粉末火箭发动机推力调节试验研究
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关键词: 粉末火箭发动机; 试验研究; 推力调节; 点火; 关机
中图分类号: V430
文献标识码: A
文章编号: 1006-2793( 2015) 03-0347-04
DOI: 10. 7673 / j. issn. 1006-2793. 2015. 03. 009
Experimental investigation on thrust regulation of powdered rocket motor
第 38 卷第 3 期
固体火箭技术 Journal of Solid Rocket Technology
Vol. 38 No. 3 2015
粉末火箭发动机推力调节试验研究①
张胜敏1 ,杨玉新1 ,胡春波2
( 1. 中国航天科技集团公司四院四十一所,西安 710025; 2. 西北工业大学,西安 710072)
装填 系数
0. 550 0. 549 0. 551 0. 552 0. 553 0. 552 0. 552 0. 553
( a) 0. 3 s
( b) 1. 0 s
2. 3 试验结果及分析 图 5( a) 为试验 1 的压强-时间曲线。从中可看出,
发动机在点火燃烧的初期,燃烧室内压强出现了点火 峰,峰值压强达到 2. 1 MPa,随后降到 1. 2 MPa,发动机 稳定工作了 7 s 之后,增加粉末燃料的流量,同时加大 氧化剂流量,发动机在 2. 2 MPa 下稳定工作了 19 s。
ZHANG Sheng-min1 ,YANG Yu-xin1 ,HU Chun-bo2
( 1. The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025,China; 2. Northwestern Polytechnical Univ. ,Xi'an 710072,China)
第3期
了粉末供应系统快速启动和关闭的目标。
表 1 典型工况试验结果( 25 μm) Table 1 Experimental results of different
conditions( 25 μm)
活塞 序号 速度 /
( mm / s) 1 2. 48 2 3. 23 3 4. 30 4 6. 80 5 8. 55 6 10. 20 7 13. 0 8 15. 20
表 2 试验时序设置及工况 Table 2 Test sequence setting and working condition
启动 工作 工况
次序 时间 /s
一次 9
启动 试验 1
二次 19
启动 I 脉冲 20 试验 2 II 脉冲 23
镁粉 流量 / ( g /s) 42. 3
68. 5
44. 6 66. 4
图 4 为试验 3 中的供粉过程录像截图。通过分析 视频图像可得到,在粉末供应系统工作过程中,粉末的 供应相对较稳定,没有出现大量粉末集中喷射的现象, 尤其是在供粉开始和结束的时刻,粉末管路控制开关 快速开启和阻断流化气体及粉末的供给,较好地实现
2015 年 6 月
张胜敏,等: 粉末火箭发动机推力调节试验研究
图 2 粉末火箭发动机试验系统照片 Fig. 2 Photo of powdered rocket motor
experiment system
1. 2 粉末燃料供应装置 迄今为止,粉末燃料供应有多种形式,其中活塞驱
动流化气夹带输送的方式,由于粉末燃料流量主要依 靠活塞运动速度控制,而流化气的流动状态对粉末燃 料流量的影响较小,因此可利用氧化剂气体作为流化 气,而无需额外携带流化气瓶。本文基于此原理设计 加工了粉末燃料供应装置开展试验研究。燃料供应装 置主要包括粉末燃料及其储箱、活塞、驱动电机、掺混 段以及粉末离散器等部件,在粉末储箱收敛段处有环 形进气口,可使粉末燃料在流化气的夹带作用下经过 粉末离散器输送到燃烧室中。图 3 为粉末燃料供应装 置示意图。
工作时 间/ s
27. 5 24. 5 10. 5 26. 3 25. 3 28. 6 23. 7 20. 2
铝粉质 CO2 质量
量流量 / 流量 /( g /s)
( g /s) 18. 50 22. 36 24. 25 27. 52 32. 13 30. 09 50. 92 53. 65 64. 55 55. 04 76. 38 66. 36 91. 88 65. 65 107. 87 68. 63
Key words: powdered rocket motor; experimental investigation; thrust regulation; ignition; shutoff
0 引言
随着深空探测技术的发展,近年来越来越多的国 家开始探测火星或制定火星探测计划。由于火星大气 中含有 95. 3% 的 CO2 气体,人们提出了直接从地球携 带粉末燃料,利用火星大气中的 CO2 作为氧化剂的一 种新型动力系统的构想[1-3]。科研人员针对不同种类 的粉末燃料与 CO2 的燃烧反应开展了研究[4-7],在综 合考虑了发动机比冲、凝相损失以及点火性能和燃烧 特性等多 方 面 的 影 响 因 素 后,最 终 确 定 出 镁 粉 是 以 CO2 气体 作 为 氧 化 剂 的 粉 末 火 箭 发 动 机 的 最 佳 燃 料[8 。 -11]
流化气 一路氧 二路氧 流量 / 化剂流 化剂流 ( g /s) 量 /( g /s) 量 /( g /s)
54. 6 76. 2
—
54. 8
52. 4 62. 8
76. 2
75. 3 74. 7
103. 6
— 98. 6
( c) 9. 0 s
( d) 10. 6 s
图 4 粉末供应系统试验过程录像截图
m· = kρvA 式中 k 为装填系数; ρ 为粉末密度; v 为活塞运动速 度; A 为粉末储箱的横截面积。
由于铝粉的性质相比镁粉较稳定,因此选择使用 微米级的铝粉进行粉末供应的可行性试验研究。通过 对铝粉喷射过程录像进行分析,得到粉末供应系统出 口粉末流动情况。利用设计的粉末供应系统共开展了 70 余次的粉末流化试验,几次典型的试验结果如表 1 所示。
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2 试验结果与分析
2. 1 粉末供应系统试验 粉末供应系统的工作原理: 电机驱动活塞以一定
速度推动储箱中的粉末燃料向前运动; 在掺混段从斜
切孔引入流化气体,粉末燃料被流化,以气固两相流的 方式经由粉末离散器喷入燃烧室中,完成粉末燃料的 流化供应任务。
粉末供应系统的标定可利用粉体质量流量计算公 式:
1. 3 试验发动机技术状态 考虑到镁粉在 CO2 气体中良好的点火和燃烧特
性[12],在试验研究中,均采用平均粒径为 25 μm 的镁 粉作为燃料。
图 3 燃料供应装置示意图 Fig. 3 Schematic of powdered fuel feeding system
图 1 粉末火箭发动机试验系统原理图 Fig. 1 Schematic of powdered rocket motor
experiment system
试验系统的工作过程如下: 首先,接通高能火花塞 电源,然后启动供粉系统及氧化剂供应系统,镁粉由流 化气流化进入燃烧室,与氧化剂气体在燃烧室内掺混 燃烧并释放热量,高温燃气通过喷管高速排出产生推 力。当发动机需要调节推力时,可向控制系统发出信 号,通过调节粉末燃料和氧化剂气体的质量流量来实 现推力调节; 当发动机需要关机时,向控制系统发出关 机信号,切断粉末燃料和氧化剂的供应通道,燃烧室中 止燃烧,发动机即熄火关机。
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2015 年 6 月
固体火箭技术
第 38 卷
频监控系统、数据测量和控制系统以及试车台等组件 组成。氧化剂供应系统由 2 路独立的管路组成,分别 由各自的电磁阀进行控制。
考虑到需多次启动,确定采用高能电火花塞作为 点火源。为了防止燃烧过程中高温燃气回流到氧化剂 管路中,在氧化剂管路中安装单向阀。图 2 为粉末火 箭发动机试验系统照片。
摘要: 为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表
明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节; 通
过调节粉末燃料和氧化剂的流量,可实现粉末火箭发动机的推力调节技术,推力调节比达到 6. 5。
Fig. 4 Experimental image record of fuel supply system
2. 2 推力调节试验 采用高能火花塞作为点火源,通过调节粉末燃料
和氧化剂的质量流量,来实现发动机的推力调节功能。 选取较为典型的 2 次试验进行分析。试验 1 为发
动机工作过程中的推力调节试验,试验 2 为多次点火 启动的推力调节试验。在试验 1 中,发动机在小推力 工况下工作 9 s 后,加大镁粉流量,同时启动第二路氧 化剂供应系统,发动机持续工作 19 s 后,结束试验。在 试验 2 中,发动机在 I 脉冲工况下工作 20 s 后,关闭供 粉系统及第一路氧化剂供应系统; 关机 9 s 后,启动供 粉系统以及两路氧化剂供应系统,进行 II 脉冲点火试 验,发动机工作 20 s 后,结束试验。试验工况如表 2 所 示,燃烧室压强曲线如图 5 所示。
Abstract: An experiment system of powdered rocket motor was established to investigate some key technologies,such as multiple start-ups and thrust regulation and so on,large numbers of experiments were conducted. The results indicat that under the effect of high energy spark plug,powered rocket motor can realize multiple start-ups and shutdown. Moreover startup and shutdown times, the time intervals can be regulated randomly. By adjusting the flow rate of the powder fuel and oxidant,powered rocket motor can achieve thrust control technology,and thrust regulation ratio reaches 6. 5.
图 5 ( b) 为 试 验 2 的 压 强-时 间 曲 线。从 中 可 看 出,在 I 脉冲点火燃烧的初期,燃烧室内出现了压强 峰,峰值达到 1. 65 MPa,随后降到 1. 2 MPa,并在该压 强下稳定工作了 20 s; 发动机关机 9 s 后,II 脉冲点火 启动,燃烧室再次出现压强峰,峰值达到 2. 6 MPa,随 后降到2. 2 MPa,并在该压强下稳定工作了 20 s。
粉末火箭发动机作为一种新型推进系统,它采用 高能量密度的金属或非金属粉末为燃料,CO2 或其他 粉末为氧化剂,具有能量高、密度比冲大、推力可调、可 多次启动、安全性好等优点,是火星探测和下一代战术
导弹的理想动力装置。国外在开展粉末火箭发动机点 火试验方面大多以 CO2 为氧化剂,以镁粉为燃料,主要 以点火燃 烧 性 能 为 研 究 目 标,目 前 可 做 到 最 大 压 强 2. 4 MPa,工作时间 42. 5 s,推力 53 N[10]。粉末火箭发 动机的推力调节技术虽在原理上可行,但尚无相关研 究报道,利用这一特性可实现对飞行器的灵活控制,有 利于飞行器弹道优化和能量管理。
本文针对粉末火箭发动机的燃料供应、wk.baidu.com次启动、 稳定燃烧以及推力调节等关键技术,开展了可行性试 验研究。
1 粉末火箭发动机试验系统
1. 1 试验系统 粉末火箭发动机试验系统如图 1 所示,主要由粉
末燃料供应系统、试验发动机、点火系统、供气系统、视
① 收稿日期: 2014-12-11; 修回日期: 2015-01-27。 作者简介: 张胜敏( 1983—) ,男,博士,研究领域为固体火箭发动机设计与研究。E-mail: zsm_nwpu@ 126. com