固體火箭發動機聲燃燒不穩定抑制方法綜述①

李軍偉,王茹瑤,陳國鋒,王丙寅,汪 琪,盧健程,王寧飛

(1.北京理工大學 宇航學院,北京 100081;2.內蒙動力機械研究所,呼和浩特 010010)

0 引言

燃燒不穩定是長期困擾固體火箭發動機研制進程的關鍵問題,涵蓋了流體力學、燃燒學、聲學等學科,具有多學科交叉的特點,多年來備受固體火箭發動機設計人員的廣泛關注。

燃燒不穩定的基本特征是燃燒室壓強作周期或近似周期性變化[1]。根據壓強振蕩頻率與燃燒室空腔固有頻率的相對關系,可將燃燒不穩定分為聲燃燒不穩定與非聲燃燒不穩定。聲燃燒不穩定是推進劑燃燒過程與發動機中聲學模態相互作用的結果,其特點是壓力振蕩頻率與燃燒室空腔的固有聲振頻率基本一致。非聲燃燒不穩定則與聲振無關,可以是燃燒過程本身的周期性變化,也可以是燃燒過程與排氣過程相互作用的結果,其特征是燃燒室空腔的瞬時壓強處處均勻一致,且振蕩頻率遠小于燃燒室固有頻率。作為固體火箭發動機中最常見的類型,聲燃燒不穩定中的燃燒室空腔存在三種形式的聲模態,即軸向振型、切向振型和徑向振型。其中,軸向振型屬于中低頻不穩定,范圍為100 Hz～1 kHz,因此也被稱為“管風琴模式”[2],是近二十年工程研制中出現最多的燃燒不穩定現象。其他兩種振型下的燃燒不穩定則屬于高頻不穩定,振頻范圍可達1～30 kHz,其中切向燃燒不穩定通常出現于使用少鋁無煙推進劑的固體發動機。燃燒不穩定若不加以抑制,會造成嚴重后果。固體火箭發動機燃燒室中出現壓強振蕩時,噴管會起到放大作用[3-4],并引起發動機推力的大幅度振蕩。推力振蕩會進一步導致彈體劇烈振動,振動幅值可達180g[5],致使某些儀器或部件無法正常工作。不僅如此,過高的壓強峰值還會導致發動機爆炸,釀成災難性后果。因此,在滿足火箭、導彈彈道要求的同時,設計固體火箭發動機還需要確保工作穩定,避免壓強和推力偏離正常的設計曲線。

為了深入探討與量化燃燒不穩定,研究人員將影響發動機增益-阻尼平衡的綜合設計性能統稱為固體火箭發動機燃燒穩定性。燃燒穩定性主要受發動機幾何形狀、裝藥結構、推進劑燃燒特性,以及各類阻尼引起的固有損耗等因素影響[6-7]?；谏鲜鲈鲆?阻尼因素,為了在發動機的設計階段盡可能提升燃燒穩定性,研究人員結合工程實際提出了以下幾類抑制聲燃燒不穩定的措施:

(1)增大聲能損失。如調整噴管入口形狀,增加諧振腔、阻尼環或諧振棒,以及在固體推進劑中增加燃燒穩定劑等。

(2)減小聲能增益。如調整推進劑配方(氧化劑顆粒粒度與級配),調整發動機結構以消除漩渦脫落等。

(3)調整發動機燃燒室聲腔模態的固有頻率,如改變推進劑裝藥結構、燃燒室和噴管結構,使聲腔模態的固有頻率處于聲能增益小于聲能損失的范圍內。

受限于總體部門對發動機體積或重量的限制,以及對燃燒不穩定的本質研究尚不透徹,固體發動機設計人員能夠采用的抑振手段仍然非常有限,且無法總結出指導穩定性設計的標準準則。此外,適用于某一發動機的抑振措施通常難以通用?；谏鲜鰡栴},本文針對固體火箭發動機出現的聲燃燒不穩定,系統性地總結了燃燒不穩定抑制方法及國內外工程應用實例,為研究人員提供相關設計依據與參考,從而能夠針對不同類型的壓力振蕩設計有效的抑制手段。

1 調整固體推進劑配方

作為固體發動機的能量來源,固體推進劑極大影響著燃燒穩定性的發展過程[8-10]。因此,從燃燒不穩定的誘發內因考慮,可以通過改良推進劑配方抑制壓強振蕩。

調整固體推進劑配方以抑制燃燒不穩定可以從以下幾方面出發:(1)增大燃氣微粒阻尼;(2)減小推進劑燃燒響應增益;(3)調整推進劑燃速。從實際應用舉例,可以改變Al與AP的粒度和配比[11]、在推進劑中加入燃燒穩定劑(占總案例的50%)、降低推進劑溫度敏感性[12]、提高基準燃速等[13]。然而,反復調整配方、優化發動機設計的過程存在較大的試探性與盲目性,不同固體發動機所表現出的燃燒不穩定特性并沒有必然的聯系,相應的配方調整措施也難以通用。為了深入理解上述抑制手段的本質,國內外學者開展了大量的研究工作,以加強對燃燒穩定性機理及影響機制的認識。

1.1 增大微粒阻尼

20世紀50年代中后期,人們意外發現添加1%～2%的Al粉能夠很好地消除高頻燃燒不穩定[14]。根據弛豫效應,高溫燃氣中惰性微粒的運動將引起聲能的耗散,起到阻尼作用。因此,對于含有金屬顆?；蛉紵€定劑的推進劑,可以通過調整微粒阻尼達到抑制振蕩的效果[15]。如圖1所示,文獻[16]對RDX/AP復合推進劑(RDX(43%,120 μm),AP(43%,20 μm),HTPB(14%))的燃燒穩定性開展了研究。實驗通過添加0.5%～2%(5 μm)Al或Zr顆粒,在未顯著改變推進劑燃速的前提下,成功消除了高頻壓力振蕩。

(a)Original formula (b)Adjusted formula

Al及其氧化物是最常見的燃燒不穩定抑制劑,能夠有效抑制高頻振蕩。而對于低特征信號要求的固體推進劑,可以添加非Al金屬氧化物和碳化物作為燃燒穩定劑,如ZrC、ZrO2、MgO、SiC等[17]。此外,有機物及金屬有機化合物如PBI纖維(聚苯并咪唑纖維)、酞氰銅、有機硅橡膠(作為包覆層,燃燒產物為SiO2顆粒)等,也可以對燃燒不穩定起到抑制作用。胡翔等[18]分析了Al粉粒度和含量對聲燃燒不穩定的抑制作用,研究表明,燃燒產物中凝相燃燒產物的質量分數是決定微粒阻尼大小的因素之一,與Al粉含量呈正相關。BLOMSHIELD等[19]為了解決某固體發動機受脈沖觸發后產生的非線性燃燒不穩定問題,將1%高氯酸銨替換為ZrC,成功地抑制了振蕩。即使將脈沖強度增大為原來的2倍,燃燒不穩定也未再次發生。

微粒阻尼的大小取決于顆粒尺寸、濃度以及流場振蕩頻率。KARNESKY[20]總結了35組發動機試車案例,結果表明,增大Al顆粒粒徑、減小氧化劑尺寸,可以成功降低壓強振蕩幅值與平均壓強抬升,消除燃燒不穩定現象。進一步的研究表明[19-21],大粒徑微粒能有效抑制低頻振蕩,小粒徑微粒則對高頻振蕩有較強的抑制作用,如圖2所示。這可以通過微粒松弛理論[22]解釋,即當惰性微粒的動力馳豫時間與聲振蕩的特征時間相等,斯托克斯數等于 1 時,惰性微粒的阻尼效應最大。

圖2 不同粒徑及不同頻率下的微粒阻尼系數[16]

圖3展示了某戰術火箭發動機在不同顆粒粒徑下的最佳抑振頻率[23]?？梢钥闯?隨著粒徑的增大,最佳阻尼頻率逐漸減小。要想讓顆粒的抑振效果與頻率范圍最大化,需要調整推進劑配方以找到特定頻率下顆粒的最佳粒徑及濃度。此外,由圖3還可以看出,對于某些頻率下的壓強振蕩,含鋁推進劑燃燒產物的粒徑分布很難覆蓋最大阻尼所在的區間。因此,調整固體推進劑配方的關鍵是控制推進劑的燃燒過程,使其燃燒生成的凝聚相顆粒粒徑與對應振蕩頻率相匹配,但微粒阻尼的效果是有限的。

圖3 不同粒徑下的最佳抑振頻率[23]

需要注意的是,氧化劑成分、粒度會影響凝聚相粒徑,從而產生不同的抑制效果。由于硝胺炸藥無法為Al粉和粘合劑燃燒提供足夠的活性氧,在推進劑中引入RDX、HMX會增大團聚粒徑,且隨著壓力升高,團聚效果會進一步增強[24-25]。而LIU[26]、GLOTOV[27]和DELUCA[28]等的研究則證實了RDX比HMX能引起更嚴重的團聚,且粗粒徑的硝銨會引發更大尺寸的鋁團聚物。敖文等[29]的研究則表明,RDX含量增加會降低推進劑中Al的燃燒效率,增加Al顆粒在燃燒表面的滯留時間,從而產生更大的團聚體。因此,調整微粒阻尼時需要同時考慮氧化劑類型,避免實際粒徑與預估粒徑相差較大,影響抑制效果。

1.2 降低燃燒增益

隨著無煙推進劑、高能推進劑的使用,金屬燃料無法再對更加復雜的燃燒不穩定問題起到有效抑制作用。燃燒不穩定的抑制問題愈加復雜化,燃燒速率、氧化劑類型、高能粘結劑,以及組分級配的調整都會導致不同的抑制效果。

壓力耦合響應是衡量固體推進劑配方穩定性的常用參數。對于同一用途的固體推進劑,在特定頻率下,保持其他因素不變,壓力耦合響應較低的推進劑配方更難出現燃燒不穩定問題。圖4[12]顯示了針對某復合推進劑調整3%配方后的壓力耦合響應函數對比結果?？梢钥闯?僅改變3%添加物,壓力耦合響應響應的差距可以達到2倍之多,且響應峰值所在頻率也發生明顯改變。

圖4 不同配方下的壓力耦合響應函數[12]

金秉寧等[30]曾對19種不同配方固體推進劑開展了實驗研究,結果表明,在相同的燃速和工作壓強條件下,采用細粒度 AP(≤110 μm)替代粗粒度 AP(I 類)時,可有效地降低響應函數峰值并向高頻移動;對于多級配AP/HTPB復合推進劑,小粒度 AP 提升高頻的響應,大粒度 AP 提升低頻的響應。實驗研究也表明[12],極端細AP(5 μm以下)及粗粒度(200 μm以上)都不利于燃燒穩定。陳子豪等[31]通過T型燃燒器試驗篩選,更換低壓力耦合響應函數的續航級推進劑配方開展了試驗驗證,成功解決大長徑比單室雙推力發動機中的燃燒不穩定。

與作為均質推進劑的雙基推進劑不同,復合推進劑是由氧化劑顆粒(如AP等)分散于聚合物粘合劑連續相中構成的一種異質固體推進劑,通常還會添加金屬粉末(如Al粉)、高能炸藥(如 HMX/RDX)來進一步提高能量。由于結構的差異,復合推進劑由擴散火焰控制燃燒過程,且更加高能化。傳統的改性雙基推進劑中加入Al粉等金屬顆粒后,不但能夠提高推進劑能量,而且能夠有效地抑制不穩定燃燒現象。但對于復合推進劑,較高含量的Al粉不但沒有起到抑振作用,反而可能使得不穩定燃燒更加劇烈。研究表明,調整氧化劑類型也會產生不同的效果。KUBOTA等[32]通過實驗發現,在同一燃燒速率下,RDX/AP復合推進劑的燃燒不穩定區域比純AP復合推進劑更大。LIU[33]、HAN[34]和ZHANG[35]的研究結果表明,減小RDX/HMX粒度會顯著提高燃速系數,增加推進劑的燃速敏感性。

綜上所述,在提升固體推進劑能量特性的同時,還需要權衡氧化劑種類與級配,盡量降低燃燒過程導致的聲能增益,提升固體推進劑的燃燒穩定性。

分布燃燒是另一種主要的燃燒增益。推進劑中的鋁顆粒未能在燃面完全燃燒后,會團聚形成大尺寸顆粒,并隨著高速氣流分布于燃燒室內進一步燃燒。針對分布燃燒,SABNIS[36]建立了含金屬推進劑的固體火箭發動機兩相流分布燃燒模型,真實地模擬了燃燒室中Al的分布燃燒過程;GENOT[37]分析了Al在聲振蕩誘導下的燃燒動力學,對Al顆粒如何驅動固體火箭發動機自持壓力振蕩進行了細致分析。從抑制角度而言,AI顆粒的燃燒位置越靠近噴管入口,越易激發較強的熱聲振蕩。因此,在設計推進劑配方時要盡可能減小鋁在燃面的團聚,使其盡量在燃面附近燃盡,以減小對熱聲振蕩的激勵。

固體推進劑燃速也是影響燃燒穩定性的重要參數。GREATRIX[38]計算了固體推進劑在不同基準燃速下的無量綱頻率響應,如圖5所示。結果表明,燃速越低,響應峰值越高,越不利于燃燒穩定性。

圖5 不同燃速下的頻率響應函數[38]

文獻[39]發現,同時采用兩種不同燃速的推進劑裝藥可以明顯地緩解壓力振蕩,這一方法在大燃速比發動機以及1.12中等燃速比的LP9發動機中得到驗證,如圖6所示。當上游段推進劑燃速更高時(LP9-43),壓強振蕩得到明顯抑制;反之,壓力振蕩則略有放大,此時下游裝藥已燃盡。綜上所述,在滿足發動機性能要求的前提下,可以選擇基準燃速略高的推進劑,或對裝藥分段,從而進一步提升燃燒穩定性。

(a)Solid propellant case

2 調整發動機結構

在固體火箭發動機工作過程中,固體推進劑藥柱持續燃燒,發動機內部空腔形狀也不斷隨時間變化。固體火箭發動機內部空腔可視作封閉聲腔,因此,伴隨著發動機的運行,結構變化會對聲腔的振型和固有頻率造成很大影響。

基于這一原理,當固體推進劑給定時,可以通過選擇適當的設計參量和幾何參量,合理設計藥柱構型,以在盡量不降低發動機性能指標的前提下增大聲腔阻尼,達到抑制燃燒不穩定的效果。

2.1 改變噴管形狀

噴管阻尼是燃燒不穩定中最主要的阻尼特性,可達系統總阻尼的 50%左右[40-43]。合理設計噴管收斂段形狀能明顯改善燃燒不穩定問題。文獻[44]通過調整噴管收斂段內型面有效提升了翼柱型藥柱發動機的燃燒穩定性。采取的主要措施有:加大喉部上游圓弧段半徑(5 mm增至22 mm);減小噴管收斂角(75°減至56°);將噴管后封頭形狀由橢球結構改為錐形結構。上述措施可以調節聲腔特性,減小聲能的反射強度,增大收斂段的阻尼作用,因此在實踐中取得了良好效果。

(a)Original scheme (b)Improvement scheme

文獻[45]對比了兩種收斂段形狀下的斜噴管。噴管1中,收斂段上段為凹球形,下段為錐形,4發試驗均出現中頻燃燒不穩定現象。噴管2基于噴管1進行了改進,收斂段長度由32.8 mm增至37.7 mm,收斂段下段改為由R=30 mm和R=20 mm二段圓弧組成的凸圓弧形,其他條件不變。改進后的噴管收斂段形狀對振蕩具有較強的散射效果,能有效衰減聲振能量,在后續4發試驗中均消除了燃燒中頻不穩定。

提升固體發動機的燃燒穩定性除了調整噴管收斂段結構,還應謹慎使用潛入式噴管[46-47]。法國航空航天局ANTHOINE等的研究表明[39,48-19],潛入式噴管空腔會加劇壓強振蕩,如圖9所示。作者在VKI冷流發動機中對四種不同的噴管結構開展了實驗。結果表明,當潛入式噴管空腔體積減小時,壓強波動明顯降低(噴管1測得的壓力峰值為噴管4(無潛入式空腔)的10倍)。這是因為潛入式空腔內的空氣被壓縮后會在空腔入口產生聲速度,當渦流通過空腔入口時與空氣相互作用,繼而產生噪聲。HIJLKEMA等[50]的實驗結果也表明,噴管結構會顯著影響壓強振蕩的發展過程。如圖10所示,采用非潛入式噴管的LP9-22發動機壓強振幅最低;而在發動機后端增加凹腔或采用潛入式噴管都會加劇振蕩;而LP9-24發動機同時采用潛入式噴管與分段式藥柱,因此壓強振蕩最為劇烈。

(a)Original scheme (b)Improvement scheme

(a)Test set (b)Test results

圖10 LP9發動機壓強振蕩曲線對比[50]

綜上所述,潛入式噴管具有較低的噴管阻尼,且空腔會加劇渦聲耦合強度,因此不利于發動機的燃燒穩定性。從這一原理出發,俄羅斯研究人員針對C-300B防空導彈一級固體火箭發動機,從潛入式噴管結構和背壁區復雜流場入手改進了噴管設計,提出了多種不同的抑制方法[51],如圖11所示:

(a)Installing small nozzle in aft dome

(1)在發動機后封頭安裝小噴管。該方法能夠有效降低壓強振蕩強度,但因其比沖損失嚴重,且增加結構復雜度,故未能在工程實踐中廣泛應用。

(2)在潛入式噴管收斂段外緣安裝擾流片,擾流片的缺口結構可以將橫向大渦流分解并轉化為若干較小的縱向泰勒-格特勒渦流,從而起抑制作用。

(3)在噴管潛入部分開孔。經試驗驗證,開孔法的流量損失不超過3%～5%,且推力脈沖波動水平可降低7%～14%。該方法的調節效果受開孔截面積影響,小開孔的調節效果不佳。

(4)加裝分流收斂噴口。分流收斂噴口可將燃燒室聲腔分為兩部分,同時避免潛入噴管入口處出現氣流擾動。經試車驗證,發動機壓強振蕩振幅減小約30%、推力波動降低約75%,在同類方案中抑制效果最好。該方法缺陷在于分流收斂噴口的結構、工藝復雜,在跨音速區域內需承受高溫熱流的沖刷,且增加發動機消極重量。

2.2 改變藥柱形狀

固體推進劑藥柱在發動機工作過程中持續燃燒會改變燃燒室聲腔結構,引起聲能增益和衰減系數的不斷變化[52]。因此,調整藥柱形狀可從以下角度出發:改變藥柱輪廓,避免引發漩渦脫落;調整發動機聲模態頻率[53],使發動機固有頻率與推進劑配方容易響應的區域偏離。

對藥柱適當開孔可以有效抑制壓強振蕩。為觀察徑向孔及其排列方式對燃燒不穩定的影響,趙伯華等[45]設計了不同藥柱結構下的對比實驗。如圖12所示,采用初始管型藥柱的發動機全程出現了中頻燃燒不穩定現象,當采用不同徑向開孔方案后,壓強振蕩得到不同程度的抑制?？梢?在管型裝藥上徑向鉆孔能夠有效抑制中頻不穩定燃燒,且徑向孔位置靠近發動機噴管端的抑制效果更好。

(a)Trepanning scheme 1

藥柱的臺階結構容易引發漩渦脫落。民兵-III導彈第三級發動機的研制過程中曾出現嚴重的燃燒不穩定,如圖13(a)所示[54]?？梢钥闯?壓強振蕩隨著時間的推移反復在低頻和高頻間轉換。這種“頻率鎖定”現象被認為由漩渦脫落和發動機幾何構型變化引起,靠近發動機中部的臺階引發了漩渦脫落,如圖13(b)所示。最終,研究人員通過調整臺階型藥柱輪廓、減少漩渦脫落引起的驅動機制,成功抑制了燃燒不穩定。SHANBHOGUE等[55]對翼柱藥柱的固體發動機開展了冷流實驗,研究發現,翼柱藥柱后部臺階與噴管入口間的圓柱形空腔結構可引發壓強振蕩。通過減小臺階傾斜角(由90°減至60°),壓強最大振幅得到顯著降低(430 Pa減至290 Pa)。王大鵬等[56]對典型翼柱藥柱和環向開槽藥柱發動機燃燒室進行了聲模態和聲學響應分析,結果表明,在聲基頻下環向開槽型發動機的聲學穩定性較翼柱型發動機更高,因此可以通過更改特征結構抑制燃燒不穩定。

(a)Pressure oscillation data (b)Geometrical configuration of the motor

3 增加機械抑制裝置

當優化固體發動機固有設計仍然無法有效消除燃燒不穩定時,則需要安裝外部機械裝置,通過增大阻尼、損耗聲振能量的方式實現抑制效果[57-58]。常用的抑制裝置有諧振棒、擋板、諧振腔,以及在發動機頭部放置如壓縮玻璃纖維材料等吸收聲振能量的物質。需要注意的是,機械抑制裝置作為額外組件,會增大消極質量,降低發動機比沖。

3.1 諧振棒

諧振棒是早期設計中常用的抑振裝置,其通過干涉內孔裝藥燃燒區與中心流場之間的相互作用,抑制藥柱的切向和徑向燃燒不穩定。諧振棒一般在藥柱中心孔內懸臂/兩端支撐安裝,長度通常短于藥柱?？蛇x的橫截面有圓形、方形、矩形、十字形、Y字形和Z字形等。美國早期的固體發動機常采用諧振棒作為抑制裝置[59]。裝備至今的“巨鼠”空-空火箭彈是使用諧振棒的典型案例,其MK4發動機外徑70 mm,采用負壓力指數的雙基推進劑,星孔藥柱構型,發動機工作時間1.5 s。為了抑制燃燒不穩定,設計人員采用直徑為4 mm的鋼質諧振棒貫穿整個藥柱內孔,實現了抑振作用,如圖14所示。

圖14 MK4發動機中的諧振棒[59]

諧振棒在抑制切向/徑向燃燒不穩定方面已經有了成功且廣泛的應用,但其很大程度上是基于經驗知識,而不是基于對抑制機制的基本理解而使用的。諧振棒的主要缺點如下:(1)當推進劑燃面向內退移時,諧振棒的抑振作用明顯下降;(2)諧振棒的有效性取決于尺寸和形狀、聲振型和頻率、推進劑組份等;(3)諧振棒會增大發動機的消極重量,影響點火器設計;(4)金屬棒或塑料套的燒蝕會形成煙霧,增大羽流特征信號。

3.2 擋板

擋板最早應用于液體火箭發動機,后來在固體火箭發動機中也表現出良好的抑振效果[60]。擋板通常由情性材料制成,嵌于推進劑中起到干擾流場的效果。按安裝方式可分為縱向與橫向,其中縱向擋板能擾亂推進劑的表面流場,有效抑制切向振型;橫向擋板能增大氣流的動能損失,產生較強的非線性阻尼,繼而有效抑制縱向振型。

縱向擋板的典型應用案例是VANGUARD第三級發動機,其采用翼槽型含鋁推進劑藥柱,在工作中出現了橫向燃燒不穩定[59]。設計人員沿發動機軸向布置了矩形擋板,固定在發動機頭部,橫向尺寸與藥柱初始內孔直徑一致,最終有效抑制了壓強振蕩,如圖15所示。

圖15 VANGUARD第三級發動機擋板方案[59]

橫向擋板也叫阻尼環,通常為圓環形,抑振效果取決于擋板開孔面積與藥柱內孔截面積之比,一般在0.25～0.30之間最佳。隨著推進劑的燃燒,藥柱內孔截面積逐漸增大,阻尼環的抑振效果將進一步增強。文獻[45]分別采用擋藥板和惰性阻尼片開展了實驗研究,當兩種阻尼環內徑略小于藥柱內徑時,均能夠有效抑制中頻軸向振蕩燃燒現象。

(a)Trap

阻尼環內孔直徑是能否成功抑制燃燒不穩定的關鍵。文獻[61]通過實驗對比了四種內孔直徑下的抑制效果,如圖17所示。針對在1.3 s出現壓強振蕩的發動機,內孔直徑為20 mm和30 mm的阻尼環都能有效抑制燃燒不穩定,但內孔直徑為45 mm的阻尼環卻無法抑制壓強振蕩。趙瑜等[62]為抑制發動機脈沖觸發不穩定問題也開展了試驗研究,結果表明:阻尼環孔徑為95 mm 和105 mm時未觸發壓強振蕩;當孔徑擴大為115 mm時,阻尼環失去抑振效果。因此,在設計阻尼環時,孔徑不應設計過大。

圖17 阻尼環內孔直徑對壓強振蕩的影響[61]

為避免阻尼環內徑太小、重量太大,可以選用錐形阻尼環。文獻[63]在推進劑裝藥的末端安裝了錐形阻尼環(圖18),該阻尼環內孔直徑為裝藥外徑的0.7～0.9倍,可有效抑制發動機工作末期出現的軸向燃燒不穩定,但該方案會減小發動機的裝填密度。

圖18 錐形阻尼環示意圖[63]

阻尼環形狀也是影響抑振效果的關鍵因素。Anthoine[48]設計了無孔型和有孔型的被動控制膜,以阻止漩渦撞入潛入式噴管空腔,如圖19所示。試驗結果表明,無孔型可完全消除壓強振蕩,但無法滿足發動機的戰術指標。有孔型在實現抑振效果的同時還能滿足發動機推力指標,是一種理想的折中方案。HIJLKEMA等[50]的實驗結果表明,增加阻尼環后壓強振幅顯著下降,其中鋸齒狀阻尼環的抑振效果最好,如圖20所示。

(a)Assembly drawing (b)Non-hole (c)With hole

圖20 不同阻尼環結構的抑制效果[50]

影響阻尼環抑振效果的另一因素是安裝位置。一般可安裝于距離發動機頭部0.6L處,因為此處的聲壓梯度較大,能更好地阻尼聲能。為解決Rocketdyne公司的小型雙推力火箭發動機出現的縱向燃燒不穩定[59],設計人員采用三個中心穿孔圓盤擋板,垂直于軸線放置在發動機的不同位置,有效消除了發動機出現的燃燒不穩定,如圖21所示。

圖21 橫向擋板在Rocketdyne雙推力發動機中的應用[59]

3.3 赫姆霍茲諧振器

赫姆霍茲諧振器是封閉體中最有效和最常見的聲振蕩吸收器。其理論最早于 1860 年提出,被廣泛用做聲濾波器和噪聲抑制器。20 世紀 50～70年代,美國詳細研究了赫姆霍茲諧振器的工作特性,先后成功應用于航空噴氣發動機和液體火箭發動機[64]。

A-A44A-1發動機的改進型以及Rocketdyne公司的雙推力發動機[59]都是應用赫姆霍茲諧振器抑制壓強振蕩的案例。A-A44A-1發動機采用了諧振腔的原理,通過在尾部布置數百個小盲孔,使其軸線與發動機中心線平行,放置在發動機后封頭位置,成功地將振幅降低至原來水平的85%左右。Rocketdyne雙推力發動機也通過使用赫姆霍茲諧振器將發動機壓強振蕩的振幅降低到之前水平的10%,裝置如圖22所示。

圖22 赫姆霍茲諧振器在Rocketdyne雙推力發動機的應用[59]

正確選擇赫姆霍茲諧振器的最佳參數非常重要[65],選擇不當可能會造成適得其反的效果[66]。文獻[67]將赫姆霍茲諧振器裝配在2.75 inch固體發動機的頭部,如圖23所示。結果表明,赫姆霍茲諧振器成功抑制了發動機的一階縱向燃燒不穩定,但也激發出了三階縱向燃燒不穩定。當將諧振器的數量增至2個后,一階和三階振蕩被成功抑制,但發動機中仍然存在高階燃燒不穩定。這是由于發動機中高階燃燒不穩定是由壓強行波擾動引起,可見赫姆霍茲諧振器對行波的抑制效果不顯著。

圖23 2.75英寸固體發動機中的赫姆霍茲諧振器[63]

4 復雜飛行狀態下的燃燒穩定性

越來越多的案例表明,燃燒不穩定存在天地不一致的問題。地面穩定工作的發動機,在飛行試驗中又會出現燃燒不穩定。由于飛行試驗費用高、周期長,無法對每一項抑制措施都依靠飛行試驗來驗證有效性,因此對復雜飛行狀態下影響固體發動機燃燒穩定性的因素開展深入分析,有助于為后續抑制手段提供參考。

飛行載荷會改變固體推進劑燃燒特性及燃燒室聲場,降低原設計狀態下發動機的燃燒穩定性裕度,誘發燃燒不穩定。研究表明,過載引起的顆粒濃度分布變化是發生燃燒不穩定的關鍵因素[68];當發動機承受機動過載時,燃燒室內凝聚相顆粒在慣性作用下偏移聚集[69-70],不僅改變微粒的空間分布,還影響微粒阻尼效果。游艷峰等[71]對大過載下固體發動機內的微粒阻尼開展了數值模擬,結果表明在橫向過載作用下,微粒粒徑越大,阻尼效果越差,在極短時間(5 ms)內減小顆粒阻尼約30%,這對發動機燃燒穩定性十分不利。張翔宇等[72]的火箭橇過載模擬試驗則進一步表明,導彈飛行過載是引起該發動機燃燒不穩定的主要原因,如圖24所示。

圖24 T1發動機飛行試驗內彈道曲線[72]

相較于內因引起燃燒不穩定的傳統認識,目前越來越多的發動機燃燒不穩定呈現內、外因素共同作用的特點。多元復合飛行載荷環境下,固體推進劑的燃速特性很容易出現異常增大、甚至突變現象,從而顯著影響內彈道性能及推力性能等關鍵指標[73]。郜冶[74]針對大長徑比戰術導彈在飛行過程的耦合共振現象的機理開展了詳細討論,表明突然的過載和施加發動機強脈沖一樣,是足夠強的干擾和非線性激勵,因此可以通過在火箭橇或者地面強脈沖沖擊下開展穩定性測試,避免在飛行條件下通過觸發引發激烈的壓強振蕩。

5 結束語

針對固體火箭發動機燃燒不穩定問題,盡管國內外學者設計并驗證了多種抑制手段,但由于對燃燒不穩定產生機理和科學問題認識不足,設計的過程存在著很大的試探性與盲目性,并且通用性較差,無法舉一反三,推廣到其他發動機。針對不同的燃燒不穩定類型,需要正確選擇合適的抑制方法:

(1)對于出現燃燒不穩定的發動機,最常用的抑振方法是改動噴管結構以增大阻尼,或者在總體允許的情況下適當擴大噴管喉徑,降低發動機工作壓強。這一措施可以在發動機設計的任一階段實施。而在發動機總體論證設計階段,要盡可能地開展理論計算和實驗,在滿足發動機性能指標的前提下選擇結構阻尼更大的發動機和裝藥結構,并減少漩渦脫落引起流動不穩定性的可能。

(2)調整固體推進劑配方可以避免改動原有的結構設計,通過增大燃氣微粒阻尼或減小推進劑燃燒響應增益實現抑制效果。但是該方法缺少理論指導,可調整的范圍較小。對于某種發動機有效的配方調整方法,并不適用于其他發動機,通用性較差。對于配方敏感性較弱的推進劑,則以損失發動機能量為代價,降低發動機工作壓強,提升燃燒穩定性。

(3)被動式機械結構是一種很好的抑制方法,已被廣泛采用。但不同結構可抑制的振型與頻率不同,需要結合具體問題進行選擇。諧振棒適合抑制采用少鋁/無鋁推進劑發動機中出現的高頻切向和徑向燃燒不穩定;赫姆霍茲諧振器適合抑制軸向一階中低頻燃燒不穩定,對高階行波不穩定抑制效果較差;擋板在固體發動機中應用較多,其中縱向擋板適合抑制切向燃燒不穩定,橫向擋板適合抑制縱向低頻燃燒不穩定,而三維鋸齒結構有助于減小阻尼環本身引起的渦聲振蕩。

(4)飛行載荷會對燃燒不穩定起到激勵作用,現有手段主要局限于數值仿真,缺少模擬高速、高加速、大過載、強振動等多元復合飛行載荷環境,這也導致燃燒不穩定產生機理認識不清,無法準確識別影響推進劑燃燒穩定性的主要配方因素及內外部環境因素?？梢栽诘孛鏃l件下開展火箭橇或者脈沖觸發測試,排除潛在的燃燒不穩定。

對于固體發動機設計人員,最好在發動機總體論證初期對發動機的燃燒穩定性進行計算和評估,選用穩定性好的推進劑、發動機和裝藥結構,這一階段能調整和提高穩定性的措施比較多。發動機一旦定型并投產后,可選擇和采用的抑制方法非常有限,且抑制效果也不理想。