“北航一号”探空火箭发动机热试车试验分析

[文章编号] 2007-4-16( 01-12)“北航一号”探空火箭发动机热试车分析王文龙蔡国飙王慧玉饶大林（ 北京航空航天大学 宇航学院 ）[摘 要] 本文分析了“北航一号”探空火箭发动机两次地面热试车试验，介绍了地面热试车试验系统和参数测量系统的一些方法，总结了两次发动机热试车试验的经验与教训。

经验证明“北航一号”探空火箭发动机的设计是合理的、性能是可靠的。

[关键词] “北航一号”，发动机，热试车，喷管，绝热材料Analyze on Hot firing Test for“Beihang-1”Sounding Rocket Motor DesignWang Wenlong( School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics ) Abstract: The paper analyses the ground hot firing tests for two times for the “Beihang-1”sounding rocket motor，and introduces the ground hot firing test system and the some methods for parameter measurement system，and summarizes the experiences and lessons of the hot firing tests for two times. The experiences prove that the design for “Beihang-1” sounding rocket motor is reasonable and its performances are reliable.Key words: Beihang-1, motor, hot firing test, nozzle, heat-insulating material1 引 言“北航一号”是由北京航空航天大学宇航学院本科生自行研制的气象探空火箭，火箭全长2.53m，最大直径0.198m，总重93kg，射高10km。

该火箭的动力系统是单级小型固体火箭发动机，采用星型内孔装药，头部发火管式点火。

发动机长1.047m，直径0.18m，总冲56000N·s，比冲2205 N·s/kg，平均推力12.7kN。

为进一步了解固体火箭发动机实际工作过程的规律性、验证设计方案、评估发动机的性能，对“北航一号”探空火箭发动机进行了两次地面热试车试验：（1）第一次用两台发动机进行试验，喷管的喉部被烧穿，试验失败。

总结经验后，改进了喷管的绝热层材料和加工工艺；（2）第二次试验成功，验证了发动机的设计方案，为“北航一号”探空火箭[ 收稿日期] 2007年9月27日- 1 -- 2 -的成功发射提供了保障。

2 试验系统介绍发动机的试车台为半封闭式水平试车台，水平试车台的推力支撑墩为50t 的推力墙，垂直于推力墙的两侧墙壁上安装有视频设备。

试车架是有卸载禁锢环结构的水平试车架，动架和定架之间用板簧连接，是一种柔性试车架，其精度比非柔性试车架高一个数量级。

该型试车架结构轻巧、灵活，承力部件刚度大、变形小，动架质量小，大大提高了轴向的测力精度和固有频率。

传感器布局如图1所示。

推力采用单路测量，只测轴向推力；压强采用双路测量，通过头部两个测压孔分别测量。

所有传感器连出的导线都要用绝热石棉进行包裹，并放到地槽中加盖铁板保护。

图1 发动机试验传感器布局示意图2.1 压强测量通过发动机头盖上的两个测压孔对压强传感器进行压力测量，只测燃烧室头部压强。

传感器要求用力矩扳手进行安装，如图2所示。

图2 压强传感器安装- 3 -传感器采用应变片式传感器，其优点是结构简单，无需用放大设备。

缺点是对冲击和振动较为敏感、频率范围受限制、刻度特性不稳定。

根据不同结构的应变片传感器，可对剩余压强（相对大气压强）和绝对压强进行测量，特别是对模拟高空条件区域的真空压强进行测量。

试验时，数据的采集频率由试验的具体情况而定。

对长时间工作的发动机来说，数据采集的间隔时间可以稍长一些，但是，对工作时间只有几秒的小型发动机来说，数据采集应该尽量密集。

“北航一号”探空火箭发动机的压强采集频率为3ms/次。

为了更好地分析数据处理，通常采用双通道测量法这在一次试验中获得多组数据（从传感器电桥输出到信号调节，数据采集各通道之间是相互独立，各传感器统一在现场或原位做校准），这样既能防止其中任何一个通道因故障而造成试验数据丢失，有能避免有限的试验次数和价格昂贵的发动机试验失败带来的巨大损失。

2.2 推力测量推力测量是发动机受力测量中的最主要部分，在“北航-1号”探空火箭发动机的地面热试车试验中只测量发动机沿轴线方向的推力，省略了非轴向推力、干扰力以及干扰力矩的测量。

这样做虽然不利于获得发动机在工作过程中的真实推力向量，但大大简化了发动机试车架的工装设计和传感器的数量，缩短了试验的准备时间、节约了成本。

推力传感器一般不直接安装在发动机的头部。

发动机头部和传感器之间装有推力传递设备，推力架属于工装设计的一部分，属于非标准设计。

沿发动机轴线上分别为发动机（头部）—推力传递设备（工装）—推力传感器—推力墙，如图3所示。

图3 试验发动机和推力架- 4 -传感器（比如推力传感器、压强传感器）采用螺纹连接形式与发动机直接或者通过转接头间接安装，并采用力矩扳手安装。

3 试验结果与分析3.1 理论计算结果根据燃气一维流动的控制方程组：质量方程、动量方程、能量方程、状态方程和推力公式，分别得如下公式： ()()b p p p A A uA r t x x ρρρ∂∂∂+=∂∂∂ （1）()()2p p p p A uA u A pA p t x xρρ∂∂∂++=∂∂∂ （2）2222b p p p p A u u A E uA H rH t x x ρρρ⎡⎤⎡⎤⎛⎞⎛⎞∂∂∂+++=⎢⎥⎢⎥⎜⎟⎜⎟∂∂∂⎝⎠⎝⎠⎣⎦⎣⎦ （3）p R Tρ= （4）a aa t Ft t tc tc Fd tI CA P d tA P d t==∫∫∫（5）采用四阶龙格库塔法：空间上沿装药通道长度将装药长度等分成若干段, 依次计算各个截面参数；时间上根据肉厚来确定，将肉厚分成若干份，计算时取各份肉厚之间所对应的瞬时计算。

解方程组获得P 、u 、ρ和T 相对于自变量x 和t 的解，再根据求解数据和推力公式获得推力F 。

图4和图5分别为发动机理论计算的压强和推力曲线。

如图4和图5所示，压强和推力曲线的理论计算值都显示，在药柱燃烧进入拖尾段之前，压强和推力都逐渐增大，这是由于采用星型内孔装药的发动机药柱燃面是逐渐变大的。

图4 理论压强曲线- 5 -3.2第一次试验失败分析本文主要对发动机地面热试车试验的压强曲线和推力曲线进行了研究，第一次热试车试验的两台发动机的压强曲线如图6和图7表示，推力曲线如图8和图9表示。

图6 一号发动机试验Pc-t 曲线图7 二号发动机试验Pc-t 曲线图5 理论推力曲线- 6 -试验后发动机喷管情况如图10a 和图10b 表示。

由图看出：发动机喷管在喉部被烧穿分为两段，且两个发动机的故障相同。

图10 试验后的喷管残骸图8 一号发动机试验F-t 曲线图9 二号发动机试验F-t曲线（a ） 严重烧蚀的喉部及收缩段（b ） 烧掉的喷管扩张段“北航一号”探空火箭发动机采用贴壁浇注装药。

贴壁浇注装药起热防护作用，因为燃烧室壳体在推进剂即将燃尽的一段时间内要承受高温的作用。

发动机喷管一直处于高温、高速燃气作用下，内绝热层不仅被烧蚀，还要受到高温燃气的冲刷，所以，喷管的热防护设计尤为重要。

喷管喉部被烧穿原因是喷管内绝热层非正常工作引起的。

该发动机绝热结构采用手工法粘贴，使得绝热结构有很多气泡，热防护结构的致密性不好，再加上绝热层为多层粘接，在受到高速冲刷和烧蚀的情况下，绝热层内部很容易形成泄漏通道，泄漏通道不断扩大，喷管金属壳体就会暴露在高温燃气下直至被烧穿。

从一号和二号两台发动机的试验压强曲线（图6、图7）和试验推力曲线（图8、图9）可以看出，两台发动机的压强曲线和推力曲线在数值大小和变化趋势上几乎一样，这表明造成两台发动机试验失败的原因相同。

从两条试验压强曲线（图6、图7）中可以看出，曲线有明显的不连续性，大致可分成四段，即压强的建立阶段、压强突降前阶段、压强突降后的阶段和拖尾段。

发动机工作到1.5s左右时，压强产生突降，这是由于喷管喉部被烧穿导致发动机喉部面积突变，发动机的质量流量瞬间变大，使得燃烧室内压强迅速降低。

此后，由于燃气的压强和温度降低，对喉部的烧蚀和冲刷强度降低，发动机出口尺寸不再变化，发动机在新的平衡压强下工作约4s后进入拖尾段，直到推进剂燃尽。

比较图4和图6看出：在压强建立过程中，试验曲线有一个明显的初始压强峰。

该压强峰最大值接近9MPa，大大高于燃烧室平均压强，这可能是喷管喉部堵盖尺寸太厚导致的，或点火药量过大引起的。

堵盖的作用是帮助燃烧室尽快建立压强，但堵盖强度太大会加大燃气喷出的延迟时间，从而引起点火的初始压强峰。

“北航一号”发动机的堵盖尺寸厚度为0.6mm，它所能承受的最大压强不到2MPa，所以堵盖不是产生初始压强峰的主要原因。

经过分析确定点火药量太大才是产生初始压强峰的主要原因，理论计算的点火药量约为16mg，而实际的点火药量为30mg。

试验曲线的前期压强突降相比理论的计算值高，这可能是初始压强峰的存在使整个燃烧室的压强变大的原因，而推进剂的燃速又与压强有对应关系，所以压强变大导致燃速变大，燃速变大又维持平衡压强处于较高燃速下的压强。

当喉衬和喷管扩张段脱落后，压强重新建立。

喉衬脱落使喷管喉部面积显著增大，即喷管流量增大，导致平衡压强减小。

平衡压强的减小又使推进剂燃速减小，所以发动机实际工作的时间比预期的长。

在此阶段，燃烧室压强仅约2MPa，推进剂不能充分发挥其能量特性，其实际比冲远小于预期值，所以试验中测得的比冲和总冲都远远小于预期值。

拖尾段的压强曲线的斜率绝对值比理论值小，拖尾段时间较- 7 -长，一方面是由于星型药柱本身余药多，另一方面由于在燃烧室压强较低的情况下，推进剂燃速较小。

压强建立后到突降前（喷管被烧穿前的1.5s），发动机工作比较正常，但存在收敛性的压强震荡，并在最后稳定下来。

由于发动机工作初始阶段，喉衬微弱的移动或变形使喉径变化。

由平衡压强建立的原理可知，喉径的大小直接影响燃烧室的平衡压强。

喉径尺寸的不稳定导致燃烧室压强的不稳定，直到最后喉衬不再移动或喉径不再明显变化，燃烧室压强才逐渐稳定下来。