国外固体冲压发动机技术研究与发展状况

国外固体冲压发动机技术研究与发展状况2002-06-28闫大庆单建胜摘要本文对国外固体冲压发动机的研究和发展状况进行了全面、系统的介绍，就固体推进剂管道式冲压发动机、固体燃料冲压发动机、固体燃料超音速燃烧冲压发动机，以及含硼固体推进剂等几个方面的技术发展现状、关键技术的探索和解决方法进行了详细的论述，对今后发展提出了建议。主题词冲压喷气发动机冲压火箭发动机固体燃料冲压发动机含硼固体推进剂1前言目前飞航式导弹正在向超音速和高超音速（Ma>4〜8），中高空（H>15〜4Okm），超低空（HV100〜300m）和中远程（L>100km）方向发展，这样就进入了冲压发动机最佳工作领域。固体火箭冲压发动机是冲压发动机中的一种，燃烧室中的贫氧燃气由固体燃料的燃烧提供。由于其成本低、易储存、结构紧凑简单等突出优点，是弹用冲压发动机的一种优选方案，受到各国的重视，研制活动非常活跃。前苏联采用固冲发动机的SAM—6地空导弹已于1967年服役，目前各国还有许多在研型号。固体冲压发动机一般分为固体推进剂管道式冲压发动机（SolidDuctedRocket，简称SDR）；固体燃料冲压发动机（SolidFuelRamjet，简称SFRJ）；固体燃料超音速燃烧冲压发动机（SolidFuelScramjet，简称Scramjet）。2SDR的研究状况及关键技术[1〜19]固体推进剂管道式冲压发动机（SDR）又称为固体燃气发生器冲压发动机，结构如图1。称为燃气发生器的主燃烧室内，贫氧固体燃料经预燃气化生成富燃燃烧产物，排入冲压燃烧室（或称补燃室），与从进气道引入的空气（富氧）混合补燃，二次燃烧产物从喷管排出，产生推力。因仅用吸气式发动机不能零速起动，故冲压燃烧室同时用作助推器，助推药柱燃完后助推喷管抛掉，导弹加速到超音速，并转换到冲压工作状态。燃气发生器通常有两种构型。一种是壅塞式，发生器工作压强由一个或多个喷管（或燃气阀）控制。另一种是非壅塞式，燃烧室间没有壅塞式截流器，燃气发生器燃烧产物通过喷注器直接流入补燃室，其中的工作压强接近于补燃室压强，由导弹的飞行速度和高度决定。缩比试验表明，硼的燃烧效率随燃气发生器中的压强与补燃室中压强之比以及空气温度的升高而增加，因此，同样条件下壅塞式略优于非壅塞式，但低空飞行条件下非壅塞式因结构简单而更为有效。另外，不管采取那种形式，随导弹的飞行高度和速度的不同，要维持一定的空／燃比和调节推力，就需要进行发生器流量的调节，两种构形其调节方法和机理是有差异的。2.1SDR的研究和发展状况一般来说，SDR的推进性能不如液体燃料冲压发动机和固体燃料冲压发动机（SFRJ），但由于技术成熟，灵活性好，工作相对简单，目前对SDR的研究较多。六十年代前苏联首先在防空导弹SA—6上使用了碳氢燃料整体式SDR，美、德、法等国也积极开展SDR技术的研究项目，

为其在战术导弹上的应用打下了坚实的基础。a.美国作为对先进中程空对空导弹（AMRAAM）推进技术的改进，美国空军于1976年开始评估SDR在战术空对空导弹上的应用。70年代后期，空军火箭推进试验室和喷气推进试验室发起了新型空对空导弹技术计划,旨在发展无喷管助推器用的推进剂、快速可燃气体发生器推进剂和冲压燃烧室技术。1979年，喷气推进实验室进行固体燃料管道冲压发动机一推进技术验证计划（DR-PTV）。目的是把选出的SDR发动机构型结合到一个试验飞行器中，来满足先进中程空对空导弹AIM-120的设计和对接要求。该发动机使用固定流量气体发生器，采用Arcadene399燃料，贫氧燃气进入具有双进气道的冲压燃烧室中。对直连式和自由射流式发动机进行了试验，以验证主发动机和助推-巡航的转换性能，研制了无喷管助推器。80年代初，空军开始对战术空对空导弹使用可变流量气体发生器进行评估，并开发燃气发生器燃料和可变流系统的调控方法。目的是在5年之内发展成一个可供飞行的推进系统，用于先进中程空对空导弹（AIM-120）中，进行后续计划的飞行试验。德国德国1973年开始研制硼基推进剂在SDR中的应用，先后研制EFT型实验导弹（1973〜1975）、ASSM（1975〜1980）、ANS预研型号（1981〜1987）等以SDR为动力的导弹。ANS反舰导弹的动力装置由MBB公司研制，采用整体式SDR。固体助推器药柱直径为330mm，药型为星形，推进剂为CTPB，采用可抛式喷管；冲压发动机药柱直径为330mm，长3200mm，质量为180〜200kg，端面燃烧，推进剂采用PB632—253配方（含硼量为40%的贫氧丁羟），喷管喉部面积可调。ANS燃气发生器推进剂的特点是燃料调节比较高，为1：4〜4.5,其燃烧放热值约3400kJ/kg,理论比冲为10000〜11000N?s/kg，密度为1.7g/cm3，燃烧效率极高（＞80%）。ANS调节阀结构采用优化的滑环阀，减少了气流损失和沉积，多次实验结果表明，燃气发生器的调节性能极好。法国法国从1974年以来进行了壅塞式SDR和非壅塞式SDR的研究工作，在推进剂方面也进行了大量研究。目前法国SDR的研究主要集中在Rustic管道式冲压发动机上，其燃气发生器为非壅塞式。这种推进系统已进行了飞行试验，可用作近程空-空、空-地、地-空导弹的动力装置。2.2燃料配方a.法国SNPE公司20多年来一直研究满足SDR燃气发生器的推进剂配方。三种推进剂AEROLITE（富碳氢燃料推进剂）、AEROLEBE（富硼推进剂）和AEROLEGUE（碳填料推进剂）的组份列于表1，各配方含氧化剂量较低，也包含提高燃烧效率的添加剂。表1SNPE公司三种推进剂配方组份AeroliteAerolebeAerolegue

组份AeroliteAerolebeAerolegue粘合剂,%523043Ap,%383030硼,%-35-碳,%--29添加剂,%1058密度,g/cm31.2671.621.44比冲X密度，116701824014024（N?s/kg）?g/cm3所有配方使用HTPB粘合剂，力学性能较好，能用于浇铸型药柱。这些配方的燃速范围不同,适合于不同的用途。这些配方的弹道性能如表2表2SNPE公司三种推进剂的燃烧性能Aerolebe推进剂AeroliteabAerolegue燃速,mm/s2.16141217压强,MPa0.8650.65压强指数0.2温度敏感系数,0.15---%°C—i沉积物0000b.德国MBB公司从1973年开始研制含硼SDR推进剂，先后为EFT实验导弹（固定流）和ANS预研导弹（可变流）研制了PB632—130及其改进型PB632—152,PB632—253等配方。1982年研制用于美空军的“先进可变流冲压火箭燃气发生器”的含硼配方,1987〜1990年研制的压敏配方，压强指数可达0.4〜0.55。在八十年代初MBB公司已经基本掌握了达到高效率燃烧的硼配方技术°H.L.Besser总结了这方面的经验：①硼粒尺寸不应大于3ym,燃气温度应大于2000K，使用易燃金属Mg/Al添加剂有助于去除B2O3的氧化物；②仔细进行配方平衡，选择合适的硼结块尺寸、燃速催化剂（常采用细小的铁氧化物，如液体正丁基二茂铁、卡托辛）、粘合剂系统，这样才能获得较高的压强指数。MBB公司的硼配方基本组成为：AP：25〜28%,B：10〜45%,Mg/A11：6〜8%,粘合剂：20〜30%。燃速范围12〜14mm/s，压强指数0.1〜0.3。2。3流量调节流量调节的主要方法有:＊调节壅塞式燃气发生器的喷管喉部面积；＊控制推进剂的燃烧面积；＊燃气发生器引入二次流；＊涡旋阀美国的先进中程空对空导弹选择了喉部机械调节面积的控制方式。赫克里斯公司的研究人员认为这种控制方式对于高性能、低烟信号的碳氢燃料（其排气温度较低，约538〜1093°C）很有利,可以选用易获得的便宜材料，调节阀的构形选用侧插式滑阀或柱式转阀。而对于含大量金属粒子特别是硼粒的推进剂，调节装置是在燃气流的高温（1500K）和严重烧蚀作用下工作的。MBB公司讨论了多种调节阀构形，研制出由钼制成的滑环盘，可在燃烧时间内保持调节功能并且具有较低的沉积率。涡旋阀是通过在主流中引入涡旋引起流动阻力的增加或壅塞式喷管有效喷部面积的明显减小而工作的。这种方法的主要优点是在高温燃气中避免使用机械移动部件。AlonGang通过模拟和实验研究证实了涡旋阀的可行性。另外，对于非壅塞式结构由于具有空气流量与燃料流量之比变化的自调节功能，目前经大量研究认为，这种方法也非常有效。2。4冲压燃烧室优化燃烧室的几何变量（特征长度、燃气喷嘴和进气道的配置和结构）对内流场有重要影响。由于导弹的飞行范围已经决定了推进系统的主要参数，如燃烧室压力和空／燃比等，冲压燃烧室优化的目标主要在燃气喷嘴和进气道上。近年来美国空军的SDR研究主要集中在先进中程空对空导弹的流量可调冲压发动机上，它采用双侧面进气道燃烧室（DSZC），如图2。流场分两个主要区：a.补燃室头部出现双稳态回流。b.从进气道向下游方向存在两个相对旋转的螺旋涡流。分析表明，头部高度、进气角度、喷嘴位置对流场结构有显著影响，最终影响混合效率和燃烧。较大的进气角度会加强头部回流，引起更多的回流量，而较小的角度对头部区的回流连续向进气道下游发展有利。存在最佳头部高度，使燃烧室进气道上下游长度比适当，达到最佳的混合效率。在这种构型中，与进气道对应的偏心燃料喷嘴使燃气与空气剧烈碰撞，增加了混合效率。由于DSZC回流区可能引起燃烧室壁出现“热点”破坏，而高速进气在有限的燃烧室长度内停止时间很少，限制了空气与燃气的充分混合。P.K.Wu等人考察了在DSZC中引入涡旋流的可行性。特别指出的是这种涡流器在助推段可阻塞进气流，冲压段解脱阻塞。以前的实验已经证明了涡旋流对同轴进气道和侧面进气道冲压燃烧室燃烧性能的改进作用。分析结果表明，在DSZC头部区设置轮形旋流器对混合效率和燃烧是有益的。涡流器不仅能增加燃烧室内的涡流，并消除进气流对燃烧流场的影响，使燃烧形式不受进气结构影响；还能在整个燃烧室内保持较强的涡旋强度，使燃气与空气更充分混合；涡旋器的使用还在中心区产生涡旋衰竭，起到火焰稳定的作用。另外通过冲压燃烧效率的提高可以补偿由于使用涡流器带来的起动速度4％的降低；通过涡流器的构型设计可以使涡流带来的压力损失最小。K.C.Schadow等人利用美国海军武器中心的SDR实验装置研究了燃气发生器喷管构形与SDR燃烧效率的关系。在喷管下游附近区域富燃气体和空气以化学当量关系混合燃烧，达到最高理论燃烧温度。因此进行有效的燃气补燃关键在于该区的迅速点火。在不利条件下（冲压燃烧室工作压强低、燃气发生器温度低），为减少该区的点火延迟，可利用椭圆形喷管或多台阶喷管以增强微观（分子级）混合。该实验采用的燃烧室内径为127mm，头部高度102mm，燃气发生器温度只有1200K，冲压燃烧室压强为0.5MPa，结果证明多台阶喷管的燃烧效率最高。在相同构形的冲压燃烧室上研究了喷管构形对硼燃烧效率的影响。为了达到较高的硼燃烧效率，喷管下游区域的最高理论温度应超过2300r。侧面进气道引入的冷空气混合速率不宜太快，而使燃烧温度不能达到最高水平。该实验采用的燃烧室长度为482.6mm，头部高度约190.5mm，内径127mm，燃气发生器温度1700K左右，冲压燃烧室压强0.11〜0.26MPa。实验结果表明，气态燃料的燃烧对硼燃烧效率起决定性作用。在不利条件下需要提高气态燃烧效率以便为硼粒燃烧提供必要的温度。C.Viget也研究了高效的喷管结构和优化配置。这种喷管装置利用粒子间相互冲撞和摩擦效应去除硼粒的氧化物层，把粒子聚集在富燃料区甚至可能使结块破裂。这种物理方法在硼粒进入燃烧区前先去除了部分氧化层。它使用收敛喷管。喷注孔分布于锥形筒的周围，喷注角度在60°〜190°之间变化。冲压燃烧室多采用侧面突扩进气道，ANS采用四进气道，DR-PTV采用双进气道设计。MBB公司对进气道稳定性进行了广泛研究，通过采取附面层吸收的方法改善了稳定性，并可在各攻角下达到较高的效率。为提高硼燃烧效率，MBB还研制了先进的分段式进气道。通过分段装置实现补燃室气流的分配，产生分离的富燃、稀释区。两进气口间的距离是重要参数，距离增大燃烧效率提高。在保证硼粒有效燃烧的同时应尽量使燃烧室长度保持在合理范围内。在低压情况下（0.25〜0.3MPa）这种进气道可以显著提高燃烧效率达25％以上。2。5燃烧稳定的控制方法冲压突扩燃烧室的燃烧性能与突扩台阶处的剪切流动力学紧密联系。已经证明，涡旋体的大范围连续发展结构是冲压燃烧室燃烧振荡的驱动源。通过宏观控制混合的形式，改变剪切流的初始条件，已经实现了燃烧特性的被动控制。如美国海军武器中心在台阶处使用了非环形进气道。主动控制主要是在反应过程引入振荡信号。抑制低频轴向压力振荡的主动控制方法有两种：一种是相移型方法，另一种是采用燃气流调制高级谐波。对前一种方法，美国海军武器中心在实验中通过扩音器相移型振荡频率进行燃气流的调节。对后一种方法，实验证明了不但能稳定火焰，还扩展了可燃极限，提高了放热率。这里主要介绍被动控制方法。K.C.Schadow研究了稳定器非环形截面设计对燃烧不稳定的抑制作用。实验研究了冲压燃烧室内的两种构型，一是波纹型，产生轴向涡流，在轴对称分布的尾涡流中引起周向不稳定，加速了它的衰减。另一种是多台阶锥形，在流场中增加了微观涡旋。结果证明这两种构型对抑制压力振荡，明显降低不稳定燃烧有显著效果，而对可燃极限影响不大。最佳构型是多台阶锥型，如图3。3固体燃料冲压发动机（SFRJ）的研究状况及关键技术[3,6,20〜35]SFRJ的结构简图和燃烧流场示意图如图4所示，外部空气通过进气道经激波压缩后直接引入冲压燃烧室贫氧固体燃料药柱的内孔通道，经后混合室（也称补燃室）充分燃烧后从喷管排出。后混合室装有助推药柱，用于导弹起飞。3．1SFRJ的研究和发展状况美国固体燃料冲压发动机早期的发展主要得到海军的资助。70年代初，空军开始评估固体燃料冲压发动机燃烧室的研制。随着对固冲发动机在先进战术导弹中应用兴趣的提高，1976年喷气推进试验室联合海军武器中心起动了固体燃料冲压发动机推进系统的论证计划。评估了外涵道和非外涵道进气道结构。采用两个后部附加的外涵道进气口把空气输送到燃料药柱下游区，发现对空空导弹和空面导弹结构是最佳的解决办法。该计划于1980年在美国航空航天局刘易斯试验室成功地完成了自由射流试验。为了评估能达到高燃烧效率的外涵道的取代方案，空军还追加了一些计划。混合装置和燃料添加剂都证明是有效的。有几项计划是评估改善燃料退移速率的办法和用燃料添加剂改进高空燃烧的性能。这些发展计划绝大多数是用浇铸的碳氢燃料。80年代初，空军开始从事硼燃料的工作。大西洋研究公司和化学系统分部都开发出几种有使用前途的硼燃料。这些成就使喷气推进试验室在1987年起动了硼发动机的研制、试验和鉴定计划。3．2燃烧特性SFRJ的研究工作主要集中在适用的燃烧室设计上，包括燃烧性能参数的变化规律及优化措施。目前建立的燃烧模型还不够准确。大量实验和分析研究表明，药柱退移速率与空气质量通量（m）,进口空气温度（「「、工作压强（P』、药柱长度（或燃空比）有关，一般r-PacmbTcin,a=0.25〜0.5,b=0.4〜0.7,c=0.4。SFRJ具有部分自调节能力，但还不足以在较宽的工作范围内达到最佳工作性能的要求。进气口台阶后产生的回流区具有流速低、温度高、高当量比的特点，是点火源，对火焰稳定起决定作用。回流区长度与台阶高度成正比关系（约6〜9倍）。较大的台阶高度将使火焰稳定，但这又相对减少燃烧室的燃料容量。因此存在使火焰稳定的最小台阶高度。3.3燃料配方3.3.1碳氢燃料近年来研制出一些能量密度较高的碳氢燃料。a.聚立方烷：1,4二氰基立方烷和四氰基立方烷八十年代为满足SFRJ燃料高能量密度、高燃烧效率的需要，研制了新一代含能立方烷衍生物。其中聚氰基立方烷化合物1,4二氰基立方烷和四氰基立方烷是理想的高能量密度燃料，适用于体积有限的场合。二氰基立方烷生成热为+203.8kcal/mole,密度为1.4g/cm3，而四氰基立方烷生成热为+267kcal/mole、密度为1.5g/cm3。A.M.Helmy考察了这类化合物作为SFRJ固体燃料的特点。在高燃空比时，两种燃料性能相似，而在低燃空比时，1,4二氰基立方烷具有较好的性能，如在高空恶劣条件下，燃空比为0.05〜0.1时，理论比冲约9000〜12000N?s／kg。b.普通碳氢燃料在低压和高速气流工作条件下，存在点火和火焰稳定问题，而高能量密度燃料PCU（polycyclicundane）烯烃二聚物C22H24却具有优异的性能。这种燃料密度为1.2〜1.3g/cm3，生成热为+231.5kJ/mole。燃烧放热41kJ/Mole，在室温下性能稳定。这种燃料结构由四个同分异构的PCU烯烃二聚物组成。C.Segal等人将以上的二聚物与10%的苯乙烯?聚丁二烯共聚物粘合剂制成固体燃料固化在SFRJ燃烧室壁上，在Ma=0.12〜0.25，静压、静温为150〜250MPa、300K的空气中点火，发现放热是HTPB固体燃料的两倍。在相同的热动力学条件下和几何构型下，这种聚合物的点火时间比HTPB燃料快一个数量级。3.3.2硼基燃料合理调整硼的组份可能获得较高的燃料能量和燃烧效率。a.R.Pein研究了不同硼组份对燃烧性能的影响。实验燃料由HTPBR-45M和硼或碳化硼（含量＜40%）组成。采用非晶体硼粉，含硼量95〜97%，平均粒度0.7〜l.Oym，比表面面积8〜13m2/g。碳化硼平均粒度0.7〜0.9ym，比表面面积17〜22m2/g。固化剂采用TDI。b.GeorgeW.Burdette实验比较了不同组份燃料的燃烧放热和燃烧效率，其基本组成为5〜35%Mg、30〜35%B4C、30〜65%HTPB。使用的B4C直径小于20ym，平均直径为4ym，含硼量76%，镁粉直径65〜75ym。特别推荐其中两种配方：35%Mg、35%B?4C、30%HTPB组成，密度为1.5g/cm3，燃烧放热14.086kcal/cm3，是标准固体燃料（78%HTPB、22%DDI）的1.57倍。燃烧效率达0.94（当量比为0.8）；由10%Mg、15%A1、25%B4C、50%HTPB组成，密度1.3g/cm3，燃烧放热13.011kcal/cm3，是标准固体燃料的1.42倍，燃烧效率达0.779（当量比为1.19）。c.硼基BAMO/NMMO富燃固体推进剂Chen，K.K.Kuo等人研究了在燃料中使用高能量密度粘合剂的可能性。八十年代发展的共聚物NMMO/BAMO由于具有优异的力学性能和体积比冲成为含能粘合剂的一种有价值的选择。由于共聚物粘合剂在热解过程中放热量高，并产生涡旋流，提高了硼粒的点火，另一方面也提高了退移速率。W.H.Hsich等人研究了这种最新发展的硼/BAMO/NMMO富燃固体推进剂在SFRJ中的燃烧行为。推进剂中BAMO/NMMO的摩尔比为70/30，氧与氮的质量百分数分别为20.1%和37.4%，密度为1.26g/cm3，生成热为+53kcal/mole；硼含量为0〜29%，平均粒度为0.5ym。需要指出的是BAMO/NMMO共聚物中碳氢的含量只有42%，在工作压强为0.685MPa、海平面飞行速度为MA=2、化学当量条件下理论火焰温度可达2607K。这种推进剂与普通的HTPB燃料比较具有两个优点：硼燃烧效率高；由于含一定的氧，适合高燃空比工作。其缺点是在常用的SFRJ低燃空比条件下性能较低。但在特定条件下（高空、高攻角或加速爬升）固体燃料在高当量比下燃烧，此时反应放出的热量不仅来自硼的氧化作用（58.74kJ/g）还有硼的氮化作用（23.21kJ/g）。3.4燃烧室进气道突扩燃烧室的后向台阶的几何形状与回流区和剪切层的流动和燃烧性能密切相关。J.T.Yang等人考察了不同形状的后向台阶对剪切层的涡旋强度和回流区的逆流量的影响，发现收敛型（台阶B）进气道效果最好。八十年代美国研究的侧面突扩燃烧室技术证明是可行的。其特点是装载量增加，射程增大约21.6%，而燃烧性能与轴流式相当。对于突扩燃烧室，不论是SDR还是SFRJ都可以使用旋流混合装置改变流场特性，提高燃烧效率。K.C.Schadow研究了非圆形喷嘴截面的作用。在进气口设置椭圆喷口会改变剪切层的动力学特征，提高空气、燃气的混合。合理的椭圆曲线能使气流从喷口上产生绕各自小轴的椭性涡流，导致高速喷射扩散。实验分析表明，截面曲线纵横比较小的喷嘴能显著提高燃烧性能。R.Pein研究了叶片涡流器对硼燃烧效率的提高作用，证明是有效的。另外,D.W.Netzer发现在空气进气道下游部位引入涡流,对获得有限的燃速增长是有效的。但这很大程度上决定于燃烧室几何构型的设计。在进气道引入涡流虽然可以提高燃气和空气的混合，但会导致不均匀的燃烧退移速率，较强的涡旋还可能引起火焰不稳定。开孔管技术可用来控制燃速的均匀性，通过将开孔管插入燃料药柱的进口,分配空气流从而改变空气在固体燃料燃烧室的分布。3．5流量控制J.L.Keirsey提供了一种流量控制装置，这实际上是开孔管技术和移动阀控制技术的结合。3．6补燃室D.W.Netzer研究了硼粒在燃烧室的燃烧行为，认为在补燃室内使用分流空气可以显著提高硼的燃烧效率。采用直径为64mm的轴流式燃烧室，燃料配方为B4C50%>Mg5%,HTPB45%。实验表明在补燃室前端引入空气分流极大地提高了发动机的燃烧效率。4固体燃料超音速燃烧冲压发动机（Scramjet）[4,36〜41]固体燃料超音速燃烧冲压发动机实质是SFRJ（亚音速燃烧）在高超音速飞行条件（Ma>5〜7）下的延伸，鉴于空气流从超音速减速到亚音速的总压损失随飞行Ma数递增，为不降低工作循环效率（最终影响比冲），对于高超音速飞行的导弹，超音速燃烧冲压发动机应运而生。这时，整个发动机内流场保持超音速，除了较高的能量特性，因静温、静压相对较低也给设计带来好处。以往超音速燃烧研究几乎全集中于液体燃料（主要是液氢），目前固体燃料超音速燃烧冲压发动机的研究逐步增多，固体燃料中硼或硼化物（如B4C）的质量分数可达70%。与SFRJ比较，固体燃料超燃冲压发动机有下列特点：和SFRJ相似，Scramjet的总燃空比不能直接控制，因为燃速决定于进气口的流动特性（空气流量）、进气温度、燃料中心孔直径等参数；在SFRJ中扩散焰由于燃气与氧气的不完全混合会降低燃烧效率。这种情况在超音速流动特征影响下情况更恶劣。c•燃料的气化时间可能超过在超音速燃烧室的停留时间（V1ms）。在高速气流中保持火焰稳定更困难。内部通道形状应避免热阻塞以保证超音速气流正常通过燃料中心通孔。超音速燃烧有两种构型：a.燃料燃烧均发生在超音速状态下的超燃冲压发动机；b.固体双模态冲压发动机（DMRJ）。A.B.Yakar等人在实验的基础上设计了超音速燃烧室的基本构型如图5•实验结果证明了这种构型的可行性。固体双模态冲压发动机使用两个燃烧室，普通亚音速燃烧室作燃气发生器，实际上就是一般的固体冲压发动机燃烧室。燃气发生器产生的富燃料燃烧产物排入超燃室的超音速气流中，然后开始混合进行第二次燃烧，如图6。美国海军武器中心对Ma=6、高度为24.4km的高超音速导弹用固体双模态冲压发动机概念进行了可行性研究．分析表明，在接近化学当量比且不考虑超燃室中热损失和壁面剪切层损失的情况下，超燃效率达90％，超过固体冲压发动机20％。初步证明这种固体双模态冲压发动机系统能够持续工作。5含硼固体推进剂及其在固体冲压发动机中的应用[1,2,42〜52]硼由于其热值高，燃气洁净等优点作为冲压发动机的贫氧推进剂是最佳的优择方案。但由于硼的点火和燃烧难以组织,使硼的应用遇到了严重的困难.国内外对其在冲压发动机中的燃烧形为和应用研究开展了广泛深入的探索。5.1含硼推进剂在固冲发动机内的流动与燃烧SFRJ燃烧室内的流动与燃烧特性可用若干区来表征。a.最前面为分离的回流区。b.随即为湍流附面层发展区，其内建立燃气与空气的扩散焰，但和SRM相比，高含硼量药柱中挥发物百分数较低（30〜50），气相扩散焰的作用相对减弱，因而主要来自凝相放热和燃烧硼粒的辐射热反馈维持燃烧过程。c.发动机后部的混合室，旁通引入部分来流后即可用作补燃室，这对提高硼的燃烧效率十分重要。含硼SFRJ工作时硼粒从凝相燃料表面逸出的方式常是不规则的，导致速度与尺寸不可控的较大“碎片”，它们注入气流后，又在不均匀的速度、温度与组分浓度场中运动。而硼粒点火与燃烧特性受其轨迹上的热量、质量与动量传输影响很大，因此难以满足点火高温、维持燃烧高氧浓度以及停留时间足够的要求。燃料燃烧表面上方仅存在一个狭窄的范围，此范围内SFRJ的燃烧室流场才满足硼粒的点火要求与维持燃烧的条件。结果，燃烧室内硼能燃烧的质量分数很小。5.2提高含硼推进剂燃烧效率的技术措施该类研究的焦点是对硼进行表面处理和改进含硼推进剂配方组分以及改进固冲发动机设计等。硼粒子的表面处理主要集中在包覆材料的筛选和相应的包覆方法及工艺条件的设计等方面。关于硼粒子包覆材料，报道较多的有LiF、VitonA、硅烷、碳化硼、高氯酸铵、钛、锆以及近年来开始应用的GAP等多种材料。关于硼粒子的包覆方法则因不同包覆材料而异。LiF包覆采用中和沉淀法，VitonA和GAP等则采用相分离法，B4C包覆则采用一种称之为“热反应法”的手段。AP包覆则采用重结晶法。改进硼推进剂配方组分：a.添加低溶点高热值物质。b.采用高能粘结剂改进固冲发动机设计关于这一点，前面已作了论述，这里不再赘述。6结语固体火箭冲压发动机在未来战术导弹上的应用具有很大的潜力，国外许多先进国家对此进行了大量的研究与开发，在技术上取得了较大的进展，但由于其技术复杂性，在许多方面还有待进行大量的研究工作。参考文献1汪亮,固体火箭冲压发动机综述,1996年联合推进会议论文集,1996.10.2关大林,王宁飞,改善硼粒子点火及燃烧性能研究的回顾与展望,火炸药学报,1998.23张玲翔,美国弹用冲压发动机技术的进展,飞航导弹,1998.114龙玉珍,高超音速巡航导弹用超燃冲压发动机特点与设计方案,飞航导弹,1997.85毛根旺，何洪庆,固冲火箭技术的发展与展望，推进技术,1993.R.Wilson,C.LimageandP.Hewitt,TheEvolutionofRamjetMissilePropulsionintheU.S.andWhereWeareHeaded,AIAA96-3148.H.L.Besser,R.Strecker,OverviewofBoronDuctedRocketDevelopmentDuringtheLastTwoDecades,J.ofPropulsionandPower,Vol.7No.2,Jan.〜Feb.1991,P133-178.W.D.Pohl,EntwichlungeinesStauantriebsFurdenFlug?Korpereinsatz.zfw,1988(12)P80-88.R.Marguet,RamjetResearchandApplicationinFrance,ISABE89-7005.GerardDoriath,EnergeticInsensitivePropellantsforSolidandDucteclRockets,J.ofPropulsionandPower,Vol.11,No.4,July-Aug.1995,P870-882.W.Miller,DesignApproachesforVariableFlowDuctedRockets,AIAA81-1489.ClaudioGoldmanandAlonGany,ThrustModulationofRam?RocketsbyaVortesVolve,AIAA96-2624.PeiKuanWu,FlowfieldinaSide?InletDuctedRamrocketwith/withoutSwirler,AIAA95-2478.S.P.Vanka,Mixing,ChemicalReactionandFlowFieldDevelopmentinDuctedRockets,AIAA85-1271.K.C.Schadow,DuctedRocketCombustionExperimentsatLowGasGeneratorCombustionTemperatures,AIAA95-2415.16K.C.Schadow,EffectofGaseousFuelMixingonBoronCombustioninDuctedRocketwithSideDump,J.ofPropulsionandPower,Vol.7,No.2,Jan.〜Feb.1991,P402-411.17H.L.Besser,SolidPropellantRamrockets,AGARD?LS?136,RamjetandRamrocketPropulsionSystemsforMissles,Monterey,London,Neubiberg1984.18E.J.GutmarkandK.C.Schadow,FeedbackControlofaDumpCombustorwithFuelModulation,J.ofPropulsionandPower,Vol.11,No.2,Mar.?Apr.1995,P268-274.19E.J.GutmarkandK.C.Schadow,SuppressionofCombustionInstabilitybyGeometricalDesignoftheBluff?bodyS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