火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(1)——采用铝时的燃烧特性

1.绪言火箭/冲压发动机,是使火箭的不完全燃烧生成物与进入飞行体的冲压空气进行再燃烧的发动机。有人称它为管道火箭或简称冲压火箭。因为大部分氧化剂由空气代替,所以这种发动机不仅经济性好而且比推力也有所提高。特别是在火箭中采用固体推进剂时,火箭发动机不仅兼有燃料箱,燃料泵及燃料喷射阀的机能,而且也兼作从火箭发动机(下称一次燃烧室)喷管向冲压发动机燃烧室(下称二次燃烧室)喷出的一次燃烧生成物进行第二次燃     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(2)——采用镁铝合金时的燃烧特性

1.前言作为火箭/冲压发动机固体燃料的组成,在第一篇报告中作了介绍。从经济性、制造安全性考虑,在金属燃料中选择了铝。为了在一次燃烧室保持自燃性,在采用过氯酸铵作氧化剂时,粘合剂与氧化剂的比为50/40,铝的添加量为50％。另外,用试制的含铝50％的推进剂对火箭/冲压发动机进行了模拟试验,得到了约900秒的比推力。     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

冲压-火箭的固体推进剂燃速控制实验研究

为了得到10,000N-s/kg以上的比冲,本文对冲压发动机高金属含量的贫氧固体推进剂的燃速控制进行了试验研究。运用了一般固体推进剂中所使用的方法(控制组份粒度和利用催化剂来促进、抑制氧化剂分解反应)控制了这类富燃推进剂的燃速,在4～7MPa燃烧室压力下,燃速通常为3mm/s。采用细颗粒组份和三氧化二铁催化剂配制的高燃速燃料可用于初级火箭发动机(燃气发生器)中的端面燃烧型的药柱,而由粗颗粒和氟化锂(LiF)配制的低速燃料则用于内孔燃烧型药柱。对以HTPB粘合剂为基础,添加含有硼的10％镁铝合金并以过氯酸铵或过氯酸钾为氧化剂的燃料的研究结果表明,1) 端面燃烧药柱,在7～10MPa燃烧室压力下,燃速为10mm/s;2) 内孔燃烧装药,在2～3MPa燃烧室压力下,燃速为15mm/s。燃气发生器中的燃烧产物大多数细的足以通过喷管,而且,温度很高足以在补燃室中自动二次点火     

液体冲压发动机的燃烧研究

为阐明液体冲压发动机的推力特性,对这种发动机的理论燃烧性能进行了研究,并与火箭冲压组合发动机进行了比较。在相同的燃料流量下,液体冲压发动机的比冲约为火箭冲压组合发动机的2倍。尤其使用JP-10等高密度燃料时,密度比冲也显示出优越性能。但研究发现,液体冲压发动机的燃烧效率和喷管流动效率受自大气中引入的空气流量影响较大。为取得较高的比冲,液体冲压发动机的空气流量远大于火箭冲压组合发动机的,进气口的性能对发动机性能的影响很大。为探讨液体冲压发动机的燃烧性能,试制了燃烧室内径为150mm的小型液体冲压发动机,进行了直连式燃烧试验。试制发动机在空燃比为50～140范围内稳定点火、燃烧,用C表征的燃烧效率达到90％以上。     

固体燃料冲压发动机的燃烧(Ⅰ)

介绍的固体燃料冲压发动机由产生反应气体的预燃室和产生最终燃烧气体的冲压燃烧室组成。在预燃室与冲压燃烧室之间没有壅塞流。因此,两个燃烧室之间没有压力差,燃烧室压力由从与冲压燃烧室相连的进气道引入的空气流决定。试验的固体燃料采用高氯酸铵(AP)氧化剂,端羧基聚丁二烯(CTPB)燃料。为了提高比冲(Isp),在固体燃料中加入了硼(B)粉。硼粉的加入使燃速得到了显著的提高,并且降低了维持自身燃烧的低压极限。这是由于硼粉在燃料燃烧表面的氧化反应释放热量引起的。根据在直连试验设备上所得的燃烧试验结果,评价了在各种空气流条件下固体燃料冲压发动机的燃烧特性。     

温度对固体燃料冲压发动机燃料性能和燃烧的影响

引言非金属燃料和含金属燃料均可用于固体燃料冲压发动机(SFRJ)。人们已研制出具有高的燃烧效率的高能含金属燃料,因为密度较高,从而可增加燃料装填量。很多燃烧研究一直使用了非金属燃料。最近,含金属燃料也很受重视。通常,含金属燃料(硼、镁、铝等等)的燃烧效率并不高,有时要用一些添加剂来提高它的性能。为了能适应实战要求,必须论证固体燃料冲压发动机在超过预定的工作温度范围时的燃料性能稳定性和燃烧特性。     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性,探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果,提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

整体式火箭-冲压发动机/超音速燃烧冲压发动机的设计技术

本文提出了用于研究冲压发动机燃烧室的混合和燃烧特性以及冲压-火箭发动机,冲压火箭发动机特性的一维、二维计算法和水洞试验法。这些方法是结合发动机典型使用范围介绍的。计算结果给出了不同推进系统的性能特点。     

用于混合冲压发动机的固体燃料燃烧特性

使用固体燃料和液体燃料两种燃料的混合冲压发动机, 可望兼具固体燃料冲压发动机2次燃烧点火性/燃烧稳定性良好的特征和液体燃料冲压发动机比冲(Isp)性能高、 流量控制范围大的特征.针对混合冲压发动机用固体燃料, 试制了在适用的物质中添加硼(B)的固体燃料, 使用小型冲压发动机实施了仅用固体燃料状态的燃烧试验.试验结果显示, 1次燃烧特性和2次燃烧点火性能良好, 并利用改变空气导入方法提高了2次燃烧效率.     

含金属推进剂在管道火箭中的燃烧

研究含金属推进剂的燃烧特性旨在获得用于管道火箭的最佳推进剂。试验测定了含镁-铝合金和硼粒子的推进剂燃速和补燃效率,并计算了与燃料和空气混合比的函数关系。由50％镁-铝合金、20％端羟基聚丁二烯及30％的过氯酸铵组成的推进剂在补燃室中非常有效地燃烧。而由30％硼、40％过氯酸铵及30％端羟基聚丁二烯组成的推进剂燃烧效率却不佳,原因是硼粒子燃烧不完全。在含硼推进剂中加入5％～10％的镁-铝合金可增加燃烧效率。     

冲压发动机燃烧试验试车台设备

冲压发动机与喷气发动机相同,由于利用大气中的氧气,因而与火箭发动机相比,可以减少燃料装载量,同等数量的燃料以Ma=2的速度飞行时飞行时间可增加10s以上。按燃烧方式和燃料种类分类,冲压发动机主要可分管道火箭、液体冲压发动机和超燃冲压发动机。为评价冲压发动机的性能,必须模拟发动机在空气中高速飞行的状态。为形成模拟气流必须有冲压发动机燃烧试车台。为此,日产汽车公司宇航事业部在川越建造了一座试车台。     

超燃冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＝５－８飞行状态的试验。最近进行了模拟Ｍａ＝５．９－６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

瑞典的火箭冲压组合发动机

瑞典Volvo发动机公司为RRX5地空导弹研制火箭-冲压组合发动机几经有好几年了。这种组合发动机内冲压主发动机和固体火箭共用一个燃烧室。主发动机是以Volvo公司于五十年代开始研制的冲压发动机为基础,而固体火箭实际上是一个装有固体燃料的管子。因为尾喷管要适应固体发动机和冲压发动机不同的出口截面,所以在固体装药和喷管中加了一个中心锥,它在固体燃料燃烧后脱落。固体发动机     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

燃料组分对含硼富燃料推进剂一次燃烧性能的影响

对含不同金属添加剂(镁、铝及镁铝合金)、不同硼粉粒度及硼粉含量的含硼富燃料推进剂分别进行了爆热(Qv)、燃烧温度(Tf)和成气率(η)测试,对比研究了金属组分对含硼富燃料推进剂燃烧性能的影响。结果表明:镁比铝能提高含硼富燃料推进剂的爆热值、燃烧温度和成气率;镁铝合金比镁更能降低含硼富燃料推进剂爆热及燃烧温度,且提高推进剂燃烧的成气率;当硼粉粒度较粗或较细时,含硼富燃料推进剂的爆热及燃烧温度均较高,而成气率较低,硼粉粒度适中时,推进剂的爆热值及燃烧温度均较低,而成气率较高;硼粉含量增大(氧化剂AP的含量减小),含硼富燃料推进剂的爆热、成气率均降低,而燃烧温度升高。     

喷嘴特性对水冲压发动机性能的影响

为研究燃烧室喷嘴特性对两次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,通过地面直连试验验证了模型的合理性;对不同一次喷嘴雾化锥角、喷射速度下的镁基水冲压发动机内部燃烧组织进行了数值模拟,结果表明,一次喷嘴雾化锥角在110°附近时,发动机比冲效率最优;一次喷嘴喷射速度在38.4～50 m/s时,发动机比冲效率最优.     

一种新的推进概念:整体式火箭双燃烧冲压发动机

本文介绍一种新的推进概念,即整体式火箭双燃烧冲压发动机(the integralro—cket,dual-combustion ramjet,以下简称IRDCR),它可以用在高超音速、体积有一定限制的导弹上。实际上,就是把一个“突胀式(dump-type)亚音速燃烧冲压发动机放在主超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)系统中作富油的、热燃气发生器,因而可以允许使用碳氢燃料而不用极活性硼基燃料。靠超音速冲压发动机燃烧室中装火箭—助推推进剂可改进推进系统的容积效率。研制了一套设计IRDCR发动机热循环和估算其性能所需要的新方法。根据一组特殊进气道,在马赫数4～7,定常飞行动压为5000磅力/英尺~2的飞行条件下的典型计算值讨论了这种新的方法,还根据最大推力和发动机效率原则讨论了发动机性能对进气道工作特性的敏感性。一般说,IRDCR在性能特性上兼有普通冲压发动机和超音速燃烧冲压发动机两者的某些优点。     

在固体燃料冲压发动机燃烧室中旋流和含硼燃料的组成对燃烧的影响

本文介绍了对硼燃烧的实验研究。试验所使用的固体燃料冲压发动机燃烧室直接与气源和空气加热器连接。使用不同成分的含硼或碳化的HTPB燃料,进行了有进口旋流和无进口旋流试验。测量了旋流和燃料成分对于硼燃烧效率的影响、燃料燃速和推力。为了测量凝聚燃烧产物的组成,发展了与化学分析方法相联系的排气粒子抽样检检技术。     

简讯

日本超燃冲压发动机飞行试验失败2006年3月30日,日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据,以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能,并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。长为0.9 m、质量为100 kg的超燃冲压发动机燃烧室装载在一枚HyShot探空火箭顶部,随火箭上升到约290 km的高空,比原定高度低30 km。在火箭下落过程中,其速度接近8倍音速,在这种环境下对燃烧室进行了…