

國家自然科學基金項目(51266013) ；國防基礎科研基金(B0320132006)；西北工業大學基礎研究基金(JC20110205)。

鄧哲(1987—)，男，博士生，研究領域為航空宇航推進。E-mail：mail_express@163.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0220-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.013