CN109736970A - 一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例涉及补燃室结构设计技术领域，具体公开了一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法。本发明实施例的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法基于现有燃烧室特征长度计算方法，结合含硼固体火箭冲压发动机中燃料完全燃烧所需驻留时间，实现含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计，相比传统补燃室设计方法仅保证助推冲量要求上，本发明实施例的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法还兼顾了补燃室燃烧性能。
Description
技术领域
本发明涉及补燃室结构设计技术领域，特别涉及一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法。
背景技术
近年来，导弹向着高速、远射方向发展，超声速导弹、高超声速导弹应运而生，各国争相开展相关研究。以固体火箭发动机为动力的导弹，由于推进剂能量的限制，要想显著提高导弹的射程和飞行速度，则必须大幅度增加弹重和体积，这对于现代导弹来说是难以接受的。固体火箭冲压发动机(也即固冲发动机)能够利用空气中的氧作为氧化剂，只携带少量固体燃料，可大大提高推进剂的比冲，显著增加射程。与装备同体积固体火箭发动机的导弹相比，装备整体式固体火箭冲压发动机的导弹射程可增大大约2～3倍。此外固体火箭冲压发动机可实现燃气流量可调，机动性能好，正是新型超声速导弹的理想动力装置。欧洲“流星”导弹的研制成功使固体火箭冲压发动机在导弹应用上获得实质性进展，射程达到100公里以上，掀起固冲发动机研制的热潮。
目前固冲发动机向着小型化、实用化发展，合理设计发动机尺寸结构对发动机性能有显著影响。补燃室特征长度是发动机的一个重要结构参数，决定了含硼燃料燃烧所需的时间空间条件，同时补燃室兼顾助推燃烧室的功能。由于含硼燃料燃烧完全所需时间尚不明确，补燃室特征长度始终没有统一的设计规范。补燃室特征长度通常由导弹助推的冲量决定，一般为0.8～1.4m，没有明确标准。这就导致设计补燃室特征长度不能很好的适应冲压阶段发动机工况变化，由此将导致燃烧性能降低或者无效质量增加等问题。例如低压工作时，含硼燃料完全燃烧所需时间明显加长，补燃室特征长度没有变化，燃烧性能必然降低；同样，增加压强后，含硼燃料完全燃烧所需时间减少，依然采用统一的补燃室特征长度，必然造成特征长度的富余，无效质量增加。
发明内容
针对现有技术中的上述不足之处，本发明提供了一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，基于现有燃烧室特征长度计算方法，结合含硼固体火箭冲压发动机中燃料完全燃烧所需驻留时间，实现含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计。
本发明实施例提供了一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，包括：根据发动机比冲要求选用含硼推进剂的配方；根据所述发动机所采用的含硼推进剂的特性，确定所述补燃室内一次燃气中硼颗粒的粒径；根据热力计算方法，由所采用的含硼推进剂的配方、发动机工况、空燃比和补燃室的工作压强，获得所述补燃室的理论燃烧温度；根据所述空燃比和所述补燃室的构型，选取所述补燃室内的所述硼颗粒周围氧化剂的浓度范围；根据硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强、所述理论燃烧温度和所述氧化剂的浓度范围，获得硼颗粒燃烧时间；根据燃烧室特征长度计算方法，结合所述补燃室混合气的气体常数、所述理论燃烧温度、所述硼颗粒燃烧时间和特征速度，获得硼颗粒燃烧所需特征长度；根据所述补燃室的头部至所述补燃室的进气道的距离、所述补燃室截面积与所述发动机喷管喉部面积，获得硼颗粒点火所需特征长度；以及根据所述硼颗粒燃烧所需特征长度和所述硼颗粒点火所需特征长度，获得补燃室特征长度。
在本发明其中一个实施例中，所述发动机工况包括飞行高度和飞行马赫数。
在本发明其中一个实施例中，所述硼颗粒周围氧化剂的浓度范围为所述硼颗粒周围氧气的浓度范围。
在本发明其中一个实施例中，所述根据硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强、所述理论燃烧温度和所述氧化剂的浓度范围，获得硼颗粒燃烧时间的步骤包括：根据所述硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强和所述理论燃烧温度，得到硼颗粒燃烧时间随氧化剂的浓度的变化而变化的曲线；以及根据所述氧化剂的浓度范围和所述硼颗粒燃烧时间随氧化剂的浓度的变化而变化的曲线，获得所述硼颗粒燃烧时间。
在本发明其中一个实施例中，所述补燃室特征长度等于所述硼颗粒燃烧所需特征长度与所述硼颗粒点火所需特征长度之和。
在本发明其中一个实施例中，所述硼颗粒点火所需特征长度为所述补燃室的头部至所述补燃室的进气道的距离与所述补燃室截面积两者的乘积和所述发动机喷管喉部面积的比值。
在本发明其中一个实施例中，所述含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法还包括：根据所述补燃室特征长度和所述补燃室的助推要求所需特征长度，得到最终的补燃室特征长度。
在本发明其中一个实施例中，所述根据所述补燃室特征长度和所述补燃室的助推要求所需特征长度，得到最终的补燃室特征长度的步骤包括：将所述补燃室特征长度和所述助推要求所需特征长度进行比较；将值较大的作为最终确定的补燃室特征长度。
本发明上述一个或多个实施例的优点在于：通过提供一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，为补燃室特征长度设计提供了依据，相比传统补燃室设计方法仅保证助推冲量要求上，本发明实施例的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法还兼顾了补燃室燃烧性能。本发明实施例提供的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法根据短板理论，将含硼燃料燃烧完全所需时间定义为最难点火燃烧的硼颗粒燃烧完全所需时间；结合新建的硼颗粒点火燃烧模型，获得不同发动机工况条件下的硼颗粒燃烧时间，从而计算硼颗粒燃烧过程所需特征长度，加上点火过程所需特征长度，即可获得补燃室特征长度，再将获得的补燃室特征长度与根据助推冲量需求获得的补燃室特征长度也即助推要求所需特征长度对比，取大值以兼顾两者要求，从而更合理的获得补燃室特征长度，为发动机结构优化和性能提升提供支撑。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1a为本发明实施例中补燃室的结构简图；
图1b为图1a沿A-A向剖视图；
图2为本发明实施例中硼颗粒燃烧时间随氧浓度的变化而变化的曲线。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
含硼固体火箭冲压发动机补燃室内燃料主要包括气相燃料和颗粒相燃料，其中，气相燃料燃烧速度较快，因此，含硼固体火箭冲压发动机补燃室内燃料的燃烧过程主要受颗粒相燃料的燃烧速率控制。具体地，颗粒相燃料主要包括硼颗粒和碳颗粒，因此，只要确定了颗粒相燃料中的硼颗粒和碳颗粒完全燃烧所需时间即可进行含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计。目前已有大量试验结果证明，硼颗粒比碳颗粒更难燃烧，硼颗粒相比碳颗粒需要更高的点火温度和更长的点火时间，即便是较大的碳颗粒仍然比硼颗粒更快燃烧完全。因此，含硼固体火箭冲压发动机补燃室内燃料的燃烧过程的控制因素主要为含硼燃料中的颗粒相燃料的硼颗粒的燃烧速率。本发明实施例提供的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法采用新建的一种硼颗粒点火燃烧模型，可以较准确的预测硼颗粒在不同发动机工况下的点火时间和燃烧时间，进而根据这些数据进行补燃室特征长度设计，获得补燃室特征长度的合理取值范围。新建立的硼颗粒点火燃烧模型可参考文献“Chen,B.,Xia,Z.,Huang,L.:Ignition and combustion model of a single boronparticle,FUEL PROCESS TECHNOL,165(2017),pp.34-43.”图2所示的硼颗粒燃烧时间随氧浓度的变化而变化的曲线为新建立的硼颗粒点火燃烧模型在给定参数条件下的模型计算结果。
本发明实施例使得含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计有了依据，可以根据不同发动机工况条件，设计出合适的补燃室特征长度，从而为优化发动机结构、提高发动机性能提供保障。
具体地，本发明实施例提供的一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，属于补燃室结构设计应用领域，主要包括下述步骤：
(1)给定发动机工况、空燃比和补燃室工作压强P，其中，发动机工况包括飞行高度H和飞行马赫数Ma。
(2)由发动机所采用含硼推进剂的特性(特指装药时的粒径参数和一次燃烧特性)，确定一次燃气中硼颗粒粒径大小dp为含硼推进剂中硼颗粒的装药粒径。
(3)根据现有热力计算程序(已知的热力计算程序，目前是本领域通用的计算机程序，打包形成的软件叫热力计算软件)，由含硼推进剂配方(输入参数，根据发动机的比冲要求在已知的若干配方中选择)、发动机工况(包括飞行高度H和飞行马赫数Ma)、空燃比、补燃室工作压强P，获得补燃室理论燃烧温度T∞。
由于现有热力计算程序的计算过程复杂，公式繁多，以上仅引用热力计算方法，计算过程未一一列出，具体可参考《固体火箭发动机原理》和《冲压推进技术》中热力计算部分。
(4)根据空燃比和补燃室构型，选取补燃室内硼颗粒周围氧化剂(主要为氧气O2)浓度范围Xo2；结合已知参数，包括硼颗粒粒径大小dp、补燃室工作压强P、工作温度(即补燃室理论燃烧温度T∞)和氧化剂浓度范围Xo2，查图(硼颗粒燃烧时间随氧浓度的变化而变化的曲线)获得硼颗粒燃烧时间tc。补燃室构型具体包括进气方式和相关结构参数、燃气喷射方式和相关结构等若干参数，统称补燃室构型。
具体地，补燃室内硼颗粒周围氧化剂浓度范围Xo2，跟空燃比和补燃室掺混效果有关，Xo2为0-0.23之间。不同空燃比、补燃室构型，硼颗粒周围氧化剂浓度范围不同，需要依据本领域技术人员的经验给出，Xo2一般可取0.1-0.15。
(5)结合文献“黄利亚.镁基水冲压发动机内部燃烧过程与燃烧组织方法研究D.长沙:国防科学技术大学,2010.”中燃烧室特征长度计算方法，获得含硼固体火箭冲压发动机补燃室硼颗粒燃烧所需特征长度Lc；
Lc＝Vc/At＝RcTctc/C*；
式中Rc、Tc和At分别是补燃室混合气的气体常数、补燃室理论燃烧温度和发动机的喷管喉部面积，Vc和C*分别是补燃室容积和特征速度；tc是硼颗粒燃烧时间。
(6)计算硼颗粒点火所需特征长度Li，目前含硼固体火箭冲压发动机的设计可在补燃室头部至进气道位置形成漩涡回流区，该区域具有高温点火效果，满足硼颗粒等颗粒相燃料的点火需求，硼颗粒点火所需长度为补燃室头部至进气道的距离，硼颗粒点火所需特征长度Li为硼颗粒点火所需长度与所述补燃室截面积两者的乘积和与发动机喷管喉部面积的比值。
(7)补燃室特征长度L应包括满足硼颗粒燃烧所需特征长度Lc和点火所需特征长度Li，也即L＝Lc+Li。
(8)结合补燃室助推要求所需特征长度，取两者之间较大值，同时满足燃烧性能和助推要求，确定补燃室特征长度。其中，补燃室助推要求所需特征长度定义为助推装药所需长度与补燃室截面积的乘积与发动机喷管喉部面积之比，助推装药所需长度是由导弹总体设计提供，跟导弹助推需求有关，一般为0.8-1.4m。
下面详细描述本发明的具体实施方式。如图1a、图1b所示，固体火箭冲压发动机补燃室可分为进气道以前和进气道以后两段，分别对应硼颗粒点火完成所需特征长度和燃烧完全所需特征长度。本实施例的目的是设计补燃室特征长度，体现本设计方法可较好的反应发动机工况变化对补燃室特征长度的影响。因此本发明开展两种发动机工况下的特征长度计算，以补燃室内径100mm，发动机喷管喉部直径80mm为例，进气道位置距离头部距离通常设计为与补燃室内径相当，本发明取硼颗粒点火所需长度也即进气道位置距离头部距离100mm。其具体步骤如下：
(1)给定发动机工况，包括飞行高度H＝10km和飞行马赫数Ma＝3.0。给定空燃比13.5，给定补燃室工作压强P＝5atm；为对比分析，另外一种作为对比用的发动机工况相比本发动机工况仅改变补燃室工作压强，补燃室工作压强P＝1atm。
(2)由发动机所采用含硼推进剂的特性，确定一次燃气中硼颗粒粒径大小dp＝3μm。
(3)根据现有热力计算程序，由含硼推进剂配方、发动机工况(包括飞行高度H和飞行马赫数Ma)、空燃比、补燃室工作压强P，获得补燃室理论燃烧温度T∞＝2001K；由于现有热力计算程序的计算过程复杂，公式繁多，以上仅引用热力计算方法，计算过程未一一列出，具体可参考《固体火箭发动机原理》和《冲压推进技术》中热力计算部分。
(4)根据空燃比和补燃室构型，选取燃烧过程补燃室内硼颗粒周围氧化剂(主要为氧气O2)浓度范围Xo2；；燃烧过程补燃室内硼颗粒周围氧浓度取0.10～0.15。结合已知参数，包括硼颗粒粒径大小dp、补燃室工作压强P、工作温度即补燃室理论燃烧温度T∞和氧化剂浓度范围Xo2，查图(硼颗粒燃烧时间随氧浓度的变化而变化的曲线，如图2)获得硼颗粒燃烧时间tc。压强为5atm时，硼完全燃烧所需时间为0.8～1.3ms，压强为1atm时，硼完全燃烧所需时间为5.0～6.7ms。其中，图2是根据新建立的硼颗粒点火燃烧模型(可参考文献“Chen,B.,Xia,Z.,Huang,L.:Ignition and combustion model of a single boron particle,FUEL PROCESS TECHNOL,165(2017),pp.34-43.”)生成，根据新建立的硼颗粒点火燃烧模型，结合得到的硼颗粒的粒径大小、补燃室的工作压强和补燃室的理论燃烧温度，可在几分钟内生成如图2所示的硼颗粒燃烧时间随氧化剂的浓度的变化而变化的曲线。
(5)结合文献“黄利亚.镁基水冲压发动机内部燃烧过程与燃烧组织方法研究D.长沙:国防科学技术大学,2010.”中燃烧室特征长度计算方法，获得含硼固体火箭冲压发动机补燃室硼颗粒燃烧所需特征长度Lc；
Lc＝Vc/At＝RcTctc/C*；
式中Rc、Tc、At分别是补燃室混合气的气体常数、补燃室理论燃烧温度和发动机喷管喉部面积，Vc和C*分别是补燃室容积和特征速度，tc是硼颗粒燃烧时间。由现有热力计算程序可知Rc＝275.26J/(kg·K)、Tc＝2001K、C*＝1140.79m/s，最终可得补燃室硼颗粒完全燃烧所需特征长度Lc，具体地，压强为5atm时，Lc＝386～627mm；压强为1atm时，Lc＝2414～3235mm。
(6)计算硼颗粒点火所需特征长度Li，目前含硼固固体火箭冲压发动机的设计可在补燃室头部至进气道位置形成漩涡回流区，该区域具有高温点火效果，满足硼颗粒等颗粒相燃料的点火需求，因此硼颗粒点火所需长度为补燃室头部至进气道的距离，硼颗粒点火所需特征长度Li为硼颗粒点火所需长度与补燃室截面积乘积和发动机喷管喉部面积之比，Li＝156.25mm。
(7)补燃室特征长度L应包括硼颗粒完全燃烧所需特征长度Lc和硼颗粒点火所需特征长度Li，也即L＝Lc+Li；因此，对于压强为5atm时，L＝542.25～783.25mm；压强为1atm时，L＝2570.25～3391.25mm。
(8)结合补燃室助推要求所需特征长度，取补燃室助推要求所需特征长度和补燃室特征长度L两者之间较大值，以同时满足燃烧性能和助推要求，最终确定补燃室特征长度。目前助推装药所需长度通常取800～1400mm，助推要求所需特征长度为助推装药所需长度与补燃室截面积的乘积与发动机喷管喉部面积之比，数值为1250～2187.5mm。可以看出，对于工作压强为5atm时，补燃室特征长度L＝1250～2187.5mm。当工作压强为1atm时，补燃室特征长度L＝2570.25～3391.25mm。采用助推所需特征长度设计补燃室会造成燃烧性能显著下降。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (8)
1.一种含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，包括：
根据发动机比冲要求选用含硼推进剂的配方；
根据所述发动机所采用的含硼推进剂的特性，确定所述补燃室内一次燃气中硼颗粒的粒径；
根据热力计算方法，由所采用的含硼推进剂的配方、发动机工况、空燃比和补燃室的工作压强，获得所述补燃室的理论燃烧温度；
根据所述空燃比和所述补燃室的构型，选取所述补燃室内的所述硼颗粒周围氧化剂的浓度范围；
根据硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强、所述理论燃烧温度和所述氧化剂的浓度范围，获得硼颗粒燃烧时间；
根据燃烧室特征长度计算方法，结合所述补燃室混合气的气体常数、所述理论燃烧温度、所述硼颗粒燃烧时间和特征速度，获得硼颗粒燃烧所需特征长度；
根据所述补燃室的头部至所述补燃室的进气道的距离、所述补燃室截面积与所述发动机喷管喉部面积，获得硼颗粒点火所需特征长度；以及
根据所述硼颗粒燃烧所需特征长度和所述硼颗粒点火所需特征长度，获得补燃室特征长度。
2.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述发动机工况包括飞行高度和飞行马赫数。
3.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述硼颗粒周围氧化剂的浓度范围为所述硼颗粒周围氧气的浓度范围。
4.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述根据硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强、所述理论燃烧温度和所述氧化剂的浓度范围，获得硼颗粒燃烧时间的步骤包括：
根据所述硼颗粒点火燃烧模型，结合所述硼颗粒的粒径、所述工作压强和所述理论燃烧温度，得到硼颗粒燃烧时间随氧化剂的浓度的变化而变化的曲线；以及
根据所述氧化剂的浓度范围和所述硼颗粒燃烧时间随氧化剂的浓度的变化而变化的曲线，获得所述硼颗粒燃烧时间。
5.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述补燃室特征长度等于所述硼颗粒燃烧所需特征长度与所述硼颗粒点火所需特征长度之和。
6.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述硼颗粒点火所需特征长度为所述补燃室的头部至所述补燃室的进气道的距离与所述补燃室截面积两者的乘积和所述发动机喷管喉部面积的比值。
7.如权利要求1所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，还包括：根据所述补燃室特征长度和所述补燃室的助推要求所需特征长度，得到最终的补燃室特征长度。
8.如权利要求7所述的含硼固体火箭冲压发动机补燃室特征长度设计方法，其特征在于，所述根据所述补燃室特征长度和所述补燃室的助推要求所需特征长度，得到最终的补燃室特征长度的步骤包括：
将所述补燃室特征长度和所述助推要求所需特征长度进行比较；将值较大的作为最终确定的补燃室特征长度。
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| CN106342303B (zh) * | 2007-07-30 | 2011-06-22 | 中国空空导弹研究院 | 一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法 |
| CN102278232A (zh) * | 2011-05-26 | 2011-12-14 | 南京航空航天大学 | 改进的超燃燃烧室及其旋流器的设计方法 |
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2019
- 2019-01-11 CN CN201910026875.1A patent/CN109736970B/zh active Active
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|---|---|---|---|---|
| CN106342303B (zh) * | 2007-07-30 | 2011-06-22 | 中国空空导弹研究院 | 一种固体火箭冲压发动机补燃室参数的计算方法 |
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Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
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|---|---|
| CN109736970B (zh) | 2020-04-28 |
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