粉末燃料冲压发动机研究进展*

胡春波，李 超，孙海俊，武冠杰

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

粉末燃料冲压发动机研究进展*

胡春波，李 超，孙海俊，武冠杰

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

粉末燃料冲压发动机采用高能金属或硼粉为燃料，兼具液体燃料冲压发动机推力可调、比冲高及固体火箭冲压发动机安全可靠、结构简单等优点，尤其是固体/粉末或液体/粉末燃料组合冲压发动机，粉末燃料的加入不仅可大幅提高传统冲压发动机的比冲等性能，还能改善并增加其原有功能，是极具发展潜力的新一代导弹动力装置之一。针对粉末燃料冲压发动机及其相关研究领域的发展现状进行了概述分析，并以此梳理出粉末燃料供给、发动机燃烧组织、发动机点火等粉末燃料冲压发动机主要关键技术，同时对发动机技术提出了高性能粉末燃料研究、冲压空气作为驱动流化气可行性研究、发动机快速响应和环境适应潜力及工作可靠性研究等几点研究展望。通过对粉末燃料冲压发动机相关研究技术进行综述梳理，明确了其研究的重点和难点，为发展高性能冲压发动机提供了一定参考。

粉末燃料冲压发动机；粉末燃料供给；发动机燃烧组织；发动机点火

0 引言

新一代超声速导弹的发展对其动力装置的性能提出了更高的要求。具有能量高、可在大空域多弹道正常工作、反应速度快、体积小、质量轻、维护使用方便和储存性能好等优点[1]的发动机将有广阔的应用前景。

粉末燃料冲压发动机是以高能金属(Al、Mg)或硼等粉末为燃料，以冲压空气为氧化剂和工质的一类新型冲压发动机。由于其燃料形态为常温微小固体颗粒，因此相比于传统液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机，粉末燃料冲压发动机具备以下优点[1]：

(1)粉末燃料(Al、Mg、B)具有高的能量热值和体积热值，因此以其为燃料的冲压发动机有较高的比冲和密度比冲。

(2)粉末燃料冲压发动机的燃料形式为常温固态粉末，与常规药柱形式的固体推进剂相比，不存在储存老化问题，因此燃料成本大幅下降；同时粉末燃料相比固体推进剂具有较高的抗敏感性，从而大大提高了粉末燃料在制造、存储和使用过程中的安全性，即便在高过载环境下也具有很好的安全性。

(3)粉末燃料在流化气作用下以气固两相形式流动，因此具有较强的流率调控性，使粉末燃料冲压发动机具备多次启动和推力调节功能。同时粉末燃料冲压发动机的燃料流量调节属于冷调节方式，且其密度比冲较高，与目前在研的流量可调冲压发动机相比，性能更优，特别适合于工作空域大，要求多弹道飞行等方面任务。

(4)随着导弹飞行马赫数的增加，进入燃烧室的空气温度不断升高，常规冲压发动机所用碳氢燃料高温燃烧产物易发生离解，导致发动机比冲迅速降低，而粉末燃料在高温下则无此问题，即使在高速飞行状态下，能量依然能够得到充分的释放。因此，粉末燃料还是理想的超燃冲压发动机燃料。

(5)粉末燃料输送形式灵活，可与现有固体燃料或液体燃料冲压发动机搭配使用，形成固体/粉末、液体/粉末组合冲压发动机，从而提高单一燃料形式冲压发动机比冲性能。

由此可见，粉末燃料冲压发动机的诸多优点使其具备强劲的发展潜力，但由于其尚处于初步研究阶段，且涉及诸如气固两相输送、颗粒燃料点火和发动机燃烧组织等多方面问题，目前许多技术难题还未得到解决。本文通过对粉末燃料冲压发动机以及相关领域的发展现状进行详细概述，同时对其关键技术进行梳理，为粉末燃料冲压发动机研究者提供一定的参考。

1 相关领域研究进展

典型的粉末燃料冲压发动机结构如图1所示，主要由粉末燃料供给装置、进气道、发动机燃烧室、点火器、火焰稳定器及尾喷管等部件组成。粉末燃料储存在储箱内，在气流夹带作用下进入燃烧室与冲压空气燃烧释放热量，高温燃气由喷管膨胀做功产生推力。

以下对粉末燃料冲压发动机理论和实验、粉末燃料供给系统及粉末燃料点火特性等方面的研究进展进行概述。

1.1 粉末燃料冲压发动机理论与实验研究

早在20世纪，美国研究者便提出了以金属铝为燃料的冲压发动机概念[2-3]，并开展了相关研究工作。研究表明，相比于其他形式(如铝条)，铝以颗粒形式在燃烧室燃烧时可获得相对稳定的燃烧，同时研究还指出，缺乏有效的粉末流化技术以及燃烧室内凝相产物沉积较多是铝燃料冲压发动机在应用中的最大阻碍。此外，由于当时导弹整体发展水平对动力装置要求较低，其他形式发动机即可满足需求，从而导致金属粉末燃料冲压发动机的研究工作一度被搁置起来[4]。

近十多年来，随着火星探测和高超声速飞行器等研究领域的兴起，粉末燃料冲压发动机又被重新提及。2001年，美国研究者Goroshin S等[5]针对碳氢燃料在高温下容易离解等问题，提出使用金属/硼粉末燃料作为高超声速飞行器的燃料，并通过热力计算对比了多种粉末燃料和碳氢燃料的比冲特性。同时针对铝/空气两相层流预混火焰的传播特性进行了详细研究。结果证明，粉末燃料可实现自持稳定燃烧，并指出硼粉需添加铝粉或镁粉才能实现稳定燃烧，进而提出了一种以金属/硼粉末为燃料的高超声速冲压发动机构型，如图2所示。

而Linnell J等[6]以火星探测为背景，提出了一种用于火星大气层飞行的粉末燃料冲压发动机，该发动机以金属Mg粉为燃料，以火星大气层中的CO2为氧化剂，但由于火星表面CO2浓度较低，要实现发动机的良好工作，则需解决粉末燃料低压点火和进气道增压等技术难题。

法国航空航天研究院(ONERA)[7]对粉末燃料冲压发动机进行了点火实验研究，并于2002年完成了φ200 mm粉末燃料冲压发动机地面热试实验，其发动机构型如图3所示。同时指出，粉末燃料的精确供给是粉末燃料冲压发动机的关键技术之一，但需要附加流化气源是发动机的缺点之一。而该发动机详细的点火试验细节并未见公开报道。

国防科技大学申慧君、孔龙飞等[8-9]在理论分析粉末燃料冲压发动机性能的基础上，以镁粉为燃料，设计了突扩式、钝体式、驻涡式3种构型的粉末燃料冲压发动机，并成功进行了地面直连试验，验证了发动机多次点火启动的可行性，实现了发动机自持燃烧，其发动机热试获得的发动机燃烧效率分别为77.04%和81.34%，图4、图5分别为其发动机结构和发动机热试照片。

西北工业大学李超等[10]采用铝颗粒为燃料，开展了不同进气位置、流化气量等对发动机点火性能的影响研究。其研究实现了粉末燃料的稳定供给和铝粉燃料冲压发动机的自持稳定燃烧，并提高了发动机结构的集成化程度，其最高燃烧效率达到73.05%，图6、图7分别为其发动机结构和发动机热试照片。

西安航天动力技术研究所马利锋等[11]在总结国内外研究的基础上，提出了一种新的发动机构型——固体/粉末燃料组合冲压发动机(图8)，该发动机以硼粉颗粒为燃料，采用二次进气方式，一次进气保证空燃比在燃料的当量比附近，满足发动机启动和稳定燃烧的要求，二次进气增大了发动机空燃比，有利于发动机比冲性能的发挥，同时也避免了大量空气集中于发动机头部从而导致燃气温度降低的现象。通过发动机头部径向分布的4股高温高速燃气射流喷入补燃室，一方面有利于粉末燃料与空气的掺混，另一方面提高了粉末燃料的温度，促进了粉末燃料的点火和燃烧。

1.2 供粉系统研究

供粉系统是实现粉末燃料冲压发动机稳定燃烧和推力调节的关键。

美国贝尔航空公司(Bell Aero space Company)的Loftus 等[12-13]针对Al/AP粉末火箭发动机提出了一种流化床式的粉末供给装置，如图9所示。粉末装填在燃料储箱中，流化气从活塞杆引入，经储箱尾部的布风板进入粉末床体，并携带粉末从出口喷出，活塞在另一路控制气作用下将储箱内的粉末压紧。但由于系统结构较复杂，不利于粉末燃料冲压发动机系统集成化和轻质化应用。

Goroshin S等[14]提出一种结构简单的粉末燃料供应系统，如图10所示。流化气从头部的环形切缝中吹入，高速掠过粉体表面，储箱内的粉末燃料在气相拖曳力的作用下被卷起并喷出，实现了燃料的流化。储箱尾部的活塞杆不断将燃料向前推动，因此保证了燃料的连续供应，且其燃料流量可依靠活塞运动速度控制。在其试验中该供应系统可实现粉末燃料稳定供应3～6 min。

美国宾西法尼亚州立大学[15]应用研究实验室提出铝粉-海水反应作为动力系统的水下冲压发动机概念，该实验室对这种新型冲压发动机的燃料供应系统进行了试验研究，其粉末燃料供应系统最大尺寸结构可装填59 kg的铝粉，工作时间长达1 h。粉末流量通过改变活塞压力和喷射孔尺寸实现，试验证明，该结构的粉末燃料冲压发动机燃料供应系统可获得较稳定的流量。图11为其燃料供应系统实物照片。

韩超[16]参考工业气力输送装置设计了一套粉末燃料供应系统，该系统可在高压条件下工作，活塞由直线电机推动前进，并进行了粉末燃料供应可行性试验研究。试验证明此装置基本满足粉末流量稳定可调的要求。图12为粉末燃料冲压发动机燃料供应系统。

申慧君[8]设计的粉末燃料供应系统如图13所示，并开展了相关试验研究，使用科氏流量计对气固两相流量进行了在线测量，调试出燃料流量稳定的工况，同时通过数值模拟研究了粉末燃料的掺混流化过程。

西北工业大学[10]在总结国内外研究的基础上提出了一种气压驱动活塞式粉末燃料供给装置，如图14所示，实现了粉末燃料的稳定供给。张虎等[17]针对该供粉系统在冷流标定过程中的颗粒质量流率测量问题，提出了一种稠密气固两相流中颗粒质量流量的测量方法，并基于旋风分离器和电子天平设计了一套气固两相流中固体质量流量的测量装置。

孙海俊等[18]以粉末燃料冲压发动机为背景，通过实验研究了发动机热试中粉末质量流率间接测量方法的准确性，图15为测量结果对比。此外，他还提出了2种粉末质量流率的调节方法，并对2种方法进行了理论分析。

从上述研究现状来看，供粉装置的发展经历了从电机驱动活塞到气压驱动活塞的变化。电机驱动活塞式粉末供给系统对活塞运动稳定性调控具有明显的优势，但系统对电机功率提出了较高的要求，尤其是储箱内压强较高时，如不采取等压平衡等方式，电机很难推动活塞，而活塞运动速度调节也很难通过电机实现；另一发面，由于活塞与电机杆直接相连，会相应增加粉末供给系统长度，不利于系统集成化。相比而言，气压驱动活塞式粉末供给系统虽然在气路设计等方面较为复杂，但其可通过调节驱动气和流化气量方式实现活塞速度调节，且驱动气与流化气可共用一气源，无需额外增设活塞驱动装置，当驱动腔与流化腔两边压差大于阻力时，便可推动活塞运动。与此同时该方式可去除活塞导杆，提高系统集成度。可见，气压驱动活塞式粉末供给系统更适用于粉末发动机，而未来的研究重点应是对驱动与流化气量和储箱内压强进行更为精确的供给与控制。

1.3 粉末颗粒点火燃烧特性研究

粉末燃料冲压发动机直接以微小固体颗粒作为燃料，粉末燃料在冲压发动机燃烧室中的燃烧过程属于典型的粉尘燃烧过程。因此，研究颗粒燃烧是理解粉尘燃烧的基础。国内外关于金属镁、铝及硼的点火燃烧过程已经开展了大量研究，本文在此进行简单梳理。

镁的燃烧特性研究工作起始于20世纪50年代末，此时的研究工作集中于镁颗粒点火过程和燃烧过程的实验研究。90年代以来，随着基础理论和试验技术水平的不断提高，镁颗粒点火燃烧的试验、理论及计算模型等方面的研究均得到了长足的发展。在试验研究方面：开展了高压环境、微重力环境、不同氧化剂气氛等条件下颗粒点火燃烧特性的研究。理论研究方面，则主要是根据试验结果建立相应的理论模型，通过计算分析进一步了解整个过程的瞬态特征并解释试验现象。此外，还开展了粉尘云点火燃烧特性研究。镁的点火与燃烧过程的研究工作主要集中于氧气与二氧化碳的介质中，普遍认为，在这2种介质中，镁的燃烧过程主要受气相扩散过程控制。镁沸点和熔点都较低，易于气化和燃烧，点火性能好。2004年Goldshleger 等[19]研究了单个镁颗粒在氧气/氩气混合气中的氧化和燃烧特性。杨晋朝[20]则着眼于镁基粉末燃料冲压发动机的可靠点火和燃烧，开展了大量理论研究，针对镁颗粒群的着火机理、发动机燃烧室内燃料颗粒的不均匀分布现象及局部颗粒浓度较高区域的着火燃烧，分别建立了点火燃烧模型。此外，还基于粉末燃料冲压发动机的自持燃烧，开展了一维镁粉尘云层流燃烧的理论和试验研究。

20世纪50年代末，各国先后开展了铝颗粒点火燃烧机理研究。研究表明，铝在氧气中燃烧很难启动，一个重要原因是铝表面有一层致密的氧化膜阻止其与氧气反应。Brooks和Beckstead等[21-22]在总结以往研究成果的基础上，给出了铝点火的相关结论，他们指出，铝的点火可能遵循以下2种潜在方式：(1)保护性氧化物外壳破裂，使得铝颗粒能够暴露在氧化剂环境当中；(2)氧化剂穿过保护性氧化物外壳向里扩散，引起颗粒的自身加热。但这2种方式的主导性仍存在争议。研究表明，保护性氧化物外壳破裂是铝点火的主导机制。一般而言，铝颗粒粒径在10～60 μm之间时，其点火温度一般在1 700～2 200 K之间。1968年，Belyaev等[23]研究得到了单个铝颗粒的燃烧时间为τ=0.67D1.5/aK0.9，并被广泛接受和大量引用。

近年来，随着纳米技术的发展，国内外学者开始探究纳米铝颗粒的燃烧特性，Chowdhury 等[24]利用丝线反应器研究了不同氧化层厚度时纳米铝与纳米氧化铜的着火延迟时间。结果表明，氧化层越厚，相同升温条件下的着火延迟越长，且着火延迟时间和温度、升温速率都有关。Chakraborty等[25]利用分子动力学模拟分析了颗粒团烧结的可能性，并结合烧结理论解释了纳米颗粒燃烧时间与粒径的弱相关性。Ermoline等[26]发现考虑颗粒尺寸效应时，颗粒温度和燃烧时间都将改变；而Allen等[27]分析了换热模型中热容纳系数对燃烧时间和燃烧温度的影响，发现对于纳米铝颗粒燃烧过程热容纳系数取值可小至 0.005。孔成栋[28]利用平焰燃烧器，研究了纳米铝颗粒的燃烧机理及反应动力学。

以粉末燃料冲压发动机和粉末火箭发动机为背景，邓哲[29]开展了粉末推进剂层流火焰传播特性研究，为粉末推进剂的燃烧理论提供了理论基础，图16为铝粉/空气本生灯火焰。

相比于镁、铝，硼作为燃料时具有两相流损失少、质量热值和体积热值高等优点。但由于硼点火困难及燃烧效率低，因此其在发动机中不能完全燃烧，能量特性得不到充分发挥。为寻求改善硼点火和燃烧性能的方法，从20世纪50年代初开始对硼粒子的点火燃烧作了大量的试验研究，并总结了硼颗粒的点火、燃烧模型[30-32]。总体来说，国外研究者偏重于硼颗粒点火燃烧的机理研究，TaKuo Kuwahara等[33-35]通过实验研究了Mg、Al、Zr、Ti等金属添加物对硼颗粒点火和燃烧的影响。Yuji Kazaoka等[36]利用电加热设备，并结合光谱仪和纹影拍摄得到了硼颗粒着火和燃烧过程中可见光火焰面和红外区的凝相B2O3火焰锋的变化规律。

国内早期关于硼颗粒的研究侧重于硼在推进剂里的应用[37-39]。近年来，关于硼颗粒点火机理和模型[40-41]的研究也逐渐兴起。研究表明，减小粒径可明显促进硼颗粒燃烧，但当硼颗粒粒径较小(小于1 μm)时，此时进一步减小粒径对于燃烧时间的影响不大[42]。此外，在硼颗粒中添加一定量的其他物质，如锂、镁等金属，可有效地促进硼的点火和燃烧，表面包覆也是改善硼点火燃烧性能比较好的一种方法。

通过以上概述分析可看出，目前国内外关于粉末燃料冲压发动机的研究仍处于起步研究阶段。试验证明了发动机的可行性，但在诸多技术环节还需要深入研究。

2 粉末燃料冲压发动机关键技术

正如上文所述，粉末燃料冲压发动机的研究中涉及到气体动力学、燃烧学、多相流、材料学等诸多学科。各学科相互交叉共同构成了粉末燃料冲压发动机研究中的关键技术。而这其中粉末燃料供给、粉末燃料燃烧组织和发动机点火等技术为粉末燃料冲压发动机亟待解决的关键技术。

2.1 粉末燃料供给技术

粉末供给技术是粉末燃料冲压发动机的核心技术，实现粉末燃料的连续、稳定、可控供给是发动机可靠工作的前提。粉末燃料供给装置的主要设计思想是利用气体将储箱内的粉末燃料流态化，同时在活塞的推动作用下保证粉末燃料的连续供给，最终以气固两相流的形式喷入燃烧室，完成燃料供应过程。要实现粉末供给系统的高效设计，需进一步提高粉末流量的调控精度，并开展过载、振动以及声场作用下粉末流化机制和气固输送稳定性研究，同时解决粉末流量调节比低等问题。

2.2 粉末燃料燃烧组织技术

粉末燃料在燃烧室中的燃烧过程属于典型的粉尘燃烧过程，粉末燃料冲压发动机直接以固体颗粒作为燃料。通过对粉末燃料喷注器的优化设计使其能在较大的粉末燃料质量流率调节比内均具有较好的喷注、离散效果。此外，为使发动机具有优良的自持燃烧性能，可采取一定的火焰稳定措施，如采用一定形式的火焰稳定器[10-11]，或者借助外部高温火源或流场自补偿形成的点火源实现持续稳定燃烧[17]。

2.3 发动机点火技术

粉末燃料冲压发动机点火时，燃料以气固两相流的形式喷入燃烧室，由于喷注速度快、燃料初温低，以及金属、硼颗粒点火温度高，对发动机的点火及火焰稳定都带来了较大困难。目前，研究者分别采用电热丝点火[43]、固体燃气发生器点火[44]和高能火花塞点火[11]等方式对粉末燃料冲压发动机进行了成功的点火实验，但上述点火方式均存在点火可靠性低以及结构复杂等问题，还不能满足粉末燃料冲压发动机点火器小型化、轻质化、可靠性高等要求。因此，寻求高效可靠的点火方式是发展粉末燃料冲压发动机的关键技术之一。

值得注意的是，固体/粉末或液体/粉末组合冲压发动机由于固体或液体推进剂持续燃烧，为粉末燃料提供了高温热源，故无需额外增设粉末燃料点火器，这也是该类组合冲压发动机的一大特色。

2.4 发动机工作过程控制技术

当前粉末燃料冲压发动机工作过程中并未采用控制反馈，当发动机被控物理量(如燃烧室压强)因扰动发生偏差时，系统不能采取任何措施来减小或者抑制这种偏差，导致发动机工作状态无法实现自动调节和精确、稳定控制。因此，对于发动机的工作过程应采用闭环控制，实现粉末燃料质量流率和发动机燃烧室压力的闭环控制，以降低发动机系统对不确定干扰和内部参数变化的敏感度，提高整个发动机系统控制精度，增强发动机工作过程的系统稳定性。

3 结束语

粉末燃料冲压发动机兼具液体燃料冲压发动机及固体火箭冲压发动机的优点，符合未来超声速动力装置的发展需要，在未来超声速动力装置中有着广泛的应用前景。因此，针对粉末燃料冲压发动机相关技术的发展，提出如下几点展望：

(1)高性能粉末燃料研究

通过粉末燃料改性研究(包覆、团聚等处理)，进一步提高粉末燃料能量特性、输运特性和化学活性，降低粉末燃料点火温度，使之具有更高的理论比冲和成气量、更佳的装填性能和流化性能以及更短的颗粒滞留时间。

(2)冲压空气作为驱动流化气可行性研究

基于发动机一体化以及轻质化设计要求，可探索研究用冲压空气作为活塞驱动气体和粉末流化气体的可行性，从而简化发动机系统结构，提高发动机性能。

(3)发动机快速响应研究

发动机快速响应的实现包括控制反馈系统、作动系统、发动机冲量的实现等诸多环节。控制反馈系统可采用数字控制器作为发动机的控制中心，通过控制程序的优化技术，实现对发动机的快速控制。

(4)环境适应潜力及工作可靠性研究

发动机受高低温环境、振动环境、发动机贮存时间等诸多因素影响条件下发动机工作特性为研究内容，探索发动机环境适应潜力和工作可靠性。

[1] 唐鑫,严聪.新概念冲压发动机研究综述[J].飞航导弹,2012(6):84-90.

[2] Dugger G L.Recent advances in ramjet combustion[J].Ars Journal,1971,29(11):819-827.

[3] Branstetter J R,Lord A M,Gerstein M.Combustion properties of aluminum as ram-jet fuel[R].Technical Report Archive & Image Library,1951.

[4] Olson W T,Gibbons L C.Status of combustion research on high-energy fuels for ram jets[R].NACA Research Memorandum,E51D23,Washington,1951.

[5] Goroshin S,Higgins A,Kamel M.Powdered metals as fuel for hypersonic ramjets[C]//37th Joint Propulsion Conference and Exhibit,Salt Lake City,Utah,AIAA 2001-3919.

[6] Linnell J,Miller T.A preliminary design of a magnesium fueled martian ramjet engine[C]//38th Joint Propulsion Conference and Exhibit,Indianapolis,Indiana,AIAA 2002-3788.

[7] ONERA.Ramjet scramjet and PDE[EB/OL].http://www.onera.fr/sites/default/files/ressources-documentaires/cours-exposes-conf/ramjet-scramjet-and-pde-an-introduction.pdf,2002.

[8] 申慧君.粉末燃料冲压发动机关键技术探索与研究[D].长沙:国防科技大学,2008.

[9] 孔龙飞.驻涡式粉末燃料冲压发动机燃烧组织技术研究[D].长沙:国防科技大学,2012.

[10] Li C,Hu C,Xin X,et al.Experimental study on the operation characteristics of aluminum powder fueled ramjet[J].Acta Astronautica,2016,129:74-81.

[11] 马利锋,杨玉新,霍东兴,等.大速差射流装置对固体粉末燃料冲压发动机燃烧性能的影响分析[J].中国科学:技术科学,2015,45(1):21-24.

[12] Loftus H J,Marshall D,Montanino L N.Powder rocket feasibility evaluation[C]//8th Joint Propulsion Specilalist Conference,New Oreans,Louisiana,AIAA 72-1162.

[13] Shorr M,Reinhardt T F.Feasibility of a fluidized powder demand-mode gas generator[J].Journal of Spacecraft & Rockets,2015,11(1):29-32.

[14] Goroshin S,Higgins A J.Powdered magnesium-carbon dioxide propulsion concepts for Mars mission[R].AIAA 99-2408.

[15] Miller T F,Herr J.Green rocket propulsion by reaction of Al and Mg powders and water[R].AIAA 2004-4037.

[16] 韩超.粉末燃料冲压发动机燃料供应系统研究[D].长沙:国防科技大学,2006.

[17] 张虎,胡春波,孙海俊,等.稠密气固两相流颗粒质量流量测量方法研究[J].固体火箭技术,2015,38(1):136-140.

[18] Sun H,Hu C,Zhang T,et al.Experimental investigation on mass flow rate measurements and feeding characteristics of powder at high pressure[J].Applied Thermal Engineering,2016,102:30-37.

[19] Goldshleger U I,Amosov S D.Combustion models and mechanisms of high-temperature oxidation of magnesium in oxygen[J].Combustion,Explosion and Shock Waves,2004,40(3):275-284.

[20] 杨晋朝.粉末燃料冲压发动机内镁颗粒群着火燃烧特性研究[D].长沙:国防科技大学,2013.

[21] Brooks K P,Beckstead M W.Dynamics of aluminum combustion[J].Journal of Propulsion and Power,1995,11(4):769-780.

[22] Beckstead M W.A summary of aluminum combustion[C]//Internal Aerodynamics in Solid Rocket Propulsion,2004.

[23] Belyaev A F,Frolov Y V,Korotkov A I.Combustion and ignition of particles of finely dispersed aluminum[J].Combustion,Explosion,and Shock Waves,1968,4(3):182-185.

[24] Chowdhury S,Sullivan K,Piekiel N,et al.Diffusive vs explosive reaction at the nanoscale[J].Journal of Physical Chemistry C,2010,114(20):9191-9195.

[25] Chakraborty P,Zachariah M R.Do nanoenergetic particles remain nano-sized during combustion[J].Combustion and Flame,2014,161(5):1408-1416.

[26] Ermoline A,Yildiz D,Dreizin E L.Model of heterogeneous combustion of small particles[J].Combustion and Flame,2013,160(12):2982-2989.

[27] Allen D,Krier H,Glumac N.Heat transfer effects in nano-aluminum combustion at high temperatures[J].Combustion and Flame,2014,161(1):295-302.

[28] 孔成栋.金属铝纳米颗粒燃烧机理及动力学研究[D].北京:清华大学,2015.

[29] 邓哲.Al/AP粉末推进剂点火燃烧及层流火焰传播模型研究[D].西安:西北工业大学,2016.

[30] Komar J,Taylor G,King M.Diagnostics of single particle boron combustion[C]//Aerospace Sciences Meeting,1983:324-328.

[31] Glassman I,Williams F A,Antaki P.A physical and chemical interpretation of boron particle combustion[J].Symposium on Combustion,1985,20(1):2057-2064.

[32] Yeh C L,Kuo K K.Ignition and combustion of boron particles[J].Progress in Energy & Combustion Science,1996,22(22):511-541.

[33] Takaki Odawara,Mitsuaki Tanabea,Takauo Kuwahad.Ignition characteristics of boron particles in ducted rockets[R].AIAA 2005-4498.

[34] Taro Miyayama,Hideto Oshima,Shoji Toshiyuki,et al.Improving combustion of boron particles in secondary combustor of ducted rockets[R].AIAA 2006-5260.

[35] Obuchi K,Tanabe M,Kuwahara T.Ignition characteristic of boron particles in the secondary combustor of ducted rockets.Effects of magnalium particle addition[R].AIAA 2008-0943.

[36] Yuji Kazaoka,Kenichi Takahashi,Mitsuaki Tanabe,et al.Combustion characteristics of boron particles in the secondary combustor of ducted rockets[R].AIAA 2011-5867.

[37] 张炜,朱慧,方丁酉.改善含硼高能贫氧推进剂燃烧特性的技术途径[J].含能材料,1998,6(4):179-186.

[38] 王英红,李葆萱,李进贤,等.含硼富燃料推进剂燃烧机理研究[J].推进技术,2005,26(2):178-183.

[39] 胡松启.含硼富燃推进剂一次燃烧研究[D].西安:西北工业大学,2004.

[40] 敖文.硼颗粒点火燃烧机理研究[D].杭州:浙江大学,2014.

[41] 胡旭.涡旋掺混对硼颗粒点火燃烧影响的数值仿真研究[D].南昌:南昌航空大学,2015.

[42] Young G,Sullivan K,Zachariah M R,et al.Combustion characteristics of boron nanoparticles[J].Combustion and Flame,2009,156(2):322-333.

[43] 张胜敏.Mg/CO2粉末火箭发动机工作过程理论及试验研究[D].西安:西北工业大学,2012.

[44] 虞虔.粉末火箭发动机点火器设计及试验研究[D].西安:西北工业大学,2015.

(编辑：刘红利)

A summary of powder-fueled ramjet

HU Chun-bo，LI Chao，SUN Hai-jun，WU Guan-jie

(Science and Technology on Combustion Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The powder-fueled ramjet makes use of metal powder and boron as propellant,which offers a combination of high impulse,security,thrust modulation,simple structure and low cost that are not completely achieved by liquid and solid ramjet,especially for solid/powder and liquid/powder combination ramjet,adding powder fuel not only improved the specific impulse,but also added new functions,and it is a development direction for the next generation of missile propulsion.The study of powder-fueled ramjet is still at its beginning stage,and related research technologies and development tendency of the engine is not clear yet.A brief introduction of powder-fueled ramjet technology and related research foundation is made in this paper,based on these,it is pointed out that the powder fuel supply,the combustion organization,the engine ignition are the critical technology to be urgent solved.Furthermore,high-performance powder fuel research,feasibility of ram air act as driving gas and fluidization gas research,rapid response research,environmental compatibility and operation reliability research are the development direction of powder-fueled ramjet technology.Based on this summary,the key point and difficult point of the engine is emphasized,which offers a reference for the development of the engine.

powder-fueled ramjet；powder fuel supply；engine combustion organization；engine ignition

2017-01-04；

2017-04-24。

国家自然科学基金(51576166)。

胡春波(1966—)，男，教授，主要研究领域为粉末发动机。E-mail： huchunbo@nwpu.edu.cn

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1006-2793(2017)03-0269-08

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.03.001