丁羥復合推進劑過載燃燒研究進展

李 猛，趙鳳起，張國輝，姚志成，李 武

(1.西安近代化學研究所燃燒與爆炸技術重點實驗室， 西安 710065； 2.山西北方興安化學工業有限公司， 太原 030008；3.內蒙航天動力機械測試所， 呼和浩特 010076)

1 引言

現代戰爭中武器系統的高精度、高速度、高突防能力成為使命成敗的決定性因素。如高速地空反導導彈、空空導彈、炮射導彈等，在高加速、強機動飛行或急轉彎過程中，會產生較大的飛行過載和橫向過載(30～100g)[1-3]。高速旋轉穩定的火箭增程和復合增程彈，其轉速達10 000～20 000 r/min[4-5]，推進劑燃面的過載達數萬g。過載加速度會影響火箭發動機裝藥的燃燒和內流場，導致推進劑燃速增大，燃燒室壓強增加，燃燒時間縮短，影響了裝藥燃燒產物的流動規律，使裝藥燃面推移與設計狀態相偏離，進而對發動機內彈道性能產生了重要影響；過載環境還惡化了裝藥包覆層的燒蝕環境，嚴重時導致包覆層防護失效，發動機燒穿解體。過載環境下的燃燒、流動、傳熱等與靜態相比發生了很大變化，復雜的侵蝕燃燒、傳熱、多相流動和結構響應的耦合效應，對推進劑及裝藥設計提出了新的技術難題。

20世紀60年代國外曾發生過高過載影響推進劑裝藥正常工作而導致彈箭武器裝備失效的諸多案例[6-8]，在此背景下美國國家航空航天局(NASA)的蘭利研究中心(langley research center)、錫奧科爾化工公司(thiokol chemical corporation)、美國海軍研究生院(naval postgraduate school)以及美國空軍的飛利浦實驗室等相繼投入大量的人力、財力來開展發動機及裝藥過載影響研究，開展了大量的過載條件下推進劑燃燒性能及裝藥內彈道性能試驗和數值模擬研究，闡明了過載條件下推進劑裝藥的燃燒規律和機理，為推進劑配方和藥型設計提供了指導。國內也從20世紀80年代末開始了一定程度的實驗和數值模擬研究[9-12]，主要集中在對國外研究的消化分析上，直到20世紀才開始特定型號發動機的試驗研究，未從配方體系及裝藥設計層面來對其開展影響研究，建立的燃燒特性測試表征手段也不完備，仿真研究工作開展的不夠深入。過載燃燒推進劑及裝藥技術研究是一個復雜的系統工程，有必要結合理論、數值仿真以及實驗手段對其進行充分系統研究。本文從過載燃燒測試表征、過載對推進劑燃燒性能、內彈道性能、燃燒流場的影響4個方面，對丁羥復合推進劑裝藥過載燃燒研究現狀進行了綜述，同時梳理了推進劑過載燃燒領域下一步的研究重點。

2 過載燃燒測試表征

國內外常用的測試推進劑裝藥過載燃燒特性的試驗手段[13-16]主要有轉臺式離心過載試驗系統和帶滑軌火箭撬。轉臺式離心過載試驗系統主要是通過讓推進劑裝藥繞固定軸旋轉而產生加速度過載的，且加速度過載值與推進劑裝藥距旋轉軸心的距離成正比，其示意圖如圖1(a)。主要用于模擬旋轉過載、飛行過載及大機動轉彎過載等狀態，當發動機裝藥在試驗系統上旋轉時，通過調節轉臺式離心過載試驗系統的轉速和傾斜角，可模擬飛行過程中由于彈體運動而產生的攻角，獲得燃燒室壓強、燃燒時間、燃燒溫度等測試參數；還可在此類試驗臺上加裝有透鏡的燃燒室，通過高速攝影系統，如圖1(b)，觀測推進劑燃燒時的火焰及燃面推移過程。基于轉臺式離心過載試驗系統，配合特殊燃燒室和檢測裝置，還可對旋轉過載條件下燃燒室內流場、絕熱層和噴管喉襯的燒蝕特性等開展研究。

這類裝置最大過載值與電機轉動速度與懸臂長度密切相關。Fuchs M D等[13]成功設計并開發了一款離心過載試驗系統，該系統可以同時對2個發動機進行離心試驗，推進劑表面的徑向加速度可以達到2 500g，測試發動機安裝在旋轉臂的末端，用特殊的方式消除由于推力不同帶來的速度變化。發動機中采用圓柱型端燃裝藥來研究旋轉過載下推進劑燃速增大現象。從國內張為華[14]、張如洲等[15]文獻中來看，國內已經具備開展加速度范圍0～500g的離心過載試驗，如近年西安近代化學研究所、航天六院內蒙航天動力機械測試所等均搭建了轉臺式離心式過載試驗系統。

圖1 過載燃燒試驗系統示意圖Fig.1 Acceleration-based combustion test system

離心式過載試驗臺除了試驗費用昂貴外，還難以克服科氏加速度的影響，導致無法真實模擬發動機飛行中的過載環境。通過助推發動機驅動帶滑軌火箭撬產生直線加速度過載，使得固體火箭發動機裝藥承受與之相同的過載值。加速度過載值與過載持續時間主要由滑軌長度、助推發動機功率和固體火箭發動機的質量決定。張翔宇等[16]利用火箭撬作為加速度加載試驗平臺和載體，對某防空導彈發動機開展了全尺寸火箭撬模擬飛行過載的試驗方法研究，獲得了火箭發動機壓強、加速度過載及振動量級等數據，并復現了過載產生不穩定燃燒的現象，其示意圖如圖2，其最大模擬過載值達到20g。

圖2 旋轉過載條件下推進劑燃燒火焰示意圖Fig.2 Photographs and schematic drawing of aluminized propellant combustion under acceleration

李江等[17]提出了一種模擬加速度過載下絕熱層燒蝕的試驗方法，其主要采用彎曲管道的離心慣性產生的粒子流沖刷絕熱層試件，最終通過不斷完善形成了該收斂-轉折裝置，能通過更換不同直徑的調節環和不同角度的試驗段來實現不同顆粒沖刷速度、聚集濃度和沖刷角度的改變，達到模擬發動機燃燒產物不同燒蝕環境下對絕熱層試件考核的目的，其結構如圖3所示。

圖3 火箭撬系統原理示意圖Fig.3 Diagram of working principle of rocket sled system

該裝置利用火箭發動機內流場計算結果作為初始條件，研究了不同速度、不同角度及不同濃度的凝聚相粒子對絕熱層的燒蝕規律，基于正交試驗給出了絕熱層材料的燒蝕及強、弱沖刷狀態下的燒蝕經驗公式。該試驗方法的粒子速度與濃度有正相關性，因此在模擬低速度和高濃度粒子流的沖刷方面存在缺陷。劉洋等[18]集成了振動試驗臺與上述模擬過載絕熱層燒蝕試驗系統，建立了振動與加速度過載耦合的絕熱層燒蝕試驗方法，并在此基礎上發展完善了加速度過載與振動耦合條件下絕熱層燒蝕研究的數值模擬方法，闡明了振動和加速度過載耦合下絕熱層燒蝕機理。

過載燃燒測試表征手段是開展抗過載推進劑研究的基礎條件。國外擁有多功能的、最大過載值高的燃燒性能測試平臺，能夠深入的研究推進劑及裝藥的過載燃燒規律和機理。而國內目前主要的過載燃燒測試平臺為轉臺式過載燃燒試驗系統，沒有集成抗高過載的成像系統，不能對推進劑過載燃燒微觀特性進行表征，僅依靠推進劑裝藥發動機的內彈道性能測試，反推獲得一些燃燒性能參數。因此需要完善過載燃燒微觀測試表征手段，實現對推進劑過載燃燒微觀測試表征，為分析推進劑過載燃燒特性規律和機理奠定基礎。

3 過載對推進劑燃燒性能的影響

關于丁羥復合固體推進劑燃燒特性加速度敏感性研究，國外已有不少研究成果。Claytont Crowe[19-21]、M.K.King等[22-23]提出了過載燃燒的物理和動力學模型，為建立推進劑加速度過載效應奠定了基礎。

Claytont Crowe等[19-21]采用轉臺式離心試驗系統研究了內孔燃燒復合推進劑裝藥的燃燒行為。研究表明，旋轉過載作用導致燃燒速度增大，并用燃燒速度增加率(ua/u0，過載場中燃燒速度與靜止燃燒速度的比值)表示配方體系中金屬粉含量、固體顆粒粒度、旋轉速度等對燃燒速度的影響。針對試驗現象，建立了燃燒模型，闡述了過載導致燃燒速度增大的機理，認為燃燒的金屬粒子在離心力作用下滯留在燃面上而成為熱源，導致了燃燒速度增大。

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其中:KP是與推進劑配方有關的常數，該公式適用于Pc為1.17～6.2 MPa，a為30～650 g，r0為0.4～2.6 cm/s的含鋁丁羥復合推進劑。

Krier H[24]對含鋁丁羥復合推進劑進行試驗研究發現，加速度會對推進劑的燃速產生影響，并且這個影響不是固定的，根據影響引入了一個加速度敏感系數，這個加速度敏感系數不是固定的常數，它會隨著推進劑的組分和加速度的變化而變化。

Baker等[25-26]利用高速攝影對旋轉的含鋁丁羥復合推進劑的燃面進行拍攝，觀察到燃燒鋁顆粒的慣性保持和表面凹坑的形成和發展，實驗結果如圖2所示。轉臺式離心過載試驗系統可產生的旋轉過載最大為900g，試樣為邊長6.35 mm的方形推進劑。基于燃氣從凹坑底部流動產生的浮力和高溫顆粒引起熱量傳遞增加等建立了分析模型，模型闡明了燃燒速度增加是由于熾熱顆粒在氣流作用下對推進劑表面的熱傳導作用引起的。

M.D.Fuchs[27]等采用[圖1(a)]開展了9種丁羥復合推進劑在旋轉過載條件下燃燒速度變化的試驗研究，如圖4所示。旋轉過載試驗的壓強范圍為2.5～16 MPa，旋轉過載值為0～700g，加速度過載與燃面外法線的夾角為0～30°。結果表明：加速度過載值、配方基礎燃燒速度、加速度過載方位角、氧化劑粒度等都對會造成燃燒速度增加。隨著旋轉過載值增大，推進劑燃燒速度的增加存在閾值，小于閾值時，旋轉過載值對燃燒速度增加率影響小，該閾值隨配方組分的不同區別較大。隨著過載方位角的增大，推進劑燃燒速度減小；隨著AP粒度增大，推進劑燃燒速度增大。

圖4 不同旋轉過載條件下的壓強-燃燒速度曲線Fig.4 Burning rate of baseline propellant versus combustion pressure at various acceleration levels

Mitani等[28]通過考慮鋁粉燃燒產生凹坑和顆粒的增長機制，推導了ua/u0的瞬變特性，研究了鋁粉含量對燃燒速度增加率、燃燒室壓強與加速度過載對殘渣量和成分的影響。

Greatrix[29-31]對非圓柱藥柱在過載情況下的燃燒進行了計算研究，構建了考慮離心加速度、縱向加速度、橫向加速度燃速模型。加速度過載下燃速是基本燃速、加速度、燃燒半徑和壓力的函數。

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W.N.Brundige等[32-33]采用硝胺取代復合推進劑中的AP，并開展了靜態和旋轉過載燃燒速度試驗研究。結果表明：靜態燃燒速度u0下降，旋轉過載燃燒速度增加率ua/u0增加，說明靜態燃燒速度降低會導致推進劑加速度敏感性增大。

A.D.Margolin等[34]認為旋轉過載對催化劑催化活性有影響。通過在推進劑配方中采用不同的燃速催化劑組合，開展了旋轉過載對推進劑燃燒性能的影響研究。研究表明：質量百分含量10%的PbO或5%的炭黑對旋轉過載燃燒速度基本沒有影響，但兩者同時添加時配方燃燒速度顯著增加；當加速度過載與推進劑燃面垂直時，質量百分含量0.1% 的PbO2和1.9% CuO組成的催化劑組合對推進劑燃燒速度的影響顯著減小。

M.J.Bulman[35]使用推進劑藥條研究了燃燒速度對旋轉過載的敏感性，結果表明，在高旋轉過載下，燃燒速度隨壓強的增大而增大。在3.5 MPa下，ua/u0隨旋轉過載緩慢增大；在1 000g時，ua/u0小于1。在6.9 MPa下，ua/u0在所有旋轉過載下基本恒定。

Abraham M等[36]研究了無金屬的雙基推進劑在普通環境和旋轉過載環境中的燃燒特性。研究發現，旋轉過載導致燃燒速度增加和發光火焰消失。Niioka T等人研究了改性雙基推進劑在旋轉過載條件下的燃燒速度。旋轉過載范圍是0～350g，燃燒室壓強范圍是2～8 MPa。結果表明，增加燃燒壓強后，改性雙基推進劑的旋轉過載敏感性降低。

Babuk V A[37]開展了加速度過載條件下復合推進劑中鋁粉燃燒團聚研究，結果表明，團聚體數量、化學組成、團聚體粒度及表層結構是加速度過載值和方位角的函數。拉伸和切向加速度使得團聚體內金屬含量增加，從而導致燃燒室內殘渣形成。壓縮加速度使得凝聚的燃燒產物在推進劑燃面上產生累積，進而使得燃燒速度增大。加速度場中復合推進劑的燃燒過程可分為如下幾個階段來進行表征：點火；金屬結團、凹坑形成；球團與凹坑增大、變形；凹坑邊緣相互作用；凹坑變淺；凹坑消失，整個推進劑燃面被片狀金屬滯留物淹沒。

國防科大的曹泰岳等[12,14,38]采用試驗和理論預估研究了旋轉過載對復合推進劑燃速的影響。結果表明：配方中鋁粉含量相同時，隨著鋁粉粒度增大，燃速加速度敏感性增大，反之亦然；高燃速復合推進劑加速度閾值高、燃速敏感性小；“錐-柱”形裝藥燃速敏感性大，星孔裝藥的加速度敏感性不及“錐-柱”形裝藥明顯；與靜態相比，旋轉過載下燃燒室中沉積物明顯增加。

北京理工大學的張如洲等[39-41]采用中止燃燒試驗方法研究了加速度對含鋁復合推進劑燃燒特性的影響。試驗觀測到熄火后藥柱燃面上有形狀各異的凹坑，分析其主要是由于凝聚相鋁顆粒在燃面上滯留造成的，它會使藥柱燃面的熱反饋大大增強，進而使得燃面增加，燃速增大。在分析計算結果的基礎上，獲得了增面效應燃速增加量、壓強效應燃速增加量、熱效應燃速增加量與時間的關系。

從上述梳理可以看出，國內外對丁羥復合推進劑過載燃燒研究較多，而對雙基系推進劑過載燃燒研究較少。雙基系推進劑裝藥是旋轉彈箭武器重要的動力能源，其具有優良的抗力學高過載能力，其與丁羥復合推進劑相比，屬于2種完全不同的配方體系，其黏合劑體系、增塑劑、氧化劑、燃燒劑及含量、催化劑等都有很大區別，且改性雙基推進劑燃燒劑鋁粉含量遠沒有復合推進劑高，其組分種類及含量對推進劑燃燒加速度敏感性影響程度如何尚不得而知，從丁羥復合推進劑過載燃燒情況來看，雙基系推進劑的氧化劑、燃燒劑、催化劑等都會嚴重影響推進劑的燃燒加速度敏感性，其過載燃燒機理與丁羥復合推進劑相差較大。

過載環境、裝藥藥型、推進劑配方及靜態燃燒性能等都會對其加速度敏感性產生重要影響。國外在推進劑燃燒性能過載敏感性方面開展了系統的試驗和理論研究，得出了配方組分的燃燒性能加速度敏感性影響規律，針對不同配方體系建立了多種過載燃燒模型。國內目前主要參照國外的研究方法，對過載影響了推進劑及裝藥的燃燒過程，使其燃燒速度增大，進而引起燃燒室壓強升高和燃燒時間減小這一定性結論是認可的。但缺乏對配方組分、靜態燃燒性能等對推進劑加速度敏感性系統研究，沒有掌握配方體系及組分對過載敏感性的影響規律，不能對其影響程度進行量化，雖采用國外燃燒模型，但其擬合參數不準確，使得計算與試驗結果偏差較大。沒有將推進劑過載燃燒試驗宏觀試驗結果與微觀觀測相結合，不能闡明過載燃燒機理。因此需要在完善深化過載燃燒測試表征手段基礎上，對推進劑配方體系進行深入研究，闡明過載燃燒機理，制定過載條件下推進劑燃燒性能設計原則，為抗過載推進劑裝藥研制提供指導。

4 過載對推進劑裝藥內彈道性能的影響

Langhenry.M.T等[42]討論了加速度過載對火箭發動機最重要的4個影響模式，即：與推進劑裝藥和燃燒室變形相關的機械模式、與加速度影響燃燒的熱動力模式、與加速度環境下燃燒流場相關的氣動模式、與裝藥應力狀態影響燃速相關的應力模式。并在火箭發動機內彈道性能計算中考慮了上述模式，從而綜合分析了加速度過載對發動機內彈道性能的影響規律，在與試驗結果對比的基礎上，結果表明：相比其他3種模式，應力模式影響是微弱的。并建議考慮侵蝕燃燒效應的影響，建立侵蝕燃燒與過載值之間的函數關系。

加拿大的Greatrix D.R.等在橫向加速度對火箭發動機性能影響方面開展了大量的研究工作。開展了與火箭發動機不穩定燃燒相關的結構振動影響研究，分析了軸向和側向振動過載對火箭發動機內彈道性能的影響[43]。

通過研究加速度過載下火箭發動機中的燃燒和流動情況，建立了燃燒室和噴管穩態及非穩態流場仿真數值模型，考慮了推進劑侵蝕燃燒，描述了橫向加速度過載對推進劑燃燒特性的影響，進一步預測了火箭發動機內彈道性能[44]。建立了軸向、橫向及旋轉離心加速度過載分量對推進劑燃燒性能影響的數值模型，并對星孔裝藥進行了評估[45-46]。

美國蘭利研究中心[47]對同一種推進劑在不同的徑向過載條件下開展了試驗研究，研究結果如圖5所示。推進劑在20g以下的過載條件時，壓強升高的變化是不明顯的；大于20g后，隨著徑向過載的加大，壓強升高的變化趨勢加強了。當徑向過載加大到一定的值后，壓強升高的變化漸漸趨緩。發動機在無加速度影響時的點火延遲時間約為0.143 s，在各種加速度條件下的點火延遲時間均大于0.143 s。美國海軍軍械測試站[48]對含鋁推進劑開展了靜態、地面旋轉過載及旋轉穩定飛行條件下的發動機試驗，其壓強-時間曲線如圖6。

圖5 過載燃燒試驗曲線Fig.5 The chamber pressure versus

圖6 NOTS 551的壓強-時間曲線Fig.6 Pressure curve at different accleration time of the motor test of NOTS 551

西北工業大學萬東等[49]采用轉臺式離心過載試驗系統，研究了高鋁粉含量低燃燒速度丁羥復合推進劑旋轉過載情況下的燃燒性能。研究表明，與高燃燒速度推進劑相比，低燃燒速度HTPB推進劑對垂直于燃面的過載更為敏感，加速度過載閾值較低，在過載數值較低情況下，就會出現燃燒速度的加速度敏感性，進而出現了燃燒速度增加。在相同工作壓強下，過載值為0～15g的范圍內，推進劑燃燒速度與過載近似呈線性關系；在相同過載水平下，隨工作壓強增加，推進劑旋轉過載效應越明顯。

李楨等[3]采用轉臺式離心過載試驗系統對雙基推進劑的內外燃與內端燃藥柱開展了50g條件下的過載燃燒試驗，其研究結果如圖7和圖8所示。

圖7 雙基推進劑裝藥壓強-時間曲線Fig.7 Pressure-time curve for a double-base propellant grain

圖8 改性雙基推進劑裝藥壓強-時間曲線Fig.8 Pressure-time curve for a modified double-base propellant grain

試驗發動機有內外2個測壓口，一個位于轉軸中心側，一個遠離轉軸中心側。結果表明：轉軸中心側壓強低于遠離轉軸側，主要是由于燃燒產物凝聚相顆粒在離心力作用下向遠離轉軸方向運動，使得燃燒速度增加、燃氣局部質量流率增大進而造成外側位置壓強增大。雙基推進劑裝藥試驗發動機內外側壓強差較小，而改性雙基推進劑內外側壓強差較大。并指出，裝藥設計時應選用加速度敏感性小的藥型，減少垂直于加速度過載的燃面在總燃面中的份額；盡量使燃速增大的燃面和燃速減小的燃面質量流率相互抵消。編制了加速度過載下零維和一維內彈道數值模型[50]，針對上述2種裝藥結構開展了內彈道計算，并與試驗結果進行了對比。

旋轉過載對推進劑裝藥內彈道性能總的影響趨勢是隨著旋轉過載值增大，點火延遲時間增加、燃燒室壓強增大、燃燒時間減小、裝藥燃燒拖尾段加長等。國外在過載影響裝藥內彈道性能方面開展的工作系統而深入，從不同過載值及過載角度、裝藥類型等方面進行了試驗研究，針對試驗類型建立了過載燃燒模型，并對裝藥燃燒內彈道模型進行了補充完善，通過對計算和試驗的壓強-時間曲線進行深入對比分析，建議考慮侵蝕燃燒效應的影響，建立侵蝕燃燒與過載環境之間的函數關系，并將其耦合到內彈道性能計算中，不斷逼近試驗的真實情況。國內僅采用國外的過載燃燒模型，結合零維或一維內彈道仿真模型，沒有考慮加速度對火箭發動機裝藥最重要的4個影響模式，使得計算方面不能逼近實際情況。推進劑裝藥靜態內彈道性能的核心是燃面變化，而過載環境下還受到過載環境、配方體系及裝藥結構等影響，尤其是當過載方向與燃面推移方向一致時，會導致濃縮的燃燒產物在裝藥燃面上進一步累積，致使燃速增大，燃面推移加快；當過載方向與燃面推移方向相反或相切時，燃燒產物在加速度作用下很快離開燃面，造成燃燒殘渣增加，含金屬推進劑殘渣中的金屬含量增加等。因此需要開展系統的試驗研究，并建立不同配方體系的過載燃燒內彈道性能計算模型，為過載環境下推進劑裝藥內彈道性能預估和設計提供指導。

5 過載對推進劑裝藥燃燒流場的影響

Tahsini.A.M等[51]采用數值方法研究了旋轉渦流對推進劑裝藥發動機流場的影響。結果顯示，由于裝藥及發動機的旋轉過載，從裝藥表面注入流場的燃燒產物有一個初始角速度，由于要保持動量守恒和徑向偏差，凝聚相粒子到達中心時角速度最大，但在近軸線上由于粘性的影響突然消失。高的旋轉渦流改變了徑向壓力分布和噴管的膨脹比，并最終改變了發動機的燃燒室壓力和燃燒時間，旋轉過載提高燃燒速率進而提高燃燒室壓強與旋轉渦流輕微減少了燃燒室壓強之間有平衡關系。

Mgaer A[52]建立了理論模型，獲得了旋轉對噴管流量的影響規律，結果表明，回旋流對內燃藥柱或端燃藥柱的噴管質量流量都有影響，旋轉角速度大時，對噴管質量流量影響小，當旋轉速度很大時，則影響明顯。Mnada[53]在此基礎上考慮了流體特性沿徑向的變化，得到軸向速度及噴管流量比，分析計算發現旋轉使噴管質量流量減少，并相應增加了燃燒室壓強。

Norton等[54]采用新模型進行的一維流動分析結果表明，增加噴管的收縮比、減小流體溫度和比熱比，都將增大燃燒室壓強對旋轉過載的敏感性，隨著轉速的增加，燃燒室壓強增大。Roger Dunlap[55]通過冷流試驗模擬了端面燃燒發動機內流場，表明高速旋轉時燃燒室及噴管內形成高速旋轉渦流。

J S Sabnis等[56]利用歐拉-拉格朗日方法計算了不同凝聚相顆粒在不同過載情況下的運動軌跡，發現小顆粒受過載的影響較小，大顆粒受過載的影響較大。旋轉過載導致顆粒沖擊絕熱層，加劇了絕熱層的燒蝕。在對顆粒軌跡進行修正的基礎上，采用歐拉-拉格朗日方法，對不同加速度情況下固體火箭發動機粒子軌跡進行了模擬，采用N-S方程求解連續相，結合拉格朗日方程分析了兩相流中的粒子軌跡，采用線性分塊隱式格式求解了連續方程的控制方程。為了將加速度影響包含在方程中，控制方程寫成了通用非線性格式，這種方法最終目的是進行完全耦合計算，計算結果表明加速度強烈影響著粒子對發動機流場、絕熱層以及噴管的侵蝕作用。

馬歇爾空間飛行中心[57]進行了大量的數值分析與計算，其中包含推斷側向加速度對兩相流顆粒沉積的影響，進而預測燃燒室內的顆粒沉積。隨著CFD的迅速發展，固體火箭發動機內流場數值計算已取得長足的進步，美國伊利諾斯大學高級火箭模擬中心[58-59]最新的計算模型已綜合考慮了兩相流動、化學反應、燃燒、粒子沉積、湍流脈動等的影響。

武淵等[60]將化學反應與兩相流耦合，建立了旋轉過載燃燒條件下鋁粒子燃燒模型，通過化學反應速率模型來模擬湍流燃燒，對含鋁推進劑固體火箭發動機在高過載條件下的內流場進行數值研究。結果表明，過載導致溫度場發生畸變的主要原因是過載對鋁滴分布的影響，在高溫氣相反應中，控制反應速率的主要因素為組分的擴散速度，組分的擴散速度與組分濃度梯度成正比，隨著鋁滴積聚處蒸發速率的提高，反應物鋁蒸汽濃度隨之升高，從而加快了反應速率，使該處的流場局部溫度遠高于平均溫度。許團委等[61]建立了固體發動機過載條件下內流場兩相流計算模型，開展了3種典型中、小飛行過載下的流場計算，詳細分析了燃燒室內凝相顆粒沖刷參數分布，并初步分析了顆粒聚集狀態與絕熱層燒蝕之間的關系。

近年來，國內已不滿足于僅分析三氧化二鋁粒子分布及其變化規律，張衛平等[62]針對發動機內旋渦流動現象，采用大渦模擬方法求解可壓縮N-S方程，研究了發動機縱向過載條件下的流動穩定性。通過內流場仿真得到了發動機后半段由于裝藥構型產生的旋渦脫落現象及由于旋渦脫落產生的內流場壓力振蕩頻率，但其沒有考慮燃燒、過載時結構振動等耦合因素，在過載一定時間后，過載所引起的壓力振蕩、速度振蕩影響逐漸消失，導致其流動與無過載情況差別較小，有望改進。而崔立堃[63]通過采用隨機顆粒軌道模型，將湍流脈動的影響考慮在內，考慮推進劑燃燒產物的多組分對處于不同過載狀態時的多組分兩相流場進行了計算。

加速度過載會引起燃燒室和噴管流場中的粒子局部聚集，對推進劑燃燒產物流動和裝藥燃面產生很大的影響。使得燃燒產物沿徑向的壓力、切向速度并不均勻，而是按特定規律分布；對于含有凝相顆粒的燃燒產物，凝相顆粒可能在離心力作用下對推進劑燃面形成機械剝蝕和傳熱增強；國外針對此因素提出了多種燃燒流場的修正公式，修正系數主要與凝相顆粒粒徑分布、旋轉過載角速度、推進劑表面的向心加速度、燃燒產物性質有關；凝相顆粒對推進劑表面的機械作用，還需考慮推進劑局部表面與氣流方向(即發動機軸向)的夾角。國外將其影響因素耦合到流場計算中，并進行了試驗驗證。而國內目前研究主要集中在兩相流動、燃氣的化學反應及粒子沉積等，沒有闡明過載燃燒機理，沒有建立相關模型，使得計算結果能定性表征過載燃燒流場，沒有對其進行試驗驗證，數值模型的準確性有待考證。因此國內應結合燃燒流場在線監測技術，共同促進推進劑裝藥過載燃燒流場數值仿真模型的盡快建立。

6 結論

1) 深化過載燃燒特性測試方法。推進劑及裝藥過載燃燒試驗主要還是基于轉臺式離心過載試驗系統開展裝藥的內彈道性能試驗，缺乏從微觀層次對侵蝕燃燒特性細節的了解，也缺乏推進劑過載燃燒速度的測試表征方法，使得過載燃燒機理缺乏可靠的研究和驗證手段。

2) 集成燃燒流場、熱結構、侵蝕燃燒及內彈道特性的耦合仿真。過載燃燒研究涉及到了燃燒、傳熱、熱結構、氣動力學等多學科，當前的單純過載燃燒速度經驗公式、兩相流模擬、內彈道性能計算等已無法滿足科學認知的需要，需要開展諸如考慮侵蝕燃燒的過載燃燒模型研究、過載燃燒燃面推移與燃燒流場的耦合仿真、含缺陷裝藥燃燒與流場的耦合仿真、過載與點火雙重加載模式下的燃燒與力學耦合仿真等。

3) 過載燃燒推進劑及裝藥設計方法。在完善深化過載燃燒特性測試表征手段基礎上，開展新型高性能推進劑配方體系的過載燃燒規律試驗，建立過載燃燒模型，闡明過載燃燒機理。在推進劑及裝藥設計階段考慮降低或避免加速度敏感性的要求，通過調節配方變量、裝藥構型并進行過載燃燒驗證性試驗，制定過載燃燒推進劑及裝藥設計方法。