固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展

夏智勛，陳斌斌，黃利亞，王德全，馬立坤

（國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院，湖南長(zhǎng)沙 410073）

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SDR）簡(jiǎn)稱固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，也稱管道火箭，是一種組合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行組合，以沖壓空氣攜帶的氧作為氧化劑，降低推進(jìn)劑中氧化劑含量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，相比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖提高3～5倍。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)可顯著提高以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力系統(tǒng)的導(dǎo)彈射程，是新一代超聲速巡航導(dǎo)彈的理想動(dòng)力系統(tǒng)。采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速巡航導(dǎo)彈射程遠(yuǎn)，突防能力強(qiáng)，且成本低，可靠性高，作戰(zhàn)相應(yīng)快，已成為世界各國(guó)研究熱點(diǎn)[1-3]。

鑒于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的飛快發(fā)展，本文對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)研究歷程、相關(guān)技術(shù)進(jìn)行綜述與總結(jié)，以期發(fā)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展規(guī)律和存在問題，為發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展提供思路。本文首先展示了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制進(jìn)展，然后針對(duì)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)、貧氧推進(jìn)劑、高效燃燒組織、轉(zhuǎn)級(jí)等關(guān)鍵技術(shù)開展綜述，最后介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程涉及的基礎(chǔ)燃燒問題。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)研制進(jìn)展

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的相關(guān)研究始于20 世紀(jì)50 年代，發(fā)展歷程大致可分為以下幾個(gè)階段[1，2，4-10]：

20 世紀(jì)50 年代初期至60 年代后期，是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)概念提出和方案探索階段。該時(shí)期發(fā)動(dòng)機(jī)方案主要仿照液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，采用串聯(lián)或并聯(lián)助推器，結(jié)構(gòu)復(fù)雜而笨重，加上貧氧推進(jìn)劑比沖低，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)用性較差。美國(guó)采用高能含硼貧氧推進(jìn)劑（簡(jiǎn)稱含硼推進(jìn)劑）提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，由于燃燒組織困難，研制工作一度停滯。20 世紀(jì)60 年代后期，蘇聯(lián)研制成功第一個(gè)以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的“SA-6”防空導(dǎo)彈，采用整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案，大大減小助推器質(zhì)量，提高了導(dǎo)彈實(shí)用性能。在中東戰(zhàn)爭(zhēng)中，取得出色戰(zhàn)果，展示了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)越的使用性能，帶來固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制熱潮。

20 世紀(jì)70 年代初期至90 年代后期，是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段。在70 年代初期至80 年代中期，以整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)為核心，各國(guó)掀起了一股研究熱潮，美國(guó)、德國(guó)、法國(guó)等相繼開展了多種固沖發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用項(xiàng)目的研制工作，突破了整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)、無噴管助推器等技術(shù)。但受限于燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)能力差，高能含硼推進(jìn)劑的研制及燃燒組織困難，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研究工作陷入低谷。期間法國(guó)探索了非壅塞燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)，研制了Rustique發(fā)動(dòng)機(jī)，但調(diào)節(jié)能力有限。德國(guó)[6]開展了壅塞式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)庹{(diào)節(jié)技術(shù)研究，可調(diào)范圍較寬，但受限于當(dāng)時(shí)技術(shù)水平，不足以滿足應(yīng)用需求。20 世紀(jì)80 年后期至90 年代后期，隨著相關(guān)技術(shù)的積累，以燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)和高能含硼推進(jìn)劑技術(shù)為核心，各國(guó)重新掀起固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研究熱潮。在此時(shí)期，德國(guó)[10]在相關(guān)領(lǐng)域取得了顯著成果，至1999 年EURAAM 計(jì)劃結(jié)束時(shí)，含硼推進(jìn)劑中硼含量可達(dá)35%，體積熱值可達(dá)51 MJ/L，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)比10∶1，且燃燒性能優(yōu)越。

21 世紀(jì)初至今，隨著關(guān)鍵技術(shù)的相繼突破，各軍事強(qiáng)國(guó)進(jìn)入燃?xì)饬髁靠烧{(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行演示論證階段。美國(guó)先后開展了3 項(xiàng)以燃?xì)饬髁靠烧{(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈項(xiàng)目，包括超聲速掠海靶彈“Coyote”（“山狗”，代號(hào)GQM-163A，如圖1 所示）、高速反輻射導(dǎo)彈（HSAD）和三目標(biāo)終結(jié)者導(dǎo)彈（T3），其中“山狗”靶彈已小批量裝備軍隊(duì)。歐洲“Meteor”（流星，如圖2 所示）空空導(dǎo)彈于2002 年開始研制，2006 年進(jìn)入飛行試驗(yàn)階段，先后完成了研制飛行試驗(yàn)、制導(dǎo)飛行試驗(yàn)和綜合集成飛行試驗(yàn)。2016 年7 月11 日瑞典空軍宣布流星導(dǎo)彈正式列裝配備鷹獅戰(zhàn)斗機(jī)，該導(dǎo)彈具有當(dāng)前同類導(dǎo)彈最先進(jìn)技術(shù)水平，比沖可達(dá)9 000 N?s/kg，燃燒效率可達(dá)92%。德國(guó)還進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)巡航速度，擬用于平均速度達(dá)馬赫5 的低空攔截器[4]。日本2009 年開展了兩發(fā)可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的演示飛行試驗(yàn)。2010 年啟動(dòng)XASM-3 反艦導(dǎo)彈項(xiàng)目，采用燃?xì)饬髁靠烧{(diào)式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，于2017 年8 月首次公布XASM-3 導(dǎo)彈實(shí)彈測(cè)試成功，計(jì)劃裝備日本航空自衛(wèi)隊(duì)[11]。

圖1 “山狗”靶彈Fig.1 “Coyote”target missile

圖2 “流星”導(dǎo)彈Fig.2 “Meteor”missile

國(guó)內(nèi)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究起步于20世紀(jì)70 年代，80 年代中期航天科工集團(tuán)第三研究院仿制“SA-6”防空導(dǎo)彈，開展了國(guó)內(nèi)首次固沖發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)。之后進(jìn)入燃?xì)饬髁靠烧{(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制階段，國(guó)防科技大學(xué)于2010 年11 月完成了國(guó)內(nèi)首次流量可調(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力飛行試驗(yàn)，目前已進(jìn)行多次非壅塞式及壅塞式燃?xì)饬髁靠烧{(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力飛行試驗(yàn)，航天動(dòng)力技術(shù)研究院于2013 年6月完成了燃?xì)饬髁靠烧{(diào)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力飛行試驗(yàn)[12]。國(guó)防科技大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、中國(guó)航天科工集團(tuán)和中國(guó)航天科技集團(tuán)等單位相繼開展了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究，取得大量研究成果，推動(dòng)了我國(guó)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展[7，13-18]。

縱觀固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制歷程，可以發(fā)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制已有70 余年，經(jīng)歷了多次興起和跌落，每次興起和跌落往往伴隨著關(guān)鍵技術(shù)的突破或提出，從整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)、無噴管助推器，到高能含硼推進(jìn)劑及其高效燃燒組織、燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)等關(guān)鍵技術(shù)。目前相關(guān)技術(shù)已取得全面突破，多個(gè)軍事強(qiáng)國(guó)已完成了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)，開始進(jìn)入型號(hào)研制階段。國(guó)內(nèi)在該領(lǐng)域同樣取得了突破性成果，但發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)指標(biāo)，如比沖和流量調(diào)節(jié)比等低于國(guó)際先進(jìn)水平。歸根結(jié)底在于基礎(chǔ)科學(xué)問題研究不夠透徹，技術(shù)水平存在差距，需開展更深入研究。

2 關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)包括：發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)、貧氧推進(jìn)劑技術(shù)、燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)、補(bǔ)燃室高效燃燒組織技術(shù)、熱防護(hù)技術(shù)、無噴管助推技術(shù)、超聲速進(jìn)氣道技術(shù)、轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)、試驗(yàn)技術(shù)、數(shù)值模擬技術(shù)等。貧氧推進(jìn)劑及其在補(bǔ)燃室的高效燃燒組織、燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)等技術(shù)是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的特有關(guān)鍵技術(shù)，本文針對(duì)這些技術(shù)及轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)進(jìn)行了綜述。

2.1 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)

燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)可實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力可調(diào)，對(duì)實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)寬包絡(luò)、大機(jī)動(dòng)飛行具有重要意義。自20 世紀(jì)90 年代以來成為世界各國(guó)研究熱點(diǎn)，是新一代可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的典型特征。燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)根據(jù)燃?xì)夂聿渴欠褊杖煞譃檑杖胶头芹杖絻煞N：非壅塞式流量調(diào)節(jié)技術(shù)具有自適應(yīng)特性，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但流量調(diào)節(jié)范圍有限，流量大小無法主動(dòng)控制；壅塞式流量調(diào)節(jié)技術(shù)調(diào)節(jié)范圍較寬，不受外部環(huán)境影響，可實(shí)現(xiàn)流量精確控制，是當(dāng)前主要流量調(diào)節(jié)方式。根據(jù)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)對(duì)象又可分為3 種：變喉面調(diào)節(jié)、變?nèi)济嬲{(diào)節(jié)和變?nèi)妓僬{(diào)節(jié)。最具有實(shí)用價(jià)值的是變喉面調(diào)節(jié)方案，已成為世界各國(guó)的首選方案。

高溫高壓燃?xì)饬髁康膶挿秶_調(diào)節(jié)難度大。國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)該技術(shù)開展了大量研究，主要包括流量調(diào)節(jié)過程的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性以及流量調(diào)節(jié)控制技術(shù)等方面研究[7，19-20]。燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程是指在調(diào)節(jié)過程中，各參數(shù)隨時(shí)間的響應(yīng)特性，如流量調(diào)節(jié)的負(fù)調(diào)特性。調(diào)節(jié)過程通常希望負(fù)調(diào)時(shí)間短，負(fù)調(diào)量小。馬立坤[21]通過理論分析，建立了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)負(fù)調(diào)理論，指出該現(xiàn)象是系統(tǒng)的固有特性。牛文玉等[22-23]建立了燃?xì)饬髁靠煽氐娜細(xì)獍l(fā)生器的小擾動(dòng)線性化動(dòng)態(tài)模型，指出流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)是一個(gè)非最小相位系統(tǒng)，具有變參數(shù)特性和強(qiáng)非線性特性。何坤等[24-25]得出了負(fù)調(diào)現(xiàn)象的起始條件、終止條件和影響因素，指出合理控制脈沖頻率可有效抑制負(fù)調(diào)。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)控制研究需要根據(jù)控制對(duì)象建立相應(yīng)的動(dòng)態(tài)模型，采用合適的控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)象控制。目前主要針對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)進(jìn)行閉環(huán)控制，補(bǔ)燃室壓強(qiáng)涉及燃?xì)馀c空氣的摻混燃燒，動(dòng)態(tài)建模較困難，控制效果尚不理想[22，26-28]，需要進(jìn)一步研究。

經(jīng)過近30 年的研究，國(guó)內(nèi)外已突破燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)?！傲餍恰睂?dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了滑盤閥方案，通過對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)進(jìn)行閉環(huán)控制，流量調(diào)節(jié)比達(dá)到10∶1，可拓展至12∶1[6]。德國(guó)拜恩公司針對(duì)新研制的低空攔截器固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了二次燃?xì)馔ǖ婪桨?，?dāng)飛行器達(dá)到一定高度后，打開二次燃?xì)馔ǖ酪詼p小燃?xì)饬髁?，可緩解燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的技術(shù)難度[4]?！吧焦贰卑袕椀腗ARC-R282 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了柱塞滑閥方案，日本固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了旋轉(zhuǎn)閥方案。俄羅斯的R-77M 導(dǎo)彈的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了針閥方案，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)比可達(dá)9∶1[20]。國(guó)內(nèi)航天科工集團(tuán)第三研究院、國(guó)防科技大學(xué)、航天動(dòng)力技術(shù)研究院等單位主要采用滑盤閥方案，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)比達(dá)到8∶1[7，21]。

2.2 貧氧推進(jìn)劑技術(shù)

貧氧推進(jìn)劑能量性能直接決定發(fā)動(dòng)機(jī)理論性能，其點(diǎn)火燃燒特性影響發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作性能。但由于燃燒組織困難，燃燒效率低，含硼推進(jìn)劑技術(shù)是制約固沖發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)之一。

20 世紀(jì)60 年代以來，世界各軍事強(qiáng)國(guó)一直致力于含硼推進(jìn)劑研究，連續(xù)實(shí)施了有關(guān)研究發(fā)展計(jì)劃。國(guó)內(nèi)學(xué)者郝利峰等[12]、張瓊方等[29]先后對(duì)國(guó)內(nèi)外含硼推進(jìn)劑技術(shù)進(jìn)展進(jìn)行了綜述，包括硼顆粒點(diǎn)火燃燒特性、推進(jìn)劑燃燒特性提高途徑、推進(jìn)劑配方優(yōu)化以及推進(jìn)劑測(cè)試表征技術(shù)。總結(jié)發(fā)現(xiàn)，推進(jìn)劑燃燒特性提升途徑主要包括采用更易燃燒的無定型硼、加入易燃或低熔點(diǎn)金屬、硼顆粒表面包覆、硼粉團(tuán)聚處理、使用含能黏合劑取代惰性黏合劑等方式[29-30]。改善硼粉、推進(jìn)劑點(diǎn)火和燃燒的技術(shù)途徑各有利弊，在進(jìn)行推進(jìn)劑配方設(shè)計(jì)和性能調(diào)節(jié)時(shí)，應(yīng)綜合考慮利用。

結(jié)合公開資料分析，可以發(fā)現(xiàn)德國(guó)突破了含硼推進(jìn)劑配方技術(shù)，其“流星”導(dǎo)彈用的含硼推進(jìn)劑代表了國(guó)外最高水平，推進(jìn)劑熱值可達(dá)50 MJ/L，燃燒速度約為12～14 mm/s，燃?xì)鈮簭?qiáng)指數(shù)0.4～0.5 左右[8]。法國(guó)和美國(guó)等暫未突破含硼推進(jìn)劑燃燒性能關(guān)鍵技術(shù)，“山狗”靶彈采用了能量水平略低的碳?xì)湄氀跬七M(jìn)劑。目前國(guó)內(nèi)也已突破了含硼推進(jìn)劑技術(shù)，湖北航天化學(xué)技術(shù)研究所和內(nèi)蒙古合成化工研究所已可進(jìn)行批量裝藥。

2.3 高效燃燒組織技術(shù)

補(bǔ)燃室是推進(jìn)劑化學(xué)能轉(zhuǎn)化為熱能的主要場(chǎng)所，補(bǔ)燃室內(nèi)高效燃燒組織是推進(jìn)劑能量充分釋放的重要保障，長(zhǎng)期以來受到各國(guó)學(xué)者熱切關(guān)注。補(bǔ)燃室內(nèi)燃燒過程是高溫一次燃?xì)馀c沖壓空氣的非預(yù)混多相湍流燃燒過程，涉及摻混過程、氣相燃燒過程、顆粒燃燒過程以及各子過程間的相互耦合作用。燃燒組織需要滿足上述物理化學(xué)過程完成所需時(shí)間空間條件。

國(guó)內(nèi)外大量學(xué)者開展了補(bǔ)燃室的摻混燃燒研究[17，31-36]，包括參數(shù)影響規(guī)律研究，參數(shù)包括補(bǔ)燃室長(zhǎng)度、二次進(jìn)氣角度、頭部距離等結(jié)構(gòu)參數(shù)，獲得了結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)補(bǔ)燃室摻混燃燒性能的影響規(guī)律。部分學(xué)者探索了摻混裝置、多噴嘴構(gòu)型以及引入高溫燃?xì)馍淞鞯热紵M織方式。在此基礎(chǔ)上，一些學(xué)者開展了補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究，采用基于響應(yīng)面優(yōu)化的方法，對(duì)不同結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算優(yōu)化，獲得了參數(shù)影響強(qiáng)弱關(guān)系及相對(duì)較佳補(bǔ)燃室構(gòu)型。

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域大量補(bǔ)燃室構(gòu)型被提出，包括不同燃?xì)獬隹谛问?、進(jìn)氣道出口形式等，多種燃燒組織形式也被提出，如二次燃燒、旋流燃燒等。固沖補(bǔ)燃室燃燒組織技術(shù)取得了顯著進(jìn)展，補(bǔ)燃室摻混燃燒性能獲得顯著提升?！傲餍恰睂?dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，采用雙下側(cè)進(jìn)氣道、簡(jiǎn)化二次進(jìn)氣和燃?xì)鈨蓢娍趥?cè)噴方案，燃燒效率可達(dá)92%[6]?！吧焦贰卑袕椀腗ARC-R282 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，采用X 型進(jìn)氣道、多孔燃?xì)鈬娮欤色@得約90% 的燃燒效率[2，34]。國(guó)內(nèi)采用含硼推進(jìn)劑的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率，據(jù)報(bào)道可達(dá)94%以上[16，18，36]。

2.4 轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)需要依靠助推加速至起動(dòng)馬赫數(shù)才能工作，因此，帶來了助推器和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工況轉(zhuǎn)換，也就是轉(zhuǎn)級(jí)過程。通常是整體式助推器結(jié)束工作后，通過轉(zhuǎn)級(jí)控制，打開進(jìn)氣道入口和出口堵蓋，使空氣進(jìn)入補(bǔ)燃室。同時(shí)燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作。整個(gè)轉(zhuǎn)級(jí)過程約在300～500 ms 內(nèi)完成，但涉及物理化學(xué)過程多，伴隨著飛行器內(nèi)外流場(chǎng)劇烈變化、堵蓋等結(jié)構(gòu)件的解鎖分離、燃料的可靠點(diǎn)火、穩(wěn)定燃燒以及控制規(guī)律相互匹配等復(fù)雜問題，需要各個(gè)部件均能迅速切換狀態(tài)及可靠工作，難度較大。多次飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)能否順利轉(zhuǎn)級(jí)直接關(guān)系試驗(yàn)成敗。

轉(zhuǎn)級(jí)過程涉及多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，包括發(fā)動(dòng)機(jī)堵蓋設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道壓力震蕩和起動(dòng)問題、轉(zhuǎn)級(jí)過程時(shí)序設(shè)計(jì)[7，37-38]。堵蓋主要包括進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋、燃?xì)獍l(fā)生器堵蓋。通?？煞譃閽侂x式和不可拋離式?？蓲伿蕉律w包括拋離式、可消耗式等。拋離式方案已應(yīng)用于多種超聲速導(dǎo)彈型號(hào)，技術(shù)較為成熟，但存在拋出物損傷飛行器本體的可能。可消耗式堵蓋結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，附加質(zhì)量小，通常不存在損傷飛行器本體的風(fēng)險(xiǎn)，是一種較具吸引力的方案，適用于進(jìn)氣道出口堵蓋和燃?xì)獍l(fā)生器堵蓋。但存在制造難度大、可靠性較差的問題，尚未發(fā)展成熟。不可拋式堵蓋主要指可轉(zhuǎn)動(dòng)堵蓋，通常應(yīng)用于進(jìn)氣道入口堵蓋，避免了損傷飛行器本體的風(fēng)險(xiǎn)，但增加了附加質(zhì)量，轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)較復(fù)雜。轉(zhuǎn)級(jí)過程另一個(gè)關(guān)鍵問題是進(jìn)氣道壓力震蕩和起動(dòng)問題。當(dāng)進(jìn)氣道入口堵蓋打開而出口堵蓋未打開時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)會(huì)出現(xiàn)自激震蕩現(xiàn)象，增加飛行器控制難度，降低結(jié)構(gòu)可靠性。同時(shí)，需要避免由于燃料供應(yīng)規(guī)律不匹配導(dǎo)致補(bǔ)燃室壓力過高帶來的進(jìn)氣道不啟動(dòng)問題。這些問題對(duì)轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)序均提出了要求，需要合理控制進(jìn)氣道入口和出口堵蓋打開時(shí)間間隔，匹配好燃料供應(yīng)規(guī)律。

2.5 技術(shù)總結(jié)

綜上所述，國(guó)內(nèi)外固沖發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)已取得較大突破，可支撐固沖發(fā)動(dòng)機(jī)向?qū)嵱没较虬l(fā)展。但發(fā)動(dòng)機(jī)性能與可靠性仍需進(jìn)一步提高服務(wù)應(yīng)用，國(guó)內(nèi)技術(shù)水平與國(guó)外先進(jìn)水平存在一定差距，需要我們加緊技術(shù)攻關(guān)，迎頭趕上。

燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)方面后續(xù)工作需要進(jìn)一步提高燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)范圍，提高燃?xì)饬髁靠刂凭?。在控制?duì)象方面，需要實(shí)現(xiàn)補(bǔ)燃室壓強(qiáng)閉環(huán)控制，并最終發(fā)展至發(fā)動(dòng)機(jī)推力閉環(huán)控制。在控制方法方面，需要根據(jù)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)過程的非線性特性，發(fā)展合適的控制方法。此外，有必要?jiǎng)?chuàng)新燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)方式，發(fā)展出調(diào)節(jié)范圍更寬、實(shí)用性更強(qiáng)的流量調(diào)節(jié)裝置。

含硼推進(jìn)劑后續(xù)工作一方面需要加快工程應(yīng)用研究，系統(tǒng)開展含硼推進(jìn)劑配方優(yōu)化和裝藥工藝研究，進(jìn)一步提高推進(jìn)劑能量性能和生產(chǎn)性能；同時(shí)，全面開展發(fā)動(dòng)機(jī)、推進(jìn)劑以及絕熱層等匹配性試驗(yàn)，突破工程化應(yīng)用技術(shù)。另一方面需深化基礎(chǔ)科學(xué)問題研究，深入開展硼粉燃燒特性及促燃方法研究，努力提高推進(jìn)劑使用性能；大力開展含硼推進(jìn)劑燃燒機(jī)理研究，建立推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型，全面提升推進(jìn)劑配方設(shè)計(jì)水平。補(bǔ)燃室燃燒需實(shí)現(xiàn)在寬空燃比、寬工作壓強(qiáng)范圍內(nèi)均具有較高燃燒性能，甚至兼顧熱防護(hù)性能。此外，在提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率的同時(shí)，需要考慮補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)等問題，優(yōu)化補(bǔ)燃室構(gòu)型，進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖。

轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)發(fā)展方向主要包括以下方面：首先需加強(qiáng)堵蓋設(shè)計(jì)，重點(diǎn)發(fā)展可消耗式堵蓋，提高工作可靠性；其次加強(qiáng)轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)序控制研究，應(yīng)更充分考慮助推器附加熱源的影響，一方面合理設(shè)計(jì)助推器裝藥，減少殘藥產(chǎn)生；另一方面合理設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)序，優(yōu)化時(shí)序判據(jù)，兼顧轉(zhuǎn)級(jí)迅速性和安全性能。

3 燃燒基礎(chǔ)問題與研究進(jìn)展

盡管固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已取得顯著突破，仍需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)研究水平具有清醒的認(rèn)識(shí)。以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒過程為例，涉及多種燃燒過程，包括推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生一次富燃燃?xì)?、一次燃?xì)馀c沖壓空氣在補(bǔ)燃室內(nèi)的多相湍流燃燒，以及其中的含能凝項(xiàng)顆粒燃燒過程等。目前對(duì)于推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒機(jī)理、補(bǔ)燃室內(nèi)湍流燃燒理論認(rèn)識(shí)仍不足，模型缺乏或精度不高，不能很好地預(yù)示推進(jìn)劑燃速及發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能等，只能通過試驗(yàn)探索，研制成本居高不下，性能提升難以為繼。迫切需要對(duì)主要燃燒過程及其機(jī)理開展研究，深入認(rèn)識(shí)其燃燒流動(dòng)特性，明晰影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能的本質(zhì)規(guī)律，從而探索提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能的方法措施。本文對(duì)國(guó)內(nèi)外推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒機(jī)理、多相湍流燃燒機(jī)理、顆粒燃燒機(jī)理研究進(jìn)展進(jìn)行了展示，為后續(xù)研究提供思路。

3.1 推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒機(jī)理

含硼推進(jìn)劑在燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)的自維持燃燒過程包含異質(zhì)推進(jìn)劑內(nèi)部導(dǎo)熱與熱解，燃面處的氣-固化學(xué)反應(yīng)與熱-質(zhì)耦合輸運(yùn)，含能凝相顆粒的點(diǎn)火燃燒，燃?xì)庵蓄w粒與顆粒之間以及顆粒與氣相之間的相互作用等復(fù)雜的物理化學(xué)過程。高焓多相富燃燃?xì)馊绾紊?、如何演化，以何種狀態(tài)進(jìn)入補(bǔ)燃室等問題的回答是研究高焓多相富燃燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室內(nèi)進(jìn)一步能量釋放的前提和依據(jù)。

然而目前對(duì)貧氧推進(jìn)劑一次燃燒過程缺乏準(zhǔn)確的認(rèn)識(shí)，一次燃燒機(jī)理不明，一次燃燒產(chǎn)物狀態(tài)參數(shù)難以獲得。一方面導(dǎo)致推進(jìn)劑配方設(shè)計(jì)缺乏依據(jù)，另一方面影響補(bǔ)燃室燃燒性能預(yù)示。迫切需要開展推進(jìn)劑燃燒機(jī)理研究，建立推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型。現(xiàn)有研究[39]主要從宏觀層次對(duì)其燃燒特性（如燃速、燃燒波結(jié)構(gòu)）進(jìn)行評(píng)估和測(cè)試，燃燒模型屬于唯象模型范疇，無法滿足推進(jìn)劑技術(shù)發(fā)展需求，需要開展推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型。

目前細(xì)觀燃燒主要針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的復(fù)合推進(jìn)劑。在該方面，美國(guó)高級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)仿真中心CSAR 的研究人員做出了大量開創(chuàng)性的工作，已開發(fā)出三維、多物理場(chǎng)耦合的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)仿真軟件。2000 年第一次實(shí)現(xiàn)了全三維復(fù)合固體推進(jìn)劑的仿真。復(fù)合推進(jìn)劑選用AP/HTPB推進(jìn)劑，氧化劑顆粒周期性分布。此后，模型獲得進(jìn)一步改進(jìn)，如在復(fù)合固體推進(jìn)劑細(xì)觀模型生成算法方面采用分子動(dòng)力學(xué)的事件驅(qū)動(dòng)法，進(jìn)行AP/HTPB 復(fù)合固體推進(jìn)劑細(xì)觀模型的生成；使用Knott的算法生成固體推進(jìn)劑并進(jìn)行三維燃燒場(chǎng)的計(jì)算；在建立細(xì)觀固體推進(jìn)劑模型時(shí)，考慮大尺寸顆粒的影響以及處理極小直徑AP 顆粒的方法。隨著模型的發(fā)展，可進(jìn)行更加詳細(xì)的計(jì)算，實(shí)現(xiàn)氣相區(qū)、固相區(qū)以及燃面退移的完全二維耦合計(jì)算，可分析純AP 分解的不穩(wěn)定性以及顆粒尺寸對(duì)推進(jìn)劑燃速的影響。將上述二維計(jì)算擴(kuò)展到三維計(jì)算，可實(shí)現(xiàn)AP/HTPB 復(fù)合固體推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型全三維氣相、固相及燃面非均勻退移耦合計(jì)算。燃面追蹤方法從原來的映射方法改進(jìn)為水平集（level set）方法，可計(jì)算燃面沿著推進(jìn)劑裂紋擴(kuò)展燃燒或是考慮有金屬顆粒的燃燒。

經(jīng)過10 余年的發(fā)展，復(fù)合推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型可以實(shí)現(xiàn)真實(shí)推進(jìn)劑的眾多物理特性的計(jì)算，如：氧化劑顆粒在黏合劑中隨機(jī)分布的打包算法、固相區(qū)三維非穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)、非平行層燃燒規(guī)律燃面非穩(wěn)態(tài)退移、耦合非穩(wěn)態(tài)情況下從燃面噴射出反應(yīng)物的三維燃燒場(chǎng)等[40]。除了美國(guó)高級(jí)火箭仿真中心外，佐治亞理工大學(xué)、法國(guó)的ONEAR 也進(jìn)行了類似的研究，其采用的技術(shù)手段與高級(jí)火箭仿真中心尚存一定差距。目前，對(duì)于基于顆粒填充的貧氧推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型，國(guó)內(nèi)還少見報(bào)道，國(guó)防科技大學(xué)針對(duì)NEPE 固體推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型開展了研究，初步建立了NEPE 推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒仿真平臺(tái)[39]。今后有必要大力開展貧氧推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒機(jī)理研究，建立貧氧推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型及數(shù)值仿真方法，提高推進(jìn)劑配方優(yōu)化設(shè)計(jì)水平。

3.2 多相湍流燃燒機(jī)理

含硼固沖補(bǔ)燃室內(nèi)部湍流燃燒過程涉及多相湍流摻混、凝相顆粒彌散與團(tuán)聚、燃燒與傳熱等過程，呈現(xiàn)高度復(fù)雜的非線性與多尺度特征。多相射流如何與空氣有效摻混，凝相顆粒在補(bǔ)燃室內(nèi)如何高效燃燒，多相流動(dòng)與燃燒如何耦合作用等是提升固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率的核心基礎(chǔ)性問題。

早期模擬主要針對(duì)無反應(yīng)的流動(dòng)過程[41]，采用分區(qū)建模的方法將發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室分為多個(gè)區(qū)域，但區(qū)域間耦合求解困難。隨后，學(xué)者開始用雷諾時(shí)均方法對(duì)湍流流場(chǎng)進(jìn)行統(tǒng)一計(jì)算，以歐拉方法求解連續(xù)相，通過湍流模型對(duì)流動(dòng)過程進(jìn)行模擬，湍流燃燒模型求解燃燒流場(chǎng)，實(shí)現(xiàn)補(bǔ)燃室內(nèi)氣相燃燒過程模擬。為模擬多相流場(chǎng)，引入拉格朗日方法求解離散項(xiàng)，然后與連續(xù)相耦合求解，建立了多相流計(jì)算方法。大量學(xué)者通過該方法開展了補(bǔ)燃室內(nèi)多相湍流燃燒過程，分析補(bǔ)燃室流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和參數(shù)影響規(guī)律，加深了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)特征的認(rèn)識(shí)。

但當(dāng)前數(shù)值模擬方法計(jì)算精度較低，計(jì)算速度也難以滿足日益增長(zhǎng)的工程需要，因此需要發(fā)展精度更高、速度更快的數(shù)值方法。為更準(zhǔn)確地模擬湍流流動(dòng)過程，學(xué)者們逐漸引入大渦模擬技術(shù)研究發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)，但所需時(shí)間長(zhǎng)，雷諾時(shí)均求解N-S方程仍是主要方式。針對(duì)湍流燃燒過程，為提高計(jì)算速度，湍流燃燒模型由渦團(tuán)破碎模型（EBU）燃燒模型逐漸向概率密度模型（PDF）燃燒模型過渡，后者簡(jiǎn)化了化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)求解過程，將求解精度轉(zhuǎn)移到PDF 表格計(jì)算中，大大縮減了燃燒流場(chǎng)的計(jì)算時(shí)間，獲得顯著發(fā)展，雖然結(jié)合多相流燃燒的尚少見，但它將是近期發(fā)展趨勢(shì)。由于離散相對(duì)燃燒流場(chǎng)的顯著影響，針對(duì)離散相的計(jì)算求解愈發(fā)重要，包括離散相的運(yùn)動(dòng)模擬和點(diǎn)火燃燒過程模擬，需要發(fā)展更加精確的模型提升模擬精度。

3.3 硼顆粒點(diǎn)火燃燒機(jī)理

在含硼固沖發(fā)動(dòng)機(jī)一次燃?xì)庵泻写罅磕囝w粒，主要成分包括硼、碳等多種凝相產(chǎn)物，可占燃?xì)饪傎|(zhì)量的70%以上，硼、碳顆粒及其化合物燃燒放熱量可達(dá)一次燃?xì)饪偡艧崃康?0%以上。一次高焓富燃燃?xì)馍淞髦信?、碳顆粒在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火燃燒，是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)高效燃燒組織的核心問題之一。如何高效組織一次高焓富燃燃?xì)馍淞髦信?、碳顆粒在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火燃燒，是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中的重大技術(shù)難題，有必要深入研究硼、碳顆粒點(diǎn)火燃燒機(jī)理，點(diǎn)火燃燒過程因素影響規(guī)律及調(diào)控規(guī)律研究，提高顆粒燃燒效率，實(shí)現(xiàn)顆粒燃燒熱的充分利用。碳顆粒燃燒研究較多，本文主要綜述了硼顆粒點(diǎn)火燃燒進(jìn)展。

近年來硼顆粒點(diǎn)火燃燒成為研究熱點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已初步建立硼點(diǎn)火燃燒理論[42-45]。硼顆粒點(diǎn)火燃燒過程分為兩個(gè)階段：顆粒著火后短暫發(fā)亮的點(diǎn)火階段和持續(xù)劇烈氧化的燃燒階段。點(diǎn)火階段認(rèn)為是帶有液態(tài)氧化層硼顆粒的反應(yīng)階段，由于B2O3熔點(diǎn)低，黏性大，在加熱過程中形成一層液態(tài)氧化層覆蓋在硼顆粒表面，阻礙硼燃燒，點(diǎn)火階段通過蒸發(fā)及表面異相反應(yīng)去除氧化層，當(dāng)氧化層消耗完畢，即進(jìn)入燃燒階段；燃燒階段被認(rèn)為是潔凈硼顆粒與環(huán)境中氧化性氣體的劇烈氧化反應(yīng)過程。由于硼沸點(diǎn)高（4 139 K），不易發(fā)展為蒸發(fā)燃燒模式，而是與碳顆粒相似，屬于表面燃燒模式，氧化性氣體擴(kuò)散吸附至顆粒表面與硼發(fā)生表面反應(yīng)，產(chǎn)生的中間氣相產(chǎn)物B2O2擴(kuò)散至環(huán)境中進(jìn)一步氧化燃燒，生成最終產(chǎn)物B2O3。但當(dāng)在高溫高壓及低氧等環(huán)境，硼顆粒燃燒會(huì)表現(xiàn)出單階段燃燒現(xiàn)象，目前尚缺乏合理解釋。

理論建模方面逐漸形成了兩類模型：一種是以King 模型、Williams 模型、PSU 模型等為代表的半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?；另一種是普林斯頓大學(xué)Zhou 等建立的詳細(xì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型。前者不考慮全部反應(yīng)，以一步或多步總包反應(yīng)進(jìn)行簡(jiǎn)化，因此簡(jiǎn)單易于應(yīng)用，但不能完全反映真實(shí)的物理過程，尤其是中間產(chǎn)物的產(chǎn)生消耗，受限于簡(jiǎn)化處理，存在較大誤差，如當(dāng)前硼顆粒點(diǎn)火模型預(yù)測(cè)精度較低，相關(guān)點(diǎn)火機(jī)理尚不明確；后者考慮全部化學(xué)反應(yīng)，可以反映整個(gè)燃燒過程，具有更高的精度，但過程復(fù)雜，計(jì)算量大，目前尚不能達(dá)到工程應(yīng)用水平。此外，由于缺少化學(xué)動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，導(dǎo)致目前模型精度不足。但總體而言，隨著計(jì)算水平的提高，該方法是未來發(fā)展趨勢(shì)，有必要深入研究。

4 總結(jié)與展望

綜上所述，國(guó)內(nèi)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，并已取得關(guān)鍵技術(shù)的全面突破，開始進(jìn)入型號(hào)研制階段。但跟國(guó)外先進(jìn)水平仍有差距，部分技術(shù)可靠性不足，需要繼續(xù)加強(qiáng)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，如提高燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)范圍和精度，提高轉(zhuǎn)級(jí)過程成功率等。結(jié)合燃燒基礎(chǔ)問題研究進(jìn)展，對(duì)后續(xù)基礎(chǔ)研究工作提出了以下建議：深化推進(jìn)劑細(xì)觀燃燒模型研究、補(bǔ)燃室內(nèi)多相湍流燃燒過程數(shù)值方法研究及顆粒點(diǎn)火燃燒理論研究，完善相關(guān)機(jī)理，改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示方法，從而加強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程認(rèn)識(shí)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)水平。最后提倡固體推進(jìn)技術(shù)創(chuàng)新，推動(dòng)固體推進(jìn)技術(shù)向著更高速度（固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等）、更智能可控（如電控固體發(fā)動(dòng)機(jī)）等方向發(fā)展，進(jìn)一步豐富和發(fā)展固體推進(jìn)技術(shù)。