王寧飛，王俊龍，武 毅

（北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081）

0 引言

高超聲速飛行器一般是指大氣層中飛行速度超過5 馬赫的有翼或無翼飛行器[1-2]，包括高超聲速導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)、空天飛機(jī)等，其主要應(yīng)用于全球快速到達(dá)與遠(yuǎn)程攻擊、低成本天地往返等領(lǐng)域。由于在國防以及民用航天領(lǐng)域的重要戰(zhàn)略地位，高超聲速飛行器備受重視，一直是美、俄、日及歐盟各國航空宇航技術(shù)發(fā)展的重點(diǎn)。對于高超聲速飛行器而言，研制與其匹配的動(dòng)力系統(tǒng)是非常關(guān)鍵的一個(gè)環(huán)節(jié)。目前已經(jīng)應(yīng)用或在研的動(dòng)力系統(tǒng)主要包括3 類：火箭基發(fā)動(dòng)機(jī)[3-4]、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)[5]、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[6-7]。這3 種發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍和比沖范圍如圖1 所示。

圖1 各類推進(jìn)動(dòng)力比沖性能Fig.1 Evaluation of specific impulse vs Mach number for different jet engines employing hydrocarbon/hydrogen fuel

基于火箭技術(shù)的火箭基組合循環(huán)（Rocket-Based Combined Cycle，RBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)必須自身攜帶全部的氧化劑與燃料混合燃燒，這增加了推進(jìn)系統(tǒng)和飛行器的質(zhì)量，其成本高，比沖低，結(jié)構(gòu)復(fù)雜；馬赫數(shù)4 以上的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（Pulse Detonation Engine，PDE）仍處在早期探索階段，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力系統(tǒng)（Turbine-Based Combined Cycle，TBCC）、脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（PDE）還面臨著與液體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)同樣的難題，即如何解決液體燃料在超聲速條件下高效燃燒的問題。此外，由于需要加注液體燃料，這類發(fā)動(dòng)機(jī)存在戰(zhàn)備所需時(shí)間較長的缺點(diǎn)，易失去戰(zhàn)爭先機(jī)。相對而言，基于固體燃料的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（Solid Fuel-Scramjet）能使其吸入的空氣作為氧化劑并快速燃燒，提高比沖，且具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、安全性好、反應(yīng)迅速、存儲運(yùn)輸方便等優(yōu)點(diǎn)[8]，使其在高超聲速推進(jìn)領(lǐng)域中有廣闊的應(yīng)用前景。若將其用作武器裝備的動(dòng)力系統(tǒng)，上述優(yōu)點(diǎn)非常誘人，再加上其超快的速度，將會對作戰(zhàn)目標(biāo)產(chǎn)生致命的打擊。因此，固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在未來高超聲速戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略武器領(lǐng)域有廣闊的應(yīng)用前景。

本文首先對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基本結(jié)構(gòu)和原理做了簡單介紹；然后針對國內(nèi)外現(xiàn)有的固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)研究做了詳細(xì)闡述，其中，包括國內(nèi)外超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所使用的固體燃料相關(guān)研究，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)理研究相關(guān)的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究等；最后對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)存在的問題和優(yōu)勢做了總結(jié)，并對未來發(fā)展方向做了展望。

1 固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種將固體燃料澆注或黏接在燃燒室內(nèi)，與超聲速氣流直接燃燒的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。如圖2 所示，固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通常由進(jìn)氣道、燃燒室和噴管3 部分組成。來流的超聲速空氣氣流經(jīng)過進(jìn)氣道進(jìn)入燃燒室，固體燃料在超聲速氣流中熱解，熱解燃?xì)馀c來流空氣摻混燃燒，燃燒產(chǎn)生的高溫燃?xì)饨?jīng)噴管膨脹產(chǎn)生推力。

圖2 固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Schematic diagram of solid fuel scramjet

類似于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，因固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所使用的固體燃料化學(xué)性質(zhì)較穩(wěn)定，且預(yù)先不與氧化劑接觸，故其擁有安全性高、結(jié)構(gòu)簡單、存儲運(yùn)輸方便等優(yōu)點(diǎn)。然而固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也存在諸多問題，比如在超聲速氣流中點(diǎn)火困難，固體燃料表面熱流量可能不足以使固體燃料熱解產(chǎn)生足夠的燃?xì)猓瑥亩鵁o法維持穩(wěn)定燃燒狀態(tài)。此外，由于超聲速氣流在燃燒室內(nèi)停留時(shí)間較短，固體燃料熱解的化學(xué)反應(yīng)時(shí)間可能大于停留時(shí)間。熱解產(chǎn)生的燃料可能無法與空氣充分混合，從而導(dǎo)致穩(wěn)定燃燒無法建立，使其燃燒效率較低[9]。針對以上問題，近年來國內(nèi)外學(xué)者做了大量相關(guān)研究，具體總結(jié)如下。

2 國外研究現(xiàn)狀

針對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)這個(gè)概念，起初研究者對其可行性持懷疑態(tài)度。直到20 世紀(jì)80 年代，Witt 等[10]使用PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)和HTPB(端羥基聚丁二烯)兩種燃料進(jìn)行了超聲速燃燒試驗(yàn)，他們在固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中使用PMMA，在雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中用HTPB 作燃料。研究發(fā)現(xiàn)：盡管燃燒過程中熱損失較高，但兩種構(gòu)型中均發(fā)生了超聲速燃燒，即固體燃料超聲速燃燒是可以實(shí)現(xiàn)的。在驗(yàn)證了SF-Scramjet 概念的可行性后，國外相關(guān)研究工作者開始重點(diǎn)關(guān)注超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中使用的固體燃料性質(zhì)和固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)理研究。

2.1 固體燃料相關(guān)研究

迄今為止，盡管世界各國研究的固體燃料范圍很廣，但超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中對固體燃料要求較高，能夠滿足高能量密度、高燃燒效率及快速反應(yīng)時(shí)間等諸多要求的高性能固體燃料并不多。目前，SFScramjet 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)使用的碳?xì)淙剂贤ǔ榫酆衔?，如聚丁二?PB)、聚乙烯(PE)、聚甲基丙烯酸甲酷(PMMA)、聚丙烯(PP)和聚苯乙烯(PS)。在很多學(xué)者的發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)理研究中均使用了PMMA[11-15]，其易加工且透明易于觀察。然而，因其分子中含有大量含氧成分(32%)，PMMA 并不是一種理想的固體超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃料。關(guān)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中使用的固體燃料方面的研究，主要包括：針對固體超燃的特性需求開發(fā)新型推進(jìn)劑的相關(guān)研究，常用的碳?xì)淙剂现刑砑痈吣芙饘兕w粒的相關(guān)研究，以及對固體燃料熱解性能的相關(guān)研究。

2.1.1 新型固體燃料

關(guān)于新型固體燃料的研究，其中包括20 世紀(jì)80年代某機(jī)構(gòu)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一種理想的高能量密度燃料，適用于體積有限的場合。Helmy[11]考察了此類化合物作為固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料的特點(diǎn)。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)空燃比為6∶10時(shí)，兩者性能相似，理論比沖約7 000～11 000 N·s/kg。Friedauer 等[12]將以上二聚物與10%苯乙烯-聚丁二烯共聚物黏合劑制成固體燃料，在馬赫數(shù)為0.12～0.25、靜溫為300 K 空氣中點(diǎn)火，發(fā)現(xiàn)其熱值是HTPB 固體燃料2 倍，而在相同熱動(dòng)力學(xué)條件和幾何構(gòu)型下，此聚合物點(diǎn)火時(shí)間比HTPB 燃料高一個(gè)數(shù)量級。Segal 等[16]研究的烯烴二聚物C22H44也是一種高能量密度燃料(PCU)。研究發(fā)現(xiàn)，在相同形狀及熱力學(xué)條件下，點(diǎn)火時(shí)間比HTPB 高一個(gè)數(shù)量級，熱值約為HTPB 的2 倍。此外，LiH 作為一種新型高能固體燃料，近幾年受到了諸多研究者的關(guān)注。LiH 在高溫下分解產(chǎn)物為Li 和氫氣。LiH 的儲氫容量約為13.9%，比液化氫的氫含量還要高[17]。Li 是最輕的金屬，同時(shí)也是高含能材料。一方面，若用Li 作為固體燃料來代替固體推進(jìn)劑，不僅能量高、燃速大，而且具有極高的比沖[17]；另一方面，LiH分解產(chǎn)生的氫氣注入到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)，可顯著改善其點(diǎn)火性能，同時(shí)提高超聲速燃燒氣流火焰穩(wěn)定性和燃燒效率，進(jìn)而提高其比沖。2009年，Simone 等[18]對LiH 作為固體燃料的可行性及其超聲速燃燒進(jìn)行了數(shù)值研究。在對LiH 化學(xué)反應(yīng)特性進(jìn)行了熱化學(xué)計(jì)算分析基礎(chǔ)上，給出了詳細(xì)的LiH 燃燒模型描述，其中包括LiH 液化、分解、液滴揮發(fā)、反應(yīng)等過程，并通過量級分析和合理假設(shè)對燃燒模型進(jìn)行了簡化。然而，國內(nèi)幾乎沒有開展基于LiH 的固體超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究。

2.1.2 金屬顆粒添加對固體燃料性能的影響

第二類關(guān)于固體燃料的研究是在常用的碳?xì)淙剂现刑砑咏饘兕w粒等成分組成混合物。從熱值的角度考慮，硼是首選，鋁、鎂和碳等次之。Scott等[13，19]針對燃料組分對燃燒影響進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)含金屬燃料需要更高的壓力和更長的停留時(shí)間來達(dá)到更好的燃燒效率。Snyder 等[20]對跨音速和超音速流動(dòng)下的燃料燃燒特性進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)傳統(tǒng)碳?xì)淙剂先鏗TPB 等在低壓下更難點(diǎn)燃。然而，通過添加一些共聚物如BAMO/NMMO 等可以解決這個(gè)問題，因?yàn)檫@些聚合物所需分解熱較少且凝聚相也可與氧反應(yīng)。1990 年，Netzer[21-22]和Ciezk[16]等針對Ti2B 和B4C 含硼燃料開展了大量試驗(yàn)研究，主要研究了其在固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的點(diǎn)火特性和燃燒過程。研究表明，在藥柱表面，高速氣流對其的沖擊會滯止產(chǎn)生大量熱量，在促使燃料完成相變、分解與氣化的同時(shí)，部分未燃顆粒也從表面噴出，進(jìn)而改變流場結(jié)構(gòu)。這意味著燃料受熱行為研究非常重要。

2.1.3 固體燃料熱解性能

在SF-Scramjet 燃燒室中，時(shí)刻發(fā)生著處于較強(qiáng)切向流動(dòng)中的高強(qiáng)度傳熱、傳質(zhì)的復(fù)雜過程，且流動(dòng)、傳熱與燃燒是高度耦合的。燃燒室內(nèi)氣體流動(dòng)狀態(tài)與燃料物化性能及整體溫度分布決定了氣固兩者間的熱通量，進(jìn)而影響著固體燃料的燃面退移速率。同時(shí)，燃面退移速率的快慢又會迅速影響到燃燒室內(nèi)空燃比等參數(shù)上，進(jìn)而影響燃燒特性與流場結(jié)構(gòu)。所以，在研究SF-Scramjet 內(nèi)固體燃料燃燒特性前，了解固體燃料的熱解性能至關(guān)重要。

研究固體燃料熱解特性的早期方法為體積熱解方式為主，主要方法有熱重分析法（Thermal Gravimetric Analysis，TGA）、示差熱分析法（Differential Thermal Analysis，DTA）和掃描量熱法（Differential Scanning Calorimetry，DSC）。此類方法缺點(diǎn)在于升溫速率低（約1～100 ℃/min），燃料樣品少。固體燃料在SF-Scramjet 燃燒室中的溫升速率在107 ℃/min 量級，因此，升溫速率更高的線性熱解方法更為接近固體燃料的實(shí)際燃燒過程。根據(jù)熱源及傳導(dǎo)方法的不同，線性熱解方法包括熱平板導(dǎo)熱法[23]、熱線導(dǎo)熱法、熱筒導(dǎo)熱法、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣導(dǎo)熱法[24]、擴(kuò)散火焰自加熱法[25]和電弧輻射加熱法[26]。

Martin 等[27]采用熱筒導(dǎo)熱方式（溫升速率可達(dá)1 000 ℃/s），對4 種固體燃料在發(fā)動(dòng)機(jī)中的熱解特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，對于純HTPB，當(dāng)固體燃料壁面溫度Tw＜722 K 時(shí)，指前因子A0為3 965 mm/s，活 化 能Ea為55.89 kJ/mol；當(dāng)Tw＞722 K 時(shí)，指前因子A0為11.04 mm/s，活化能Ea為20.56 kJ/mol。Arisawa 等[28-29]利用溫度快速躍升與快速掃描技術(shù)研究了HTPB 在惰性環(huán)境中的熱解特性。該方法可以在瞬時(shí)升溫，以檢測氣體產(chǎn)物種類和濃度變化情況，非常適合研究SF-Scramjet 中固體燃料熱解問題。Wilde 等[30]分別針對PE、PMMA 在混合發(fā)動(dòng)機(jī)和SFRJ 中的熱解特性進(jìn)行了研究，結(jié)果顯示，對于PMMA，指前因子A0為7.21 mm/s，活化能Ea為222.260 kJ/mol。

2.2 固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)理研究

固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中固體燃料直接暴露在超聲速氣流中并迅速完成燃燒，這相當(dāng)于將燃燒過程集聚在超短距離、超小空間內(nèi)迅速實(shí)現(xiàn)，固體燃料的相變、分解與汽化、燃燒等復(fù)雜過程要在燃燒面處在切向超聲速氣流中快速完成，其中涉及固體燃料在切向高速氣流作用下的傳熱與傳質(zhì)機(jī)理，邊界具有高質(zhì)量流量燃?xì)夂蛷?qiáng)熱量交換的主流超聲速流動(dòng)機(jī)理，以及集成于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)的燃燒啟動(dòng)與穩(wěn)定性等燃燒流動(dòng)基礎(chǔ)問題，其涉及諸多復(fù)雜物理化學(xué)過程，但目前公開的與固體燃料超燃沖壓研究相關(guān)的文獻(xiàn)還較少。

2.2.1 理論模型方面

Ben-Arosh 等[31]研究了二維軸對稱模型，如圖3所示，其考慮了火焰穩(wěn)定段與等直段。數(shù)值求解了二維、軸對稱、k-ε湍流模型，兩反應(yīng)、六組分反應(yīng)流模型。模擬了5～15 km 下的飛行馬赫數(shù)，對應(yīng)的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為1.5。針對飛行馬赫數(shù)、燃燒室尺寸等參數(shù)對燃燒性能影響進(jìn)行了探索，研究顯示燃料與來流空氣在1 ms 左右可以充分摻混，形成擴(kuò)散火焰，其溫度最大值為2 846 K。燃速從入口截面向附著區(qū)逐漸增加，下游區(qū)域的燃速近乎恒定?；瘜W(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的熱量降低了當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，改變了壓力分布，并增加了回流區(qū)中的流動(dòng)。但其采用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算燃面換熱量的方式具有局限性、未進(jìn)行氣流通道面積隨時(shí)間變化的非穩(wěn)態(tài)計(jì)算，未考慮湍流對化學(xué)反應(yīng)的影響，使得其模型簡化過多，只具有參考價(jià)值。

圖3 Ben-Arosh 等的超燃燃燒室構(gòu)型Fig.3 Ben-Arosh et al.’s scramjet combustor model

Jarymowycz 等[32]對HTPB 特性進(jìn)行了理論分析，該模型構(gòu)型如圖4 所示，Jarymowycz 等的超燃燃燒室構(gòu)型，只考慮了等直段，通過數(shù)值計(jì)算分析了超音速橫流中固體燃料的燃燒，控制方程基于時(shí)間相關(guān)的多維可壓縮N-S 方程和組分輸運(yùn)方程。這一方法的特征是考慮了有限速率化學(xué)反應(yīng)和可變參數(shù)，湍流模型采用Baldwin-Lomax 代數(shù)模型?？刂品匠痰臄?shù)值求解使用矢通量分裂LU-SSOR 技術(shù)，隱式對待源相，細(xì)致地研究了不同操作條件對HTPB 固體燃料燃燒的影響。從燃料燃燒機(jī)理出發(fā)，系統(tǒng)地考慮了燃料燃燒與流動(dòng)及化學(xué)反應(yīng)間的相互影響，而不是采取某些文獻(xiàn)中假定燃料壁面溫度一定或采用對流換熱經(jīng)驗(yàn)公式的做法。結(jié)果表明，進(jìn)氣道的溫度和壓力對燃速有強(qiáng)烈的影響。在發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍中，一個(gè)最優(yōu)的壓力值可以使得燃速最大化。但其研究假定燃面固定，未考慮內(nèi)徑變化及湍流燃燒帶來的影響。

圖4 Jarymowycz 等的超燃燃燒室構(gòu)型Fig.4 Jarymowyycz et al.’s scramjet combustor model

Ben-Yakar 等[33]建立了簡化的一維準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)理論模型來分析燃燒室擴(kuò)張段的流動(dòng)，控制體如圖5 中Ben-Yakar 模型中控制體所示，分析考慮了壁面燃料汽化產(chǎn)生的加質(zhì)、燃燒產(chǎn)生的加熱、壁面摩擦及內(nèi)腔橫截面積的變化，進(jìn)而對燃速進(jìn)行預(yù)測。其未考慮流動(dòng)中可能發(fā)生的激波以及熱損失，一維模型預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)獲得數(shù)據(jù)符合較好。隨后，其對凹腔在超音速燃燒室內(nèi)流動(dòng)用于火焰穩(wěn)定研究進(jìn)行了綜述[34]，總結(jié)了許多學(xué)者對凹腔基礎(chǔ)流場特性的研究，包括基于長深比的凹腔不同流動(dòng)機(jī)理（開式或者閉式）、振蕩以及振蕩控制、不同凹腔構(gòu)型的阻力、對點(diǎn)火過程至關(guān)重要的凹腔內(nèi)流體的駐留時(shí)間。

圖5 Ben-Yakar 模型中控制體Fig.5 Geometry and nomenclature for the differential control volume of Ben-Yakar model

2.2.2 數(shù)值模擬

Jarymowycz 等[32]對超聲速來流下的固體燃料燃燒進(jìn)行了數(shù)值研究，擬合得到的燃速公式如下：

結(jié)果表明，燃料退移速率對入口溫度和壓強(qiáng)的改變較為敏感，特別地，當(dāng)壓強(qiáng)p＜405.3 kPa 時(shí)，燃速隨壓強(qiáng)升高而迅速增加；但當(dāng)壓強(qiáng)p＞405.3 kPa時(shí)，燃速隨壓強(qiáng)升高而緩慢降低，即在壓強(qiáng)變化范圍中存在最優(yōu)值使得燃速值達(dá)到最大。Ben-Arosh等[31]利用Phoenics 軟件進(jìn)行了數(shù)值研究，結(jié)果表明，隨軸向距離增加，燃料經(jīng)過再附著后，其分布逐漸靠近燃燒室中心，并與主流空氣發(fā)生足夠摻混，在近壁面區(qū)域發(fā)生燃燒，燃面將空間分為亞聲速區(qū)和超聲速區(qū)，燃燒效率為70%～90%。Sun 等[35]應(yīng)用Fluent 軟件模擬了3 種燃燒室內(nèi)的固體燃料燃燒，燃燒室進(jìn)口空氣流的馬赫數(shù)為1.5，總溫為1 270 K，總壓為3 039.75 kPa，計(jì)算結(jié)果說明擴(kuò)張段的速度比無反應(yīng)時(shí)大。燃燒發(fā)生在裝藥壁面附近，燃燒效率在35%～45%，比推力和比沖隨著燃料退移而降，都比試驗(yàn)結(jié)果低。Bose 等[36]研究了HTPB 在超音速橫流下的燃燒，結(jié)果表明在無反應(yīng)流場中，隨著固體邊界的退移，主流空氣速度降低。在反應(yīng)流場中擴(kuò)張段的超音速區(qū)域比無反應(yīng)流場中的增大，燃燒發(fā)生在燃料壁面附近。

2.2.3 實(shí)驗(yàn)研究方面

實(shí)驗(yàn)研究方面，美國海軍裝備研究院的Witt等[10]和Angus 等[37-38]首次提出了固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在戰(zhàn)術(shù)武器上的應(yīng)用想法，并展開了初步的探討。他們通過添加氫氣作為點(diǎn)火炬進(jìn)行試驗(yàn)，驗(yàn)證了固體燃料超聲速燃燒的可行性，并計(jì)算了相應(yīng)的燃燒效率。Angus 以PMMA 為燃料，使用具有放大鏡頭和分級標(biāo)定屏幕的攝像機(jī)，對燃料的燃面推移變化規(guī)律進(jìn)行了連續(xù)觀測，其攝像機(jī)確定的燃料瞬時(shí)內(nèi)部輪廓線精度已經(jīng)達(dá)到0.05 mm。

1994 年，以色列理工Ben-Yakar 等[33]在試驗(yàn)中，首先實(shí)現(xiàn)了固體燃料在超聲速氣流中的自燃和穩(wěn)定燃燒，并初步給出了燃燒室內(nèi)固體燃料自燃和維持火焰穩(wěn)定的限制條件。其采用PMMA 為固體燃料，試驗(yàn)系統(tǒng)及燃燒室構(gòu)型如圖6 中Ben-Yakar 所采用的試驗(yàn)系統(tǒng)所示。通過試驗(yàn)其還建立了PMMA的燃面退移速率與空氣質(zhì)量流率的關(guān)系：

式中：為燃面退移速率；為空氣質(zhì)量流量。

圖6 Ben-Yakar 所采用的試驗(yàn)系統(tǒng)及燃燒室構(gòu)型Fig.6 Schematic of experimental system and combustion chamber（dimension in mm）in the work of Ben-Yakar

Cohen-Zur 等[38]在Ben-Yakar 工作的基礎(chǔ)上，提高了燃燒室進(jìn)氣口的總溫、總壓和流量，擴(kuò)展了固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用范圍。通過測量沿藥柱軸線分布的測點(diǎn)壓力，對所記錄影像進(jìn)行數(shù)學(xué)分析，研究流體和燃燒現(xiàn)象，得到了燃速與來流氣體狀態(tài)參數(shù)的關(guān)系式。與Jarymowycz 等[32]的研究相比，其增加了來流空氣流量這個(gè)敏感因子：

式中：r為燃面退移速率；mair為空氣質(zhì)量流量；Tt，in為入口總溫。

3 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

隨著國外諸多研究者對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究不斷深入，近年來，國內(nèi)也陸續(xù)開展了固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究。航天科技集團(tuán)四院、北京理工大學(xué)、南京理工大學(xué)以及國防科技大學(xué)等相關(guān)的單位，對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)做了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)方面的相關(guān)研究。

楊向明等[39]基于一種固體燃料超燃沖壓試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的初始狀態(tài)以及啟動(dòng)后的燃燒流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬。采用UDF 給定PMMA 燃料進(jìn)口邊界，結(jié)果顯示：燃燒室流場特性分布符合理論分析；燃燒室固體燃料壁面的燃料退移率與試驗(yàn)數(shù)據(jù)有一定差異，但是整個(gè)燃面沿軸向的燃速分布規(guī)律與試驗(yàn)值近似；沿軸向的燃面附近的壓力分布與試驗(yàn)結(jié)果較為吻合。

劉偉凱等[40]建立了固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程模擬的數(shù)值模型?？刂品匠滩捎民詈蟿?dòng)量、能量、連續(xù)性方程以及組分輸運(yùn)方程的雷諾平均N-S 方程；湍流模型采用RNGk-ε方程。結(jié)果表明：超音速燃燒室靜壓隨軸向距離的增加而逐漸降低；流場中心區(qū)域?yàn)榛旌铣羲倭鲃?dòng)，而后向臺階的圓周區(qū)域?yàn)閬喴羲倭鲃?dòng)；燃燒效率隨著軸向距離的增加而增加。

近5 年來，由北京理工大學(xué)王寧飛教授帶領(lǐng)的課題組，對SF-Scramjet 燃燒室內(nèi)燃燒特性及流場結(jié)構(gòu)等方面進(jìn)行了很多詳細(xì)的探索性研究。Pei等[41-42]數(shù)值研究了凹腔長深比對SF-Scramjet 性能的影響，使用SSTk-w模型能細(xì)致地模擬激波，二階迎風(fēng)CFD 用來模擬軸對稱帶凹腔燃燒室的動(dòng)力學(xué)流動(dòng)，研究關(guān)注了凹腔在超音速流動(dòng)中對燃燒的增強(qiáng)，及凹腔長深比在3～5 之間改變對流場的影響。陶歡等[43-44]研究了凹腔構(gòu)型對SF-Scramjet 燃燒室內(nèi)的混合和燃燒效率的影響，結(jié)果揭示了凹腔的引入能夠增強(qiáng)混合效率，研究認(rèn)為存在一個(gè)優(yōu)化的凹腔既能增強(qiáng)混合和燃燒效率又不使得總壓損失過大。同時(shí)，研究了燃燒室長度對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室性能的影響[45]。結(jié)果表明，隨著等直段長度的增大，燃燒室出口處燃燒效率逐漸減小，燃燒室內(nèi)總壓損失逐漸減小，燃燒室推力逐漸增大改變擴(kuò)張段長度，發(fā)現(xiàn)擴(kuò)長段長度變化對燃燒室流場結(jié)構(gòu)的影響較小，隨著擴(kuò)張段長度的增大，燃燒室出口燃燒效率和燃燒室推力都略微減小。李彪等[46-47]研究了SF-Scramjet 在馬赫數(shù)4～6 之間工作時(shí)的性能，并以飛行馬赫數(shù)為6、高度25 km 為設(shè)計(jì)條件，對發(fā)動(dòng)機(jī)各部件進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)，數(shù)值模型中考慮了在燃燒室之前加入恒定面積的隔離段，結(jié)果顯示，燃燒室性能隨著進(jìn)口靜壓的增強(qiáng)而增加，同時(shí)增強(qiáng)性能和總壓損失增加之間需要進(jìn)行綜合考慮。王利和等[48-50]將固體燃料的燃面退移速率模型耦合到準(zhǔn)一維流動(dòng)方程中，建立了固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的準(zhǔn)一維計(jì)算方法，利用該方法，在飛行條件一定的前提下，改變?nèi)紵胰肟跉饬鲄?shù)總壓、總溫、馬赫數(shù)，得出了各工況下的燃燒室初始型面尺寸并分析了其性能。研究結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)飛行條件下，提高燃燒室入口氣流的總壓和總溫均能提高燃燒室的性能，但總溫對燃燒室性能的影響更大。Chi 等[51]對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室自點(diǎn)火特性進(jìn)行了理論與數(shù)值仿真研究，研究表明，更長更深的凹腔有利于自點(diǎn)火的成功，建議燃燒室使用多臺階凹腔構(gòu)型以增加自點(diǎn)火性能。王寧飛等[52]對固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒面退移速率的研究現(xiàn)狀和進(jìn)展進(jìn)行了詳細(xì)闡述，分別從固體燃料類型、燃燒室構(gòu)型、理論預(yù)估模型、數(shù)值模擬及試驗(yàn)研究等方面出發(fā)，論述了固體燃料在超聲速流動(dòng)下燃速研究的進(jìn)展和難點(diǎn)。

圖7 為王寧飛課題組搭建的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加熱器實(shí)體圖。Liu 等[53]利用Fluent 軟件對以PMMA為燃料的SF-Scramjet 燃燒室進(jìn)行了大量穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，并得到了可用于工程的經(jīng)驗(yàn)公式。Hu 等[54]對組合式固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值仿真研究。仿真結(jié)果顯示，二次燃燒發(fā)生于超聲速燃燒室中，出口處的總壓損失為0.65，燃燒效率為48%。

圖7 王寧飛課題組所采用的加熱器實(shí)體圖Fig.7 Heater entity diagram adopted by Wang Ningfei，s research group

綜上所述，國外在固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)方面的研究很多，包括亞聲速燃燒、超聲速燃燒和雙模態(tài)燃燒等，地面試驗(yàn)以直連式試驗(yàn)和自由射流試驗(yàn)為主，固體燃料有PMMA、HTPB 和PE 等。國內(nèi)主要集中在亞聲速燃燒，超聲速燃燒方面的試驗(yàn)研究公開文獻(xiàn)較少。

4 結(jié)束語

固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有儲存便捷、快速響應(yīng)、比沖高等優(yōu)點(diǎn)，在民用和軍用領(lǐng)域均有顯著的應(yīng)用價(jià)值，但其存在的固體燃料超聲速流動(dòng)下燃燒穩(wěn)定性差等難題，使得近年來在此方面的研究進(jìn)展相對遲緩。因此，對燃燒室內(nèi)固體燃料的燃燒特性研究就顯得至關(guān)重要。固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部在穩(wěn)定工作時(shí)無法進(jìn)行燃料控制，是一個(gè)強(qiáng)瞬態(tài)的過程，耦合了主流氣體與固體燃料間的換熱、固體燃料熱解加質(zhì)、化學(xué)反應(yīng)等因素，且有復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)影響著流場。

固體燃料在超聲速流動(dòng)下的熱量分布與表面火焰?zhèn)鞑サ炔⑽吹玫礁鼮樯钊氲姆治觯磥砜蓮膫鳠峤嵌葋矸治鼋⒉煌N類固體燃料超燃下的受熱行為模型，并在考量不同燃料的物理化學(xué)性質(zhì)等基礎(chǔ)上，創(chuàng)建SF-Scramjet 固體燃料選擇的標(biāo)準(zhǔn)參數(shù)（汽化熱、比熱等）。后續(xù)的研究可以著眼于分析不同階段流場結(jié)構(gòu)下或波系結(jié)構(gòu)下的燃面導(dǎo)熱規(guī)律，進(jìn)而完善燃面退移理論預(yù)估模型。

試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，燃燒室在工作后期壁面上出現(xiàn)逐漸明顯的波紋，這意味著流場出現(xiàn)了大量的渦結(jié)構(gòu)，而是否可以以大渦模擬的方法，分析細(xì)微尺度下流場的結(jié)構(gòu)并耦合在固體燃料的傳熱與加質(zhì)過程中，也將是未來數(shù)值探索的一個(gè)方向。在分析燃燒室動(dòng)態(tài)工作過程中，并未將之放于發(fā)動(dòng)機(jī)中與進(jìn)氣道、隔離段、尾噴管相匹配，未來從設(shè)計(jì)角度，在考慮飛行參數(shù)、進(jìn)氣道與隔離段性能的基礎(chǔ)上，可以進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)整體數(shù)值模擬，這樣能更為直觀地得到發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能參數(shù)，為進(jìn)一步工程設(shè)計(jì)提供參考。