固體燃料超燃沖壓發動機原理性試驗研究①

楊向明，劉偉凱，陳林泉，鄭凱斌

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

固體燃料超燃沖壓發動機原理性試驗研究①

楊向明，劉偉凱，陳林泉，鄭凱斌

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

進行了固體燃料超燃沖壓發動機實驗研究，并成功進行了點火和燃燒實驗，包括固體碳氫燃料超音速燃燒試驗和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃燒試驗。實驗驗證了固體燃料在超音速氣流中能可靠點火，并保持了火焰的穩定燃燒，獲得了固體燃料的超音速燃燒內彈道特性，同時研究了固體燃料PMMA在超音速氣流中的燃燒，分析了其在超燃沖壓燃燒室內的退移規律，認為燃料退移速度隨時間變化，燃燒趨向于將燃面輪廓變平，區域顯示圓柱形。

超燃沖壓發動機;固體燃料;超音速燃燒;原理性實驗

0 引言

飛行器在高超音速(Ma≥5)飛行時，沖壓發動機進氣道中的氣流被壓縮到亞音速，壓力損失很大，流入空氣溫度極高，燃燒效率降低;而在超燃沖壓發動機中流入的氣流減速到低超音速進行燃燒產生推力，能量損失與亞燃沖壓發動機相比較少。因此，超燃沖壓發動機在高馬赫數下具有優于其他類型發動機的經濟性，其靜溫、靜壓相對較低也給設計帶來好處，它明顯的優勢對于軍用、民用和航天有著無與倫比的吸引力［1-2］。

國內外對超燃沖壓發動機技術的研究大多集中于氣體燃料和液體燃料超燃沖壓發動機，但由于固體燃料超燃沖壓發動機具有結構簡單、成本低、安全性好、作戰時反應時間短、高超聲速飛行性能好等特點，對固體燃料超燃沖壓發動機的研究也已悄然興起［3］。

20 世紀90 年代開始，美國 Jarymowycz等［4］、以色列的 Ben-Arosh［5］、Ben-Yakar［6-7］、Cohen 等［8］、Pennsylvania州立大學、以色列理工學院等單位，對固體燃料超音速燃燒室的燃燒和流動特性進行了深入研究，對適用于超音速燃燒的固體燃料也進行了廣泛研究，在固體燃料超燃沖壓發動機結構以及燃燒室火焰穩定極限的研究方面取得了顯著成就。國內對固體燃料超燃沖壓發動機的研究工作，還僅處于探索性研究階段。

由于超音速氣流流動速度快，在極短時間內就可穿過燃燒室(燃氣在燃燒室內的駐留時間通常小于1 ms)，且沿燃燒室的軸向位置氣流參數分布極不均勻。因此，在固體燃料超燃沖壓發動機研究中，燃料的可靠點火、穩定燃燒和燃料的退移是亟需解決的關鍵技術。本文對固體燃料超燃沖壓發動機進行了原理性實驗研究。

1 超音速燃燒室研究

固體燃料超音速燃燒室是一個自由通道，如圖1所示。

圖1 固體燃料超燃沖壓發動機燃燒室工作原理圖Fig.1 Sketch of solid fuel scramjet chamber principle

當飛行馬赫數較高時，燃燒室入口靜溫超過固體燃料-空氣的自燃溫度，燃燒室壁面的固體燃料自動著火開始熱分解，與入口的超音速氣流進行混合燃燒。燃燒室由入口段(直連式試驗時用，實際為進氣道和隔離段)、火焰穩定段、等截面圓柱段和擴張段等幾部分組成，入口段和火焰穩定段形成帶有后向臺階的凹腔，實現燃燒室火焰的穩定;通過等截面圓柱段的加熱，使氣流速度接近臨界狀態;擴張段使得燃燒過程中不會出現正激波，燃燒室出口氣流仍為超音速。

固體燃料亞燃沖壓發動機燃燒室的火焰穩定，通過入口段后的后向臺階形成凹強來實現(即突擴臺階)，火焰穩定范圍根據氣流入口面積比(表征臺階高度)與出口噴管面積比(表征燃燒室流速)的關系確定，這方法經過大量理論和實驗研究驗證是合理可行的［9-10］。

在超音速流動的燃燒室中，入口氣流速度很高，火焰穩定更加困難，需更高的臺階高度，通常的突擴結構存在一定的局限性。臺階高度越高，將進一步減小給定燃燒室容積內的實際裝藥量。根據超音速流動的特點，Ben-Yakar等將火焰穩定區的突擴結構進行改進，火焰穩定區由入口后向臺階、定截面區域和傾斜的前向臺階組成，實驗研究表明具有一定的火焰穩定能力，并確定了火焰穩定的幾何參數和火焰穩定極限。火焰穩定參數為dfhLfh/，表示火焰穩定區的相對尺寸，(dfh/dcy1)2表示流速的度量［11］。

根據參考文獻［11］的實驗結果，確定了可穩定燃燒的固體燃料超燃燃燒室幾何構型如圖2所示，得到火焰穩定參數dfhLfh/=12.8，(dfh/dcy1)2=5.76，處于火焰穩定的范圍。

圖2 固體燃料超燃燃燒室幾何構型Fig.2 Sketch of solid fuel scramjet chamber geometry

2 實驗研究

2.1 實驗系統

實驗采用電阻加熱的超燃沖壓發動機實驗臺進行，系統由7個子系統組成:氣源及供電系統、燃料供應系統、電阻加熱器系統、超燃沖壓發動機燃燒室實驗系統、排氣系統、控制和數采系統、監控系統，如圖3所示。電阻加熱器加熱流過的氣流，在溫度未達到預設溫度之前，主路上的高溫電磁閥關閉，旁路上的系統電磁閥打開，氣流經旁路系統進行冷卻后，通過排氣系統排出，加熱器出口總溫探針及壓力探針將測量的壓力和溫度值反饋到控制系統，當加熱器出口溫度即將達到實驗預設溫度時，控制系統進行自整定，對加熱器的輸出功率進行控制，使加熱器出口溫度平緩達到預設溫度，并平穩保持在一定范圍內;這時打開主路上的高溫電磁切換閥，同時關閉旁路電磁閥進行試驗。

2.2 實驗方案

試驗裝置由轉接頭、進氣喉道、固體藥柱、殼體、后頂蓋、密封件和連接件組成。試驗裝置一可觀察流場的燃燒和燃面的退移規律，采用透明的聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)制成的固體藥柱，裝在開有觀察口的金屬殼體內，沿軸向不同位置開設測壓孔，監測壓強隨軸向位置的變化。進氣喉道由耐高溫的非金屬材料制成，設置4個φ4 mm測壓孔用于測量火焰穩定區的頭部壓強，進氣喉道與轉接頭連接為可拆式，根據進氣入口條件的改變，可改變進氣喉道直徑。試驗裝置一結構見圖4。

試驗裝置二中轉接頭和進氣喉道與試驗裝置一相同，后頂蓋設置測壓孔用于測量出口壓強，固體燃料選用主要組分為HTPB+AP碳氫燃料，試驗裝置二結構見圖5。為保證進氣喉道出口反壓不能影響和擾動喉道入口的流動，喉部截面的氣流馬赫數Ma=1，即q(λ)=1。設計進氣喉道dt=14.1 mm的入口，噴管出口直徑為 15 mm。因此，噴管面積比At/Ae=0.883 6，由氣動函數表得出，入口氣流馬赫數Ma=1.43，滿足超音速入口流動條件，實驗方案見表1。

圖3 固體超燃沖壓發動機實驗系統簡圖Fig.3 Sketch of solid fuel scramjet experiment system

圖4 試驗裝置一結構圖Fig.4 Sketch of experiment device No.1

圖5 試驗裝置二結構圖Fig.5 Sketch of experiment device No.2

表1 實驗方案Table 1 Experiment scheme

3 結果討論與分析

3.1 固體碳氫燃料試驗結果分析

固體碳氫燃料SCH-16的試驗狀態為第1 s引火棒開始點火，試驗過程持續20 s左右，第2 s開始打開主路電磁閥，通入溫度為900 K的氣體進行試驗，高溫空氣流量約0.33 kg/s，入口空氣馬赫數為Ma=1.43，第12 s開始給燃燒室噴入氫氣，氫氣噴孔2 mm，噴氫壓力2.0 MPa，預定流量 3 ～4 g/s，燃燒室p-t曲線和T-t曲線如圖6和圖7所示。發動機燃燒狀態中引火棒為低壓緩燃型藥柱，點火時，先用電點火頭將其引燃，產生長明的火苗，在高速氣流作用下點燃藥柱。

從燃燒室p-t曲線可看出，燃燒室頭部的壓強下降很快，點火初始的壓強約為1.046 MPa，發動機穩定燃燒13.8 s之后，壓強下降為0.1 MPa，壓強下降是由于過渡段藥柱燃燒導致燃燒室通道變大造成。此時，從T-t圖上可得燃燒室頭部和出口的溫度約為2 000 K。在第12 s給燃燒室噴入氫氣，用作引燃先鋒火焰之前，固體碳氫燃料已進行了充分燃燒，驗證了固體碳氫燃料在超音速氣流中，只在引火棒點火情況下能可靠點火，且穩定燃燒。

固體碳氫燃料SCH-14的試驗狀態為第1 s引火棒開始點火，試驗過程持續20 s左右，第2 s打開主路電磁閥，通入溫度約為900 K的氣體，高溫空氣流量約0.32 kg/s，燃燒室入口空氣馬赫數為Ma=1.43，燃燒室p-t曲線和T-t曲線如圖8和圖9所示。

圖6 固體碳氫燃料SCH-16的燃燒室壓強Fig.6 Chamber pressure of solid fuel SCH-16

圖7 固體碳氫燃料SCH-16的燃燒室溫度Fig.7 Chamber temperature of solid fuel SCH-16

圖8 固體碳氫燃料SCH-14的燃燒室壓強Fig.8 Chamber pressure of solid fuel SCH-14

圖9 固體碳氫燃料SCH-14的燃燒室溫度Fig.9 Chamber temperature of solid fuel SCH-14

從燃燒室p-t曲線可看出，燃燒室頭部的壓強下降很快，點火初始的壓強約為0.97 MPa，發動機穩定燃燒5.5 s之后，由于試驗臺空氣供氣流量提高，出于安全考慮，打開了旁路泄氣閥門，壓強下降為0.1 MPa。此時，從T-t圖上可得燃燒室出口的溫度約為2 100 K。此次試驗只用引火棒點火，實現了固體碳氫燃料在超音速氣流中的可靠點火和穩定燃燒。

3.2 PMMA藥柱試驗結果分析

PMMA藥柱1試驗狀態為第1 s引火棒開始點火，試驗過程持續時間為20 s，第2 s開始打開主路電磁閥，通入溫度為900 K的氣體進行試驗，高溫空氣流量約0.33 kg/s，入口空氣馬赫數為Ma=1.43，前10 s給燃燒室噴入氫氣，以引燃固體PMMA燃料，第11 s后停止氫氣噴入，檢驗在沒有氫氣作為引導火焰時，固體PMMA燃料燃燒的情況，燃燒室p-t曲線圖10所示，發動機燃燒狀態如圖11所示。

從燃燒室p-t曲線可看出，燃燒室頭部的壓強下降很快，點火初始的壓強約為0.65 MPa，發動機穩定燃燒10 s后，壓強下降為0.1 MPa并熄火，壓強下降是由于過渡段藥柱燃燒導致燃燒室通道變大造成。此次試驗在第1 s給燃燒室噴入氫氣，用作引燃固體PMMA燃料的先鋒火焰，在第11 s后停止氫氣噴入，固體PMMA燃料在前10 s進行了充分地燃燒，驗證了固體PMMA燃料在超音速氣流中有氫氣作為先鋒火焰時能可靠點火，且穩定燃燒。

圖10 PMMA藥柱1的燃燒室壓強Fig.10 Chamber pressure of PMMA fuel No.1

圖11 PMMA藥柱1的試驗過程Fig.11 Experiment process of PMMA fuel No.1

PMMA藥柱2試驗狀態為第1 s引火棒開始點火，試驗過程持續時間為20 s，第2 s開始打開主路電磁閥，通入溫度為900 K的氣體進行試驗，高溫空氣流量約0.32 kg/s，入口空氣馬赫數為Ma=1.43，此次試驗過程中一直噴入氫氣作為先鋒火焰，燃燒室p-t曲線和T-t曲線如圖12、圖13所示。

圖12 PMMA藥柱2的燃燒室壓強Fig.12 Chamber pressure of PMMA fuel No.2

圖13 PMMA藥柱2的燃燒室溫度Fig.13 Chamber temperature of PMMA fuel No.2

從燃燒室p-t曲線可看出，燃燒室頭部壓強下降很快，點火初始的壓強約為0.67 MPa，發動機穩定燃燒14.5 s后，壓強下降為0.1 MPa，壓強下降是由于過渡段藥柱燃燒導致燃燒室通道變大造成。從圖12可看出，過渡段的壓強要低于燃燒室頭部的壓強，氣流在通道中一直在加速且大于音速，說明整個通道內的流動是超音速的，壓強是沿著軸向逐漸降低的，這和理論分析相吻合。在壓強下降到0.1 MPa之前的時間內，燃燒室頭部溫度和出口溫度較低，平均溫度約為1 750 K。此次試驗從第1 s開始一直給燃燒室噴入氫氣，用作引燃固體PMMA燃料的先鋒火焰。試驗結束后，停止噴入氫氣，固體PMMA燃料在整個試驗過程中進行了充分燃燒，驗證了固體PMMA燃料在超音速氣流中有氫氣作為先鋒火焰時能可靠點火，且穩定燃燒。

3.3 燃料退移規律分析

固體燃料沖壓發動機中，燃料的后退速率特性是發動機設計的關鍵。固體燃料的燃燒是一個擴散火焰，其后退速率沿軸向變化，不僅與燃燒室壓力有關，還與飛行器的飛行高度和速度、進氣道進氣流量、燃燒室幾何尺寸和溫度等因素有關。固體燃料超燃沖壓燃燒室設計成中空的圓柱形軸對稱結構，由火焰穩定區、等直段和擴張段3部分組成，火焰穩定區的作用是產生穩定火焰的回流區，該區域內氣流速度低、溫度高、燃氣比高;等直段的作用是防止氣流過快加速;擴張段的作用是防止發生熱壅塞。

圖14和圖15為PMMA藥柱1和藥柱2試驗的燃燒室燃面剖面圖。從圖中可看出，在擴張段，燃料表面出現起伏，變得更為粗糙。分析認為，這是由于湍流附面層邊界和激波串相互作用的結果，是超音速湍流附面層燃燒所特有的，已被試驗所證實。固體燃料藥柱的火焰穩定區未出現凹坑，說明邊界層的分離只發生在擴張段，等截面圓柱段也可能出現激波串，但不會產生局部回流區。

圖14 PMMA藥柱1燃燒室剖面Fig.14 Chamber section of PMMA fuel No.1

圖15 PMMA藥柱2藥柱燃燒室剖面Fig.15 Chamber section of PMMA fuel No.2

圖16和圖17為PMMA藥柱1和藥柱2試驗結束后燃燒室燃面退移型面和初始型面的比較。從圖中可明顯看出，固體燃料超燃沖壓燃燒室燃面的退移在各個位置并不一致，沿著軸向位置變化，在不同區域退移程度有所不同。

圖18和圖19為PMMA藥柱1試驗和PMMA藥柱2試驗的燃面退移速率曲線，這和文獻［6］中的試驗結果基本一致。從圖上可看出，燃料退移速率最大的位置出現在火焰穩定區和等直段的相交點處，在不同區域燃料退移速度不同，火焰穩定區燃料退移速度相對較低，火焰穩定區下游退移速度出現峰值。等截面圓柱段初始階段退移速度較高，燃燒后期接近平均值。擴張段的燃料退移速度隨軸向位置的增加單調減小。燃料退移速度隨時間變化，燃燒趨向于將燃面輪廓變平，區域圓柱形。

圖16 PMMA藥柱1試驗燃面的退移Fig.16 Regression of PMMA fuel No.1 burning surface

圖17 PMMA藥柱2試驗燃面的退移Fig.17 Regression of PMMA fuel No.2 burning surface

圖18 PMMA藥柱1試驗燃面退移速率Fig.18 Regression rate of PMMA fuel No.1 burning surface

圖19 PMMA藥柱2試驗燃面退移速率Fig.19 Regression rate of PMMA fuel No.2 burning surface

4 結論

(1)試驗獲得了固體燃料超燃沖壓發動機燃燒室內彈道曲線，驗證了固體碳氫燃料能在超音速氣流中可靠點火，且穩定燃燒。

(2)發動機燃燒室壓強下降很快，分析認為是由于過渡段藥柱燃燒導致燃燒室通道變大造成，且沿著軸向壓強逐漸降低。

(3)發動機燃燒室內燃料退移速率最大的位置出現在火焰穩定區和等直段的相交點處，在不同區域燃料退移速度不同。火焰穩定區，燃料退移速度相對較低;火焰穩定區下游，退移速度出現峰值。

［1］Fry R S.A century of ramjet propulsion technology evolution［J］.Journal of Propulsion and Power，2004，20(1):27-58.

［2］劉小勇.超燃沖壓發動機技術［J］.飛航導彈，2003(2):38-42.

［3］李巖芳，鄭凱斌，陳林泉.固體燃料超燃沖壓發動機技術研究進展［C］//第二屆沖壓發動機學術會議文集，2007.

［4］Jarymowycz T A，et al.Numerical study of solid-fuel combustion under supersonic crossflows［J］.Journal of Propulsion and Power，1992，8(2):346-353.

［5］Ben-Arosh R，et al.Mixing of supersonic airflow with fuel added along the wall in a sudden expansion chamber［R］.AIAA 97-3241.

［6］Ben-Yakar A，et al.Experimental study of a solid fuel scramjet［R］.AIAA 94-2815.

［7］Ben-Yakar A.Investigation of the combustion of solid fuel at supersonic conditions in a ramjet engine［D］.M.Sc.Thesis，Dec.1995.

［8］Cohen B，et al.Experimental investigation of a supersonic combustion solid fuel ramjet［R］.AIAA 97-3237.

［9］Allen C W，et al.Fuel-air injection effects on combustion in cavity-based flameholders in a supersonic flow［R］.AIAA 2005-4105.

［10］Edens S G，King P I，Gruber M R，et al.Performance measurements of direct air injection in a cavity-base flameholder for a supersonic combustor［R］.AIAA 2006-4861.

［11］Ben-Yakar A，et al.Investigation of a solid fuel scramjet combustor［J］.Journal of Propulsion and Power，1998，14(1):447-455.

Experiment study on the principle of solid fuel scramjet

YANG Xiang-ming，LIU Wei-kai，CHEN Lin-quan，ZHENG Kai-bin
(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi＇an 710025，China)

Solid fuel scramjet was investigated by experiment.Ignition and combustion experiments that include solid hydrocarbon fuel and PMMA fuel were successfully done，which proved reliable ignition of the solid fuel in supersonic flow and stable combustion of the flame.Finally supersonic chamber characteristics of solid fuel were obtained.Combustion of PMMA fuel in supersonic flow was also investigated，and its regression rule was analyzed.Results show that regression rate of PMMA fuel changes with time，combustion outline tends to be plane and combustion region exhibits column.

scramjet;solid fuel;supersonic combustion;principle experiment

V435

A

1006-2793(2012)03-0319-06

2011-10-17;

2012-03-06。

航天科技集團科技創新研發項目。

楊向明(1981—)，男，工程師，研究方向為航空宇航推進理論與工程。E-mail:yxmdwj@163.com

(編輯:崔賢彬)