可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望

霍东兴，闫大庆，高 波

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.中国航天科技集团公司四院四十七所，西安 710025；3.中国航天科技集团公司第四研究院，西安 710025)

可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望

霍东兴1，闫大庆2，高 波3

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.中国航天科技集团公司四院四十七所，西安 710025；3.中国航天科技集团公司第四研究院，西安 710025)

概述了国外固体冲压发动机应用与进展情况，综述了国内外总体设计技术、高温燃气流量调节技术、转级技术、无喷管助推器技术、含硼贫氧推进剂及燃烧组织技术、试验及分析技术的研究进展，分析了关键技术发展趋势。最后提出后续发展建议：采用多种技术手段进一步拓宽固冲发动机工作包络，使固冲发动机使用方便可靠；改进固体贫氧推进剂配方，进一步提高推进剂能量；发展高温燃气流量调节技术，减轻系统质量；重视发动机转级过程中动态性能的研究。

固体冲压发动机；可变流量；流量可调

0 引言

固冲发动机以高热值、高密度的固体贫氧推进剂为燃料，比冲是传统固体发动机的3～4倍。与液体冲压发动机相比，具有以下优点：一是全固体动力，结构简单、使用维护方便；二是工作过程中不会熄火，可靠性高；三是固体燃料密度高，可使动力系统体积更小。十多年来，国内可变流量固体冲压发动机(固冲发动机)技术取得了长足进步。整体式固冲发动机关键技术较多，且部分部件如转级机构、助推器等的设计方案也不唯一，各方案的成熟度参差不齐。因此，有必要对当前的技术进展情况进行较系统地梳理和分析。

本文主要对十多年来的国内外固冲发动机的技术进展进行综述，分析技术发展趋势并提出后续研究建议，为我国固冲发动机技术的进一步发展提供借鉴。

1 国外应用及进展概况

1.1 美国

美国的固体火箭冲压发动机(又称固体管道火箭)在20世纪50～80年代经历了曲折艰难的推进过程[1]。硼的高效燃烧问题、燃料的烟雾特征问题，曾使固冲发动机的研制工作受阻。尽管如此，大西洋研究公司、赫克勒斯公司等在固冲发动机关键技术方面取得了较大成就，主要体现在发动机的总体设计和分析、无喷管助推器、流量调节技术等方面。

1986年之后，美国先后实施了VFDR项目、HSAD项目，成功完成了固冲发动机飞行试验[2-3]。AEROJET公司的MARC-R282固冲发动机在GQM-163A超音速掠海飞行靶弹上得到应用，并装备美国海军。2006年以来，美国空军先后提出了联合双任务空中优势导弹(图1)(Joint Dual Role Air Dominance Missile，JDRADM)、新一代导弹(Next Generation Missile，NGM)，目的是研制一种新型空射双用途导弹来执行空战和压制敌防空任务，用来取代AIM-120超视距空空导弹和AGM-88“哈姆”(HARM)反辐射导弹。2012年2月13日，“出于经济可承受性原因”美国空军取消了JDRADM/NGM项目。后续执行的计划为三类目标终结者(Triple Target Terminator，T3)项目。据报道，T3导弹(图2)的动力系统采用固冲发动机。2014年，T3项目已由DARPA转由美国空军负责，并提交了最终测试报告，由此推测冲压发动机等关键技术已经成熟[4-5]。

2010年8月10日，Aerojet公司成功验证了用于固冲发动机的先进固体燃料，它具有高能、高燃烧效率、低可见性的特点。可看出，尽管美国的空空导弹计划多次修改，但动力装置主要采用固冲发动机方案，发动机技术不断得到发展。

1.2 德国

1990年之前，德国主要以反舰导弹为应用背景，开展固冲发动机技术研究，先后攻克了含硼推进剂的燃烧、硼粒子的燃烧促进方法，开展多发飞行试验，不断改进流量调节阀、转级机构、可抛喷管助推器等关键部件的设计方案。随着小直径大调节比流量调节装置、无喷管助推器技术的突破，2000年左右开始研制应用于“流星”空空导弹的可变流量固体火箭冲压发动机[6-11]。该导弹已经完成所有研制工作，处于试生产阶段。2016年4月28日，“流星”导弹从“阵风”战斗机上成功进行首次制导发射，攻击了一个空中目标，这是“流星”导弹集成到该战斗机上的一个重要里程碑。

为了使防空导弹获得接近Ma=5的平均巡航速度，Bayern-Chemie公司对以固冲发动机为动力的低空拦截器性能进行了评估[12]。主要设计方案为：首先，用固体助推器将拦截器从零速加速到约Ma=2；然后，助推器分离，二级助推器的推进剂装填于固冲补燃室内部，形成整体式结构，它使导弹进一步加速至转级马赫数；最后，固冲发动机工作使导弹完成拦截任务。发动机采用环形头部进气道方案，在助推段进气道入口处于封堵状态；进气道出口处设置出口堵盖，使进气道免受二级助推器的高温燃气烧蚀。二级助推器工作后，进气道压缩锥向后移动，使入口打开，出口堵盖用火工装置打开，并从补燃室排出。级间舱上的气流通道见图3。为提高补燃室燃烧效率，空气分前后两股进入补燃室；当飞行到一定高度后，二次燃气通道打开，以减小燃气流量。这种采用二次燃气通道的方案可以缓解流量调节机构的技术难度。

1.3 日本

文献[13-15]报道了日本固冲发动机的结构和试验情况，指出了今后重点开展的研究工作。该发动机采用了双下侧二元进气道布局形式，在进气道入口处设置有可抛式封堵装置，以减小气动阻力和保护进气道结构。飞行试验是从地面发射、海面飞行，试飞器工作过程包括辅助助推器燃烧阶段、整体式助推器燃烧阶段、过渡阶段、冲压燃烧阶段、滑翔阶段。通过多发飞行试验，获得了推力控制及机体控制性能技术数据，达到了预期目标。后续开展的研究为：固冲发动机轻质化、无喷管助推器、进气道堵盖的机理研究、扩大流量调节装置的流量调节范围。据公开报道，日本和英国从2014年开始进行合作，研发以固冲发动机为动力的内埋远程空空导弹。

从国外进展来看，美国、德国均拥有先进的固冲发动机技术。美国的固冲发动机在超音速掠海飞行耙弹上得到应用，正在发展的T3导弹也拟采用固冲发动机。德国研制的固冲发动机在“流星”空空导弹上得到成功应用；他们还进一步提高发动机巡航速度，拟用于平均速度达Ma=5的低空拦截器。

2 关键技术进展

2.1 固冲发动机总体设计技术

在固冲发动机研制初期，由于部件方案很不成熟，一般采用先部件独立设计、验证，再总体集成设计的方法，设计周期较长。随着燃气流量调节技术、转级技术等“瓶颈”的全面突破，整体式可变流量固冲发动机方案日趋成熟，总体优化设计技术快速发展。

国外在吸气式导弹/动力总体优化设计方面已经开展了较为深入的研究，形成了多个一体化设计平台，能够满足发动机方案估算、详细设计、性能评估等各种需求，该平台显然也适用于固冲发动机的总体设计。文献[16]开展了机弹一体化优化设计的遗传算法研究，目的是设计带有固体助推器的以冲压发动机为动力的舰载导弹。该导弹系统的预示性能用专门的程序来得到，通过遗传算法，给出了较优设计方案，证明了设计方法的可行性。21世纪以来，随着超燃冲压发动机技术的突破，国外已经致力于高超音速飞行器一体化工具的开发[17-19]，实现对武器系统的优化，这种工具适合于各种吸气式发动机为动力的飞行器。国外研究表明，建立保信度高、计算成本可控的动力模型是完成弹机一体化设计的关键。它能够根据不同的设计目标，构建合适的优化模型，以较低的计算成本达到目标。

国内对固冲发动机总体优化设计方法的研究已起步，主要是建立发动机质量模型、性能模型及弹道模型，采用遗传算法开展总体优化设计。1997年，文献[20]以某防空导弹为例建立了整体式固冲发动机与导弹一体化优化设计模型。结果表明，经过一体化优化设计，挖掘了整体式固冲发动机的设计潜力，导弹弹道性能明显提高。2002年以来，国防科技大学研究了以固体冲压发动机为动力的导弹的总体优化设计[21-23]，探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化设计，选择的目标函数是导弹起飞质量最小，或者在固定发动机质量条件下，导弹飞行距离最大的单目标优化模型，表明通过一体化优化设计，可提高冲压发动机和导弹的总体性能。文献[24]利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行结合，自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统，为发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。文献[25]提出了以导弹综合特性为目标函数来优化固体火箭冲压发动机设计参数的思路，利用遗传算法进行了非壅塞式固体火箭冲压发动机设计参数的优化，表明当参数选择适当时，以非壅塞式固冲发动机为动力的空空导弹在较宽的工作包线内，也能具有优秀的飞行性能，空空导弹的平均飞行速度得到了提高。

对于固冲发动机性能计算，国外主要采用了理论方法，即沿各典型截面分别进行参数计算，最终获得发动机性能。国内的计算方法主要采用理论和工程相结合的方法，主要是用工程的方法对补燃室燃烧效率进行预示，取得了较好效果。由于发动机性能模型的复杂性(特别是工作边界)，很难用数学解析方法描述发动机性能。为此，文献[26]开发了基于离散数据的固冲发动机性能分析软件，采用多维插值、多项式拟合、多项式求根、等值面计算、逻辑运算等方法，能够获得描述发动机工作特性的曲线、曲面和实体，从而可对发动机性能进行多维度深入分析，为发动机精细化设计奠定了一定基础。

文献[27]评价了发动机各部件设计中应注意的问题，提出了应加强的研究工作，为固冲发动机的研制指明了方向。根据冲压发动机工作原理可知，仅仅燃气流量可调并不能将热力循环调节到最佳状态，原因在于进气道和喷管几何固定，总有一个部件存在较大损失，影响了发动机综合性能。文献[28]对固冲发动机总体设计中存在的问题进行了系统分析，提出“开源节流”的设计思想，认为只有进气道、燃气流量、喷管均可调，才能实现固冲发动机热力循环的最佳化。当然，要实现这样的目标在技术上存在很大挑战。

文献[29]基于一维气动理论，建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型，对发动机工作特性进行了分析，表明冲压喷管可调后，发动机工作包线扩大，比冲提高。文献[30]对进气道可调、喷管可调及进气道/喷管复合调节固冲发动机性能进行了对比分析，表明喷管可调要比进气道可调所带来的优势更大，可作为下一步突破的重点。

国内针对固冲发动机/弹的气动、动力一体化设计进展较为缓慢，影响着发动机性能的较好发挥。文献[31]将基于Kriging模型的近似技术引入固冲发动机导弹气动优化设计，使导弹升阻比提高了21.9%。可见，弹机一体化设计的潜力巨大，能够从武器系统最优的角度对发动机进行优化。

上述研究表明，固冲发动机总体设计技术正朝着弹机一体化优化设计的方向发展，为拓宽固冲发动机工作包络、获得更优的发动机总体性能，可调喷管技术、可调进气道技术是达到这一目的的重要手段。

固冲发动机的比冲性能至少和高度、速度、燃气流量密切相关，不同工况下的比冲性能差异较大。流星导弹固冲发动机的含硼推进剂热值达到50 MJ/L的水平[11]，据此估算10 km下的最大比冲约9 000 N·s/kg。从文献[26]的分析数据可见，国内含硼固冲发动机的比冲性能可达8 000 N·s/kg以上，与国外先进水平非常接近。文献[98]报道了非壅塞式固冲发动机在高度800 m、Ma=2.4～2.8的飞行比冲为6 500 N·s/kg。2.2 高温燃气流量调节技术

固冲发动机燃气流量调节技术对于拓宽工作包络、提高发动机加速能力、实现多种攻击弹道等有重要作用，也是可变流量固冲发动机的典型特征。尽管改变燃气流量的方法有变喉面调节、变燃面调节、变燃速调节等多种方案，但最具潜力、最有实用价值的还是变喉面调节方案。

美国的Miller W早在1981年就对多种阀型的性能进行了评估，性能由优到劣依次为柱塞滑阀、转轴阀、截盘阀、旋转凸轮阀等[32]，MARC-R282固冲发动机就应用了柱塞滑阀。德国研制的“流星”导弹固冲发动机采用了滑盘阀方案，通过对燃气发生器压强的闭环控制，实现燃气流量的精确控制。日本的固冲发动机采用了旋转阀(rotary control valve)方案。公开资料表明，德国研制的流量调节装置的流量调节比可达12∶1。

十多年来，国内对燃气流量调节技术进行了大量深入研究，关键技术取得全面突破。文献[33-35]分别以气动锥型阀、滑盘阀为对象，分析了燃气发生器负调特性的影响因素及系统的频率特性，表明燃气流量可控的燃气发生器具有变参数特性，具有很强的非线性特性。吕晓武[36]对固冲发动机控制参数的研究表明，由于冲压发动机推力不能直接测量，选取进气道出口静压与来流总压之比为控制参数是理想的参数。

文献[37]对滑盘阀进行了详细设计和约20 s的地面热试验证，表明这种调节阀可以满足需求。文献[38]为改进燃气发生器的调节精度，在压力闭环中引入模糊积分控制，即使在长时间工作下，响应速度、超调量等动态特性仍较好。刘源翔等[39-40]对燃气发生器压强控制系统进行研究，提出一种前反馈自适应PID控制方案，克服了系统参数摄动对控制带来的影响，提高了系统的响应速度与控制精度。曹军伟等[41]通过仿真分析研究了燃气流量的负调现象，发现负调量随空腔长度的增大而增大，随调节时间的增大而减小。李毅等[42]采用DSP+FPGA主协处理器方案设计了工程实用的发动机模拟器，并将其用于控制器测试系统及半实物仿真试验中，表明整个系统设计方案性能稳定、运行可靠、实时性强，取得理想效果。

综上所述，国内流量调节装置的流量调节比最大约为8∶1，与国外还有一定差距。流量调节技术首先是一个热结构问题，需要通过合理选材和阀型设计，满足热防护、强度、动密封的要求；它还是一个控制问题，目前都采用了压强闭环控制技术，针对特有的负调现象，通过控制参数的优选得到一定改善；从调节原理来看，调节性能与贫氧推进剂的压强指数、凝相成分及其含量的关系非常密切。因此，需要结合推进剂配方优化，综合解决燃气流量调节问题。

2.3 转级技术

转级机构主要包括进气道入口堵盖和出口堵盖，在助推段，2个堵盖均封堵，出口堵盖承受高达十几兆帕的助推器工作压强。转级时，两堵盖依次打开，使高速气流顺利进入补燃室，启动续航段的工作。当采用可抛喷管助推器时，可抛喷管的解锁时序也属于转级技术之一。已经开展的主要研究内容包括出口堵盖材料的选择、结构设计以及入口堵盖机构设计。

美国的HSAD项目固冲发动机补燃室进气口处为铰接堵盖[2]，助推器工作结束后，堵盖向补燃室内部打开。“流星”导弹固冲发动机的进气道入口堵盖(即进气道的压缩面)为铰接结构[7-8]，助推段时处于“撑起”状态，减小气动阻力并封堵进气道，转级时转换到“放下”状态，空气进入进气道。该发动机进气道出口堵盖的方案有脆性材料破碎式和机械打开式等多种方案，可从有关专利文献中查阅。

文献[43]提出一种可烧蚀堵盖方案：由钯和铝组成层压板结构，并用相同材料制成点火片，插入到助推器装药内部，以加速堵盖的引燃。文献[44-45]对转级技术进行了探讨，介绍了多种结构简单、实用性强的进气道入口、出口和燃气喷嘴堵盖，重点研究了一种泄流式进气道堵盖方案。杨石林[46]、何勇攀[47]等利用数值仿真研究了进气道出口堵盖打开前后的流场变化过程，认为出口堵盖先打开、入口堵盖后打开的方案，进气道起动时间短，且压强峰值小，更有利于发动机转级。郭昆等[48]总结了冲压发动机在转级过程气动方案设计、进气道流动分析、转级时序设计等方面所面临的关键技术，指出了在超燃冲压发动机转级技术研究、转级过程数值仿真、地面试验验证等方面还存在不足。

转级时间是指助推级工作结束到续航级推力稳定所间隔的时间。日本研制的飞行试验发动机采用了可抛喷管助推器和GAP固体贫氧推进剂，在直连中测得的转级时间为0.18～0.22 s,2次飞行试验实测值分别为0.15 s和0.17 s[14]。

转级技术是冲压发动机的重要关键技术，根据发动机结构的不同，转级部件方案差异很大。目前，应用较多的是机械可抛式入口堵盖、铰接式无抛出物入口堵盖、破碎式进气道出口堵盖、可烧蚀式进气道出口堵盖等。转级过程时间短暂，流动复杂，动态特征显著。因此，要重视转级机构在动态条件下的工作可靠性。

2.4 无喷管助推器技术

20世纪80年代，美国学者对无喷管助推器技术进行了大量研究，认为具有结构简单、成本低的特点，应用领域主要是冲压发动机的助推器、大型固体助推器等。无喷管助推器虽然结构简单，但工作过程较常规固体发动机复杂，主要体现在工作过程的非定常性、侵蚀燃烧、以及推进剂燃速与装药结构之间的匹配性。文献[49-50]用数值仿真的方法研究了双燃速串装药柱无喷管助推器的性能，表明在后段采用低燃速推进剂后，平均压强提高，助推器比冲性能得到提高。他们用X射线分析技术研究了喉部燃面的退移规律，获得了瞬时燃速和侵蚀比，为性能预示奠定了基础。在大量试验数据分析的基础上，已经发展了通用无量纲侵蚀燃烧模型[51]，内弹道性能预示精度显著提高，在此基础上建立了一维非定常内弹道性能预示模型，为设计方案优化提供了有力工具。文献[52]对无喷管助推器设计中的装药结构、侵蚀燃烧、两级装药燃速匹配等关键问题进行了分析，为无喷管助推器的设计提供了借鉴。

喷管堵盖对于助推器的气密检测、防止异物对药柱产生损伤等是非常必要的，但如果设计不当，可能会对载机造成影响。文献[53]分析了尾喷管堵盖的设计要求，提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案，用试验证明了设计的正确性。

对比分析国内外性能指标，无喷管助推器比冲均可达2 000 N·s/kg以上。由于无喷管助推器压强分布梯度大，必然引起药柱变形，从而对推进剂的力学性能提出较高要求。药柱变形、特别是低温条件下的药柱完整性对无喷管助推器性能的影响还需进一步研究。

2.5 高能含硼贫氧推进剂及燃烧组织技术

硼的高热值、高密度、无毒等优越性能使其成为高能富燃推进剂的优选燃料。文献[54]综述了国内外在调节含硼富燃料推进剂的点火、燃烧性能所采取的技术途径，提出了改善含硼富燃料推进剂燃烧性能的方法。燃烧是固冲发动机从化学能向机械能转化的关键一步，补燃室燃烧组织技术一直是固冲发动机技术的研究热点，目的是获得较高的补燃效率。对于以含硼推进剂为燃料的固冲发动机，研究工作主要从以下几方面开展。

(1)硼粒子的点火燃烧模型。通过本项研究，要搞清硼和氧气的燃烧过程、燃烧机理，获得影响燃烧过程的因素，从推进剂配方、补燃室结构设计、混合燃烧过程等方面，采取有利于燃烧的措施。胡建新等[55-56]针对硼颗粒在补燃室内通常会受到高速气流作用的特点，采用液滴破碎的附面层理论，研究了带有液态氧化层的硼颗粒在高速气流中的气流剥离现象，在King点火模型的基础上建立了高速气流中硼颗粒点火模型，给出了硼颗粒周围边界层内温度场、浓度场及颗粒燃烧速率随雷诺数的变化规律，为补燃室燃烧组织的设计提供了理论依据。霍东兴[57]运用UDF将硼粒子点火燃烧King模型用于补燃室燃烧流场仿真，获得了不同粒径的硼粒子在补燃室内的点火燃烧位置，为燃烧组织优化提供了有力工具。敖文等[58-59]采用热天平分别研究了硼粉在空气、CO2、N2和O2气氛下的燃烧特性，获得了硼在4种不同气氛下的热反应动力学参数。针对粒径和晶体对硼颗粒燃烧的影响机理，他们还用激光点火系统研究了硼颗粒的点火燃烧特性[60]，同时用光纤光谱仪和高速摄影仪，分析了火焰形态及燃烧过程中的发射光谱[61]。研究表明，硼粒子的点火燃烧模型对于准确模拟补燃室内的燃烧流动过程具有重要意义，利用CFD软件的DPM模型来模拟补燃室内硼粒子的点火燃烧过程是一种方便有效的技术手段。

(2)补燃室燃烧组织优化。补燃室内的多相掺混燃烧流场的研究，目的是揭示补燃室内部的非预混燃烧过程，了解流场结构，从而从燃气喷射方式、进气方式等方面提出提高燃烧效率的措施。国内外都采用了以数值仿真为主，试验研究为辅的方法进行研究。前期主要应用纯气相流场的仿真，如文献[62]将补燃室流场简化为简单可燃气体和空气的燃烧过程；然后，采用冷流模拟的试验方法进行试验研究[63-64]，在补燃室气流中播撒粒子，用成像的方法获得补燃室内的混合图像，获得了补燃室流场信息。之后，大量应用数值仿真的方法开展研究[65-67]。高岭松基于N-S方程、RNGk-ε湍流模型和涡破碎模型，对壅塞式固冲发动机补燃室流程进行三维数值模拟，研究了补燃室设计参数和工作参数对燃烧效率的影响，获得了有益结论。影响补燃室燃烧效率的因素很多，影响规律难以用精确的解析式来表示，胡建新等[68]采用响应面法结合数值模拟的优化方法，对某补燃室进行优化设计，得到了合理的优化结果。莫展等[69]对补燃室长度对发动机性能的影响进行了CFD分析，表明随着长度的增大，发动机性能先增加、后下降。程吉明[70]、田凌寒[71]等选择了影响燃烧效率的多种结构因素，基于正交试验原理安排试验方案。结果表明，结构因素对二次点火延迟时间影响由强到弱依次为补燃室长度>空气入射角度>头部距离，对二次燃烧效率影响由强到弱依次为头部距离>补燃室长度>空气入射角度。方差分析表明，头部距离对二次燃烧效率影响作用较显著，其他因素的影响作用有限。严聪等[72]对二次进气补燃室粒子沉积进行数值研究，表明在小空燃比时，沉积主要受燃烧控制，在大空燃比时，沉积主要受漩涡控制；当一次进气质量流量增大时，沉积区域变化不大，但沉积量却不断增加。随着对硼粒子在补燃室内的点火燃烧模型的改进，刘道平[73]、胡旭[74]等采用修正的King模型对多种进气道结构下的补燃室燃烧效率，得到有益结论。张鹏等[75]用实验和数值模拟相结合的方法证实等离子体可明显强化含硼两相流的燃烧过程，提高硼颗粒的燃烧效率。

(3)应用粒子采样技术对补燃室成分进行分析。尽管数值模拟得到了有益的理论指导，但不少研究者仍努力通过试验手段对燃烧流场进行诊断。王增辉等[76-77]用等动力采样技术对补燃室粒子进行采样和分析，对补燃室内的凝相成分有了更加清晰的认识。吴秋等[78]提出一种补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法，凝相产物的成分，研究表明硼的燃烧效率随着补燃室长度增加而升高，自发动机轴线向壁面的径向变化过程中，硼的燃烧效率逐渐降低。

由于直连试验只能模拟内流，无法体现内外流之间的相互影响。攻角、侧滑角引起进气量的变化，以及空气流经过进气道压缩后存在的气流畸变等都很难用直连试验来研究。近年来，可变流量固冲发动机的内外流一体化数值模拟技术得到发展。牛楠等[79-80]建立了进气道/补燃室一体化流场数值模型，研究了燃气流量调节过程中(空燃比改变)、以及姿态变化时发动机性能和流场结构的变化规律。蔡飞超等[81]建立了进气道/弹体内外流场一体化数值模型，能够同时获得进气道的内流特性和全弹的外流特性，在全弹总体方案设计中具有显著的实用价值。

近年来，日本对硼粒子的点火燃烧技术进行了深入细致地研究[82-89]，通过试验手段获得了硼粒子点火燃烧时间，还对采用锆和镁来促进硼燃烧的效果进行了评估。通过小型的实验装置点火试验，表明一次火焰温度超过了2 090 K，且和压强无关，与高温空气混合燃烧后的二次燃烧温度较高。添加镁后，在较低温度下的硼的点火延迟时间分成了2个阶段，点火性能得到改善。锆在空气中点火较容易，但延迟时间比滞留时间还长。他们研究了超过20种金属粒子在补燃室内的燃烧情况，表明当地温度和空燃比是增强燃烧的重要因素。硼粒子的燃烧时间随着环境温度的增加而减小，硼的燃烧过程包含2个阶段，环境温度对这两个阶段的影响规律是不一致的，但都随着环境压强的增大而减小。补燃室燃烧效率和燃气发生器的富燃燃气有关，硼的燃烧效率随着滞留时间的增加而增大。

国外对高能含硼贫氧推进剂及燃烧组织技术的研究已经有40多年的历史，推进剂中的硼含量可达到50%，燃烧效率可达92%。国内贫氧推进剂的含硼量约为40%，燃烧效率也可达90%以上。该项技术取得了突破性进展，有力支撑了固冲发动机的研制。高能化、低信号特征、高燃烧效率仍是本项技术的主要发展方向。新型含能物质的研制、新型促燃技术的综合运用是达到这一目标的重要途径。

2.6 试验及分析技术

可变流量固冲发动机试验种类主要包括直连试验、助推/转级/续航三工况试验、出入口堵盖打开试验、自由射流试验以及飞行试验。直连试验是固冲发动机研制过程中最基本的试验项目，能够模拟一定工况下的发动机性能，也可考核热结构，功能优良的试验系统可考核发动机转级性能。国内外直连试验系统普遍采用污染加热空气方案，即采用煤油或酒精的燃烧放热来加热空气，使空气温度达到所需的模拟总温。这种试验能够真实模拟发动机内流，测试参数主要有压强、温度及台架推力。1994年，一份AGARD报告详细总结了冲压发动机直连试验分析方法[90]，对多种表征燃烧性能的分析方法进行了公式推导和对比，为冲压发动机研制提供了有益借鉴。

近年来，国内对于试验系统的改进、试验及其分析方法的研究已经开展得比较深入。李纲[91]利用流体力学相关理论与方法，探讨了主动引射器的工程设计和性能计算方法，确立了最优的高空模拟试验方案。周东等[92]研究了进气管路结构以及温度、压力、速度等进气参数变化对发动机直连试验推力测量的影响，多次试验结果验证了分析的正确性。何德胜等[93]根据固冲发动机三工况转级试验时序要求，设计了一套由气缸控制的气流转换试验装置，结构合理，安装简单，操作简便。李前虎等[94]介绍了一种涡流式接近开关，用于测试入口堵盖的打开时间和同步性。试验证明，这种方法较好地解决了入口堵盖的打开判定、打开时间以同步性的测定。李进贤等[95]采用小偏差方法，评估了模拟来流误差对试验结果的影响，提出了考虑模拟误差的固冲发动机性能技术方法和模拟参数控制精度计算方法。万少文[96]、王玉清[97]等对多种燃烧性能评价方法进行了分析，提出了适用于固冲发动机的燃烧性能评价方法，并对分析方法的不确定性进行了研究，为试验测试提出了理论指导。方欢等[98]报道了固冲发动机飞行试验情况，表明发动机性能可靠，推力满足飞行试验要求，内弹道性能与预示结果相当。据报道，国内首个可变流量固冲发动机已于2013年圆满完成了出入口堵盖联合打开自由射流试验，全面完成了发动机的地面试验考核。

由于固冲发动机工作原理复杂，某些理论(如燃烧理论等)还很不完善，因此试验技术在固冲发动机研制过程中是必不可少的。国内还需要在推力测试技术、姿态(攻角、侧滑角)实现技术、转级过程动态试验技术等方面开展进一步研究，更加真实全面地考核发动机工作过程。

3 结束语

经过十多年的努力攻关，我国可变流量固体火箭冲压发动机技术取得了长足进步，涉及的所有关键技术全面突破，为工程应用奠定了良好基础。根据国内外技术发展趋势，对后续研究工作提出如下建议：

(1)采用多种技术手段拓宽固冲发动机工作包络，使固冲发动机使用方便可靠。开展弹机一体化协同优化设计研究，以武器系统最优为目标开展可变流量固冲发动机总体方案设计；研究可变流量固冲发动机综合性能表征方法，为总体优化设计目标函数的制定提供依据；发展可调喷管技术，优化热力循环过程，提高发动机比冲，提高发动机加速能力；发展可调进气道技术，拓宽发动机工作包络；发展变几何固冲发动机的复合调节技术，实现变几何固冲发动机的最优控制。

(2)改进固体贫氧推进剂配方，提高推进剂能量。注重燃烧性能以及流量调节性能，增强隐身性能，为高性能固冲发动机研制奠定基础。

(3)发展高温燃气流量调节技术，提高流量调节比，减轻系统质量，满足各种尺寸系列发动机的发展需求。

(4)重视发动机转级过程中动态性能的研究，确保转级可靠。尽可能全面模拟转级机构所处的工作环境，如温度、压强的变化，充分考核发动机转级可靠性；发展多种转级机构方案，满足不同方案的发动机设计需求。

[1] 张玲翔.美国弹用冲压发动机技术的进展[J].飞航导弹，1998(11):38-43.

[2] 刘祥静，何煦虹.美国固体冲压发动机研发计划的进展[J].飞航导弹，2010(3):77-82.

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(编辑：吕耀辉)

Research progresses and prospect of variable flow ducted rocket technologies

HUO Dong-xing1，YAN Da-qing2，GAO Bo3

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 2.The 47st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 3.The Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China)

In this paper，overseas applications and progresses were summarized firstly.Then，the key technologies include overall design technologies，gas flow control techniques，transition technologies，nozzleless booster technology，boron fuel rich propellant and combustion technologies，experiment as well as analyze technologies were summarized respectively.Meanwhile，the trend of these technologies were analyzed.In the end，research advices were presented as follows.Enlarge motor stabilization ranges by several approaches to enhance convenience and reliability properties；Improve energy performance of fuel rich propellant；Develop gas flow control techniques to achieve more lighter setup；Think much of intrinsic dynamic quality during motor transition phase.

solid ducted rocket；variable flow；throttlable

2016-12-11；

2017-01-03。

霍东兴(1972—)，男，博士，研究方向为固体组合动力技术。E-mail:13572031651@163.com

V435

A

1006-2793(2017)01-0007-09

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.01.002