钷盐燃料的制备工艺及燃烧特性研究
第47卷第7期上海交通大学学报Vol. 47 No. 7 2013年7月JOURNAL OF SHANGHAI JIAO TONG UNIVERSITY Jul. 2013文章编号：1006-2467 (2013) 07-1026-04
钷盐燃料的制备工艺及燃烧特性研究
苏跃增， 莫海舟， 曹岳森， 刘 洪
（上海交通大学 航空航天学院，上海 200240）
摘 要：提出了一种钷盐燃料的制备工艺，其特点是制得的钷盐燃料纯度高、能耗低、成本低。以钷盐矿物为原料，试制了钷盐燃料产品。研究了钷盐燃料在固体燃料冲压发动机中的燃烧特性，成功获得了燃烧室入口、补燃室中压强、温度的变化规律以及局部燃面退移速率。同时，实验中还发现了固体燃料冲压发动机的侵蚀效应现象。
关键词：钷盐；固体燃料冲压发动机；燃烧特性
中图分类号: V19 文献标识码: A
Research on Preparation Technology and Combustion Characteristics of
Promethium Salt
SU Yue-zeng, MO Hai-zhou, CAO Yue-sen, LIU Hong
（School of aeronautics and astronautics, Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240）
Abstract: This paper proposes a technology to produce highly purified promethium salt which cost less. By using promethium minerals as raw materials, promethium salt was produced. The combustion characteristics of promethium salt in the SFRJ were investigated. The pressure，temperature and local regression rate were got. In addition, it is found that an erosion effect phenomenon is produced in the SFRJ combustion chamber.
Key words: promethium salt; SFRJ; combustion characteristics
未来战争将是以信息战和精确远程打击为主线，应用各种类型高性能战术导弹，陆、海、空三军协同进行多层次精确打击的高科技局部战争。精确制导的战术导弹将成为决定战争胜负的关键因素之一。为适应这一发展趋势，积极研制高性能精确打击战术导弹势在必行，而动力推进装置则是战术火箭、导弹的心脏。
目前战术火箭、导弹所用的动力推进装置包括火箭发动机、冲压发动机、涡轮喷气发动机及其组合。由于固体火箭发动机具有结构简单、维护简便、可靠性高、反应快速等优点，因此在目前世界各国先进的精确打击战术导弹中，绝大多数是采用高性能固体火箭发动机作为其推进动力源[1]。但是同其它动力装置相比，固体火箭发动机比冲低、工作时间短、可控性差等缺点也很明显[2-3]。为了适应先进的精确打击战术火箭、导弹的发展要求，必须提高固体火箭发动机性能，克服这些缺点。当前对于各种新型固体推进剂的研究十分活跃[4]，这已经成为提高发动机比冲、质量比及工作时间的主要发展方向之一。
收稿日期：2012-12-21
基金项目：“上海大学生创新活动计划”项目（IAP4134），“上海交通大学大学生创新实践计划”项目（IPP4173）作者简介：苏跃增（联系人），男，副教授，电话（Tel．）：021-********；E-mail：yzsu@https://www.360docs.net/doc/ac9740332.html,．莫海舟（1990—），男，上海人，主要研究方向为火箭、导弹固体推进，
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1 钷盐燃料的制备工艺
钷盐燃料是一种从天然钷盐矿物中提取的高比冲、高性能固体推进剂，在未来固体火箭推进技术的发展中具有相当可观的前景。天然钷盐矿物又称黑盐，通常为黑灰色块状固体，无味，质软，易变形。未经纯化的钷盐是一种混合物，含有一部分溶于水的成分，而通常作为钷盐燃料的成分是不溶于水的，因而可通过溶解、过滤对钷盐燃料成分进行提纯。提纯后的钷盐燃料为黑色固体，质稍硬，略带刺激性气味。溶解了钷盐矿物中可溶杂质的溶液通常称为钷盐溶液，作为在制备钷盐燃料的过程中产生的一种副产物，可进一步用于冶金、化工等行业。
本文提出了一种制备钷盐燃料的工艺。该方法是以钷盐矿物为原料，将钷盐矿物溶于沸水中，经纯化和水解得到钷盐沉淀，再经干燥和焙烧，即得钷盐燃料产品。其工艺流程图如图1所示。
图1 制备工艺流程图
Fig. 1 Process flow diagram of preparation technology
该方法的特点是：水解反应引入的反应对象是水，不会引入杂质，所以制备得到的钷盐燃料纯度高，而且化学均匀性好；此外，水解反应在常温下就可以进行，能耗低，设备简单；另外，因为一次反应产生的钷盐溶液往往没有饱和，若能实现钷盐溶液的循环使用，则可以有效地降低成本。
为了使溶解、水解、过滤在同一器皿中进行，本文设计了一种过滤瓶，如图2所示。为了使钷盐矿物中的可溶杂质可以充分溶解，钷盐沉淀得以纯化的同时可以充分水解，需要控制过滤速率。因此在过滤瓶中引入了流量控制装置。
按照上述制备工艺，试制了少量钷盐燃料，用于钷盐燃料的燃烧特性实验研究。试制过程如下：（1）将钷盐矿物5.22g和沸水200mL加入特制的过滤瓶中；
（2）控制过滤瓶中的过滤速率小于4.5mL/h；
（3）过滤得到钷盐溶液185mL，其中溶解了钷盐矿物中的可溶杂质；
（4）将纯化、水解和过滤得到的钷盐沉淀进行干燥和焙烧，得到钷盐燃料3.97g。
图2 过滤瓶示意图
Fig. 2 Sketch of fitters
2燃烧特性实验方案
燃烧特性实验采用了固体燃料冲压发动机直连式实验系统[5]。该系统主要由进气系统、加温燃烧系统、测量控制系统、实验发动机、燃烧中止系统及连接管道等组成，如图3所示。
采用以煤油为燃料的直接加热方式对来流空气进行加热，通过对高温燃气补充氧气，补偿了来流空气中因煤油燃烧而消耗的氧气；并使用限流吼道准确模拟实际飞行状态下来流空气的总温、总压及流入燃烧室的质量流率。然而该系统中可能由于煤油未完全燃烧，造成来流空气中含有碳颗粒，对燃烧带来两个方面的影响：
（1）来流空气中含有碳颗粒，致使辐射换热量增加，进而使得装药燃面退移速率略有增加，燃烧稍剧烈；
（2）来流空气中的氧气含量小于真实空气中的氧气含量，使得燃烧温度小于与真实空气燃烧的温度，使得装药退移速率略有减小，燃烧稍平缓。
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图3 发动机结构图
Fig. 3 Structure of experimental SFRJ
上述两个方面的影响是相互抵消的，但因为条件有限，两种影响因素的强弱无法比较，考虑到上述任一种单一影响因素的效果都是有限的，因此本文忽略它们所带来的影响。
本文利用上述的实验发动机在富氧条件下，以镁粉/聚四氟乙烯(Mg/PTFE)为点火药，进行了9次以钷盐燃料为固体燃料的直连式实验，装药通道初始直径为30mm ，限流吼道直径为9mm ，燃烧室入口直径为9mm ，喷管喉部直径为20mm ，来流总温为423K ，来流空气总压为1MPa ，燃烧时间约为20s 。
3 实验结果与分析
3.1 压强/温度随时间的变化
图4为压强和温度随时间的变化，图中：T in 为燃烧室入口温度，T aft 为补燃室温度，p aft 为补燃室压强，p in0为燃烧室入口总压，p in 为燃烧室入口静压。
图4 压强/温度随时间变化的曲线 Fig. 4 The pressure and temperature vs. time
装药通道直径、燃烧室压强、来流空气质量流率对压强和温度均有一定影响。装药通道直径越大，则燃烧面积更大，从而增大了燃气质量流率，在富氧条件下，参与反应的燃气质量流率增大，补燃室温度和压强均增大。提高燃烧室压强有利于增大燃
料退移速率，即在富氧条件下增大燃料质量流率，
使补燃室温度升高。增大空气质量流率对于点火是不利的，它将延长建立稳定燃烧过程的时间，当空气质量流率过大时，甚至导致点火失败。 3.2 局部燃面退移速率分析
图5为局部退移速率图。需要说明的是，实验结果表明，在湍流发展区，燃烧室尾部的局部退移速率呈缓慢增大趋势，这类似于固体火箭发动机内的侵蚀燃烧现象。
在固体火箭发动机中，所有侵蚀燃烧实验都证
图5 局部退移速率沿轴向位置的变化 Fig. 5 The local regression rate vs. x
实了平行于燃烧表面的气流速度对退移速率有着重要影响，并观测到了临界速度v cr 的存在，即当来流速度v ＞v cr 时，退移速率增大，即产生侵蚀燃烧，且v 越大，侵蚀效应越显著。
图6 SFRJ 燃烧室附面层发展示意图 Fig. 6 The development of boundary layer in SFRJ
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图6为固体燃料冲压发动机附面层发展示意图。在回流区，燃烧主要受化学动力学控制。湍流再发展区，燃烧主要由扩散火焰随着轴向距离的增大，主流速度逐渐增大。根据湍流转换机理，主流的燃气微团在燃烧表面附近被阻滞而形成附面层。
文献[6]提出：临界速度要归因于进入附面层的质量增加引起的传热速率下降和由于对流换热引起传热增大这两者之间的平衡。一方面，随着轴向距离的增大，主流速度逐渐增大，进入附面层的燃气质量增加，使传热速率下降；另一方面，在粘性力的作用下，主流速度的增大使得附面层有所加厚，引起对流换热增大。然而，刚开始时前者的影响占据主要地位，所以两者综合的效果是使得燃料退移速率下降；随着主流速度的进一步增大，附面层进一步加厚，主流中的核心流的尺寸逐渐减小。当附面层充满整个通道截面后，整个通道中的气流都为湍流。根据湍流理论，在有气流加入的湍流附面层内，速度和温度的分布都比喷流段均匀得多。也就是说，高温燃气将更靠近燃烧表面，进一步加强了对燃烧表面的对流传热。此时，尽管进入附面层的燃气质量还是有所增加，但其影响已不占据主要地位，因此燃料退移速率逐渐增大。文献[7]指出，在固体火箭发动机中，当出现侵蚀效应时，燃烧初期表现特别明显，主要是因为在燃烧初期，燃气通道较为狭窄，因而燃气流速较大。本文实验中的燃气通道较为狭窄，因此侵蚀效应比较明显。
4总结与展望
本文提出了以钷盐矿物为原料制备钷盐燃料的工艺，并试制了钷盐燃料。采用钷盐燃料为固体推进剂进行了固体燃料冲压发动机直连式实验，得到了燃烧室入口、补燃室的压强和温度随时间的变化规律以及局部退移速率沿轴向位置的变化规律，并发现了侵蚀效应现象。钷盐燃料的性能优于现有的固体推进剂，且制备简单、能耗低、成本低，在未来固体火箭推进技术领域可以广泛应用。
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