固体火箭冲压发动机技术研究进展

夏智勋，陈斌斌，黄利亚，王德全，马立坤

（国防科技大学空天科学学院，湖南长沙 410073）

0 引言

固体火箭冲压发动机（SDR）简称固冲发动机，也称管道火箭，是一种组合冲压发动机。将固体火箭发动机与冲压发动机进行组合，以冲压空气携带的氧作为氧化剂，降低推进剂中氧化剂含量，提高发动机比冲，相比固体火箭发动机比冲提高3～5倍。固冲发动机可显著提高以固冲发动机为动力系统的导弹射程，是新一代超声速巡航导弹的理想动力系统。采用固冲发动机的超声速巡航导弹射程远，突防能力强，且成本低，可靠性高，作战相应快，已成为世界各国研究热点[1-3]。

鉴于固冲发动机的飞快发展，本文对发动机研究历程、相关技术进行综述与总结，以期发现固冲发动机发展规律和存在问题，为发动机技术进一步发展提供思路。本文首先展示了固冲发动机的研制进展，然后针对燃气流量调节、贫氧推进剂、高效燃烧组织、转级等关键技术开展综述，最后介绍了发动机工作过程涉及的基础燃烧问题。

1 发动机研制进展

固冲发动机技术的相关研究始于20 世纪50 年代，发展历程大致可分为以下几个阶段[1，2，4-10]：

20 世纪50 年代初期至60 年代后期，是固冲发动机概念提出和方案探索阶段。该时期发动机方案主要仿照液体冲压发动机，采用串联或并联助推器，结构复杂而笨重，加上贫氧推进剂比冲低，发动机实用性较差。美国采用高能含硼贫氧推进剂（简称含硼推进剂）提高发动机比冲，由于燃烧组织困难，研制工作一度停滞。20 世纪60 年代后期，苏联研制成功第一个以固冲发动机为动力的“SA-6”防空导弹，采用整体式固冲发动机方案，大大减小助推器质量，提高了导弹实用性能。在中东战争中，取得出色战果，展示了固冲发动机优越的使用性能，带来固冲发动机的研制热潮。

20 世纪70 年代初期至90 年代后期，是固冲发动机关键技术攻关阶段。在70 年代初期至80 年代中期，以整体式固冲发动机技术为核心，各国掀起了一股研究热潮，美国、德国、法国等相继开展了多种固冲发动机应用项目的研制工作，突破了整体式固冲发动机、无喷管助推器等技术。但受限于燃气流量调节能力差，高能含硼推进剂的研制及燃烧组织困难，固冲发动机研究工作陷入低谷。期间法国探索了非壅塞燃气流量调节技术，研制了Rustique发动机，但调节能力有限。德国[6]开展了壅塞式固冲发动机的燃气调节技术研究，可调范围较宽，但受限于当时技术水平，不足以满足应用需求。20 世纪80 年后期至90 年代后期，随着相关技术的积累，以燃气流量调节技术和高能含硼推进剂技术为核心，各国重新掀起固冲发动机研究热潮。在此时期，德国[10]在相关领域取得了显著成果，至1999 年EURAAM 计划结束时，含硼推进剂中硼含量可达35%，体积热值可达51 MJ/L，燃气流量调节比10∶1，且燃烧性能优越。

21 世纪初至今，随着关键技术的相继突破，各军事强国进入燃气流量可调固冲发动机的飞行演示论证阶段。美国先后开展了3 项以燃气流量可调固冲发动机为动力的导弹项目，包括超声速掠海靶弹“Coyote”（“山狗”，代号GQM-163A，如图1 所示）、高速反辐射导弹（HSAD）和三目标终结者导弹（T3），其中“山狗”靶弹已小批量装备军队。欧洲“Meteor”（流星，如图2 所示）空空导弹于2002 年开始研制，2006 年进入飞行试验阶段，先后完成了研制飞行试验、制导飞行试验和综合集成飞行试验。2016 年7 月11 日瑞典空军宣布流星导弹正式列装配备鹰狮战斗机，该导弹具有当前同类导弹最先进技术水平，比冲可达9 000 N∙s/kg，燃烧效率可达92%。德国还进一步提高发动机巡航速度，拟用于平均速度达马赫5 的低空拦截器[4]。日本2009 年开展了两发可变流量固冲发动机的演示飞行试验。2010 年启动XASM-3 反舰导弹项目，采用燃气流量可调式固冲发动机，于2017 年8 月首次公布XASM-3 导弹实弹测试成功，计划装备日本航空自卫队[11]。

图1 “山狗”靶弹Fig.1 “Coyote”target missile

图2 “流星”导弹Fig.2 “Meteor”missile

国内固体火箭冲压发动机技术研究起步于20世纪70 年代，80 年代中期航天科工集团第三研究院仿制“SA-6”防空导弹，开展了国内首次固冲发动机飞行试验。之后进入燃气流量可调固冲发动机研制阶段，国防科技大学于2010 年11 月完成了国内首次流量可调固冲发动机动力飞行试验，目前已进行多次非壅塞式及壅塞式燃气流量可调固冲发动机动力飞行试验，航天动力技术研究院于2013 年6月完成了燃气流量可调固冲发动机动力飞行试验[12]。国防科技大学、西北工业大学、北京航空航天大学、南京航空航天大学、中国航天科工集团和中国航天科技集团等单位相继开展了固冲发动机相关关键技术研究，取得大量研究成果，推动了我国固冲发动机技术的快速发展[7，13-18]。

纵观固冲发动机研制历程，可以发现固冲发动机研制已有70 余年，经历了多次兴起和跌落，每次兴起和跌落往往伴随着关键技术的突破或提出，从整体式固冲发动机、无喷管助推器，到高能含硼推进剂及其高效燃烧组织、燃气流量调节等关键技术。目前相关技术已取得全面突破，多个军事强国已完成了固冲发动机的飞行演示验证试验，开始进入型号研制阶段。国内在该领域同样取得了突破性成果，但发动机技术指标，如比冲和流量调节比等低于国际先进水平。归根结底在于基础科学问题研究不够透彻，技术水平存在差距，需开展更深入研究。

2 关键技术研究进展

固冲发动机的关键技术包括：发动机总体设计技术、贫氧推进剂技术、燃气流量调节技术、补燃室高效燃烧组织技术、热防护技术、无喷管助推技术、超声速进气道技术、转级技术、试验技术、数值模拟技术等。贫氧推进剂及其在补燃室的高效燃烧组织、燃气流量调节等技术是固冲发动机领域的特有关键技术，本文针对这些技术及转级技术进行了综述。

2.1 燃气流量调节技术

燃气流量调节技术可实现固冲发动机推力可调，对实现固冲发动机宽包络、大机动飞行具有重要意义。自20 世纪90 年代以来成为世界各国研究热点，是新一代可变流量固冲发动机的典型特征。燃气流量调节根据燃气喉部是否壅塞可分为壅塞式和非壅塞式两种：非壅塞式流量调节技术具有自适应特性，结构简单，但流量调节范围有限，流量大小无法主动控制；壅塞式流量调节技术调节范围较宽，不受外部环境影响，可实现流量精确控制，是当前主要流量调节方式。根据燃气流量调节对象又可分为3 种：变喉面调节、变燃面调节和变燃速调节。最具有实用价值的是变喉面调节方案，已成为世界各国的首选方案。

高温高压燃气流量的宽范围精确调节难度大。国内外学者针对该技术开展了大量研究，主要包括流量调节过程的动态响应特性以及流量调节控制技术等方面研究[7，19-20]。燃气流量调节动态响应过程是指在调节过程中，各参数随时间的响应特性，如流量调节的负调特性。调节过程通常希望负调时间短，负调量小。马立坤[21]通过理论分析，建立了固冲发动机流量调节负调理论，指出该现象是系统的固有特性。牛文玉等[22-23]建立了燃气流量可控的燃气发生器的小扰动线性化动态模型，指出流量调节系统是一个非最小相位系统，具有变参数特性和强非线性特性。何坤等[24-25]得出了负调现象的起始条件、终止条件和影响因素，指出合理控制脉冲频率可有效抑制负调。固冲发动机流量调节控制研究需要根据控制对象建立相应的动态模型，采用合适的控制方法实现对象控制。目前主要针对燃气发生器压强进行闭环控制，补燃室压强涉及燃气与空气的掺混燃烧，动态建模较困难，控制效果尚不理想[22，26-28]，需要进一步研究。

经过近30 年的研究，国内外已突破燃气流量调节技术。“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进行闭环控制，流量调节比达到10∶1，可拓展至12∶1[6]。德国拜恩公司针对新研制的低空拦截器固冲发动机，采用了二次燃气通道方案，当飞行器达到一定高度后，打开二次燃气通道以减小燃气流量，可缓解燃气流量调节机构的技术难度[4]。“山狗”靶弹的MARC-R282 固冲发动机采用了柱塞滑阀方案，日本固冲发动机采用了旋转阀方案。俄罗斯的R-77M 导弹的固冲发动机采用了针阀方案，燃气流量调节比可达9∶1[20]。国内航天科工集团第三研究院、国防科技大学、航天动力技术研究院等单位主要采用滑盘阀方案，燃气流量调节比达到8∶1[7，21]。

2.2 贫氧推进剂技术

贫氧推进剂能量性能直接决定发动机理论性能，其点火燃烧特性影响发动机实际工作性能。但由于燃烧组织困难，燃烧效率低，含硼推进剂技术是制约固冲发动机应用的关键技术之一。

20 世纪60 年代以来，世界各军事强国一直致力于含硼推进剂研究，连续实施了有关研究发展计划。国内学者郝利峰等[12]、张琼方等[29]先后对国内外含硼推进剂技术进展进行了综述，包括硼颗粒点火燃烧特性、推进剂燃烧特性提高途径、推进剂配方优化以及推进剂测试表征技术。总结发现，推进剂燃烧特性提升途径主要包括采用更易燃烧的无定型硼、加入易燃或低熔点金属、硼颗粒表面包覆、硼粉团聚处理、使用含能黏合剂取代惰性黏合剂等方式[29-30]。改善硼粉、推进剂点火和燃烧的技术途径各有利弊，在进行推进剂配方设计和性能调节时，应综合考虑利用。

结合公开资料分析，可以发现德国突破了含硼推进剂配方技术，其“流星”导弹用的含硼推进剂代表了国外最高水平，推进剂热值可达50 MJ/L，燃烧速度约为12～14 mm/s，燃气压强指数0.4～0.5 左右[8]。法国和美国等暂未突破含硼推进剂燃烧性能关键技术，“山狗”靶弹采用了能量水平略低的碳氢贫氧推进剂。目前国内也已突破了含硼推进剂技术，湖北航天化学技术研究所和内蒙古合成化工研究所已可进行批量装药。

2.3 高效燃烧组织技术

补燃室是推进剂化学能转化为热能的主要场所，补燃室内高效燃烧组织是推进剂能量充分释放的重要保障，长期以来受到各国学者热切关注。补燃室内燃烧过程是高温一次燃气与冲压空气的非预混多相湍流燃烧过程，涉及掺混过程、气相燃烧过程、颗粒燃烧过程以及各子过程间的相互耦合作用。燃烧组织需要满足上述物理化学过程完成所需时间空间条件。

国内外大量学者开展了补燃室的掺混燃烧研究[17，31-36]，包括参数影响规律研究，参数包括补燃室长度、二次进气角度、头部距离等结构参数，获得了结构参数对补燃室掺混燃烧性能的影响规律。部分学者探索了掺混装置、多喷嘴构型以及引入高温燃气射流等燃烧组织方式。在此基础上，一些学者开展了补燃室结构优化研究，采用基于响应面优化的方法，对不同结构参数进行计算优化，获得了参数影响强弱关系及相对较佳补燃室构型。

经过几十年的发展，固冲发动机领域大量补燃室构型被提出，包括不同燃气出口形式、进气道出口形式等，多种燃烧组织形式也被提出，如二次燃烧、旋流燃烧等。固冲补燃室燃烧组织技术取得了显著进展，补燃室掺混燃烧性能获得显著提升。“流星”导弹固冲发动机，采用双下侧进气道、简化二次进气和燃气两喷口侧喷方案，燃烧效率可达92%[6]。“山狗”靶弹的MARC-R282 固冲发动机，采用X 型进气道、多孔燃气喷嘴，可获得约90% 的燃烧效率[2，34]。国内采用含硼推进剂的固冲发动机燃烧效率，据报道可达94%以上[16，18，36]。

2.4 转级技术

固冲发动机需要依靠助推加速至起动马赫数才能工作，因此，带来了助推器和冲压发动机的工况转换，也就是转级过程。通常是整体式助推器结束工作后，通过转级控制，打开进气道入口和出口堵盖，使空气进入补燃室。同时燃气发生器点火，冲压发动机开始工作。整个转级过程约在300～500 ms 内完成，但涉及物理化学过程多，伴随着飞行器内外流场剧烈变化、堵盖等结构件的解锁分离、燃料的可靠点火、稳定燃烧以及控制规律相互匹配等复杂问题，需要各个部件均能迅速切换状态及可靠工作，难度较大。多次飞行试验结果显示，固冲发动机能否顺利转级直接关系试验成败。

转级过程涉及多项关键技术，包括发动机堵盖设计、进气道压力震荡和起动问题、转级过程时序设计[7，37-38]。堵盖主要包括进气道入口堵盖、出口堵盖、燃气发生器堵盖。通常可分为抛离式和不可抛离式。可抛式堵盖包括抛离式、可消耗式等。抛离式方案已应用于多种超声速导弹型号，技术较为成熟，但存在抛出物损伤飞行器本体的可能。可消耗式堵盖结构简单，附加质量小，通常不存在损伤飞行器本体的风险，是一种较具吸引力的方案，适用于进气道出口堵盖和燃气发生器堵盖。但存在制造难度大、可靠性较差的问题，尚未发展成熟。不可抛式堵盖主要指可转动堵盖，通常应用于进气道入口堵盖，避免了损伤飞行器本体的风险，但增加了附加质量，转动机构较复杂。转级过程另一个关键问题是进气道压力震荡和起动问题。当进气道入口堵盖打开而出口堵盖未打开时，进气道内会出现自激震荡现象，增加飞行器控制难度，降低结构可靠性。同时，需要避免由于燃料供应规律不匹配导致补燃室压力过高带来的进气道不启动问题。这些问题对转级时序均提出了要求，需要合理控制进气道入口和出口堵盖打开时间间隔，匹配好燃料供应规律。

2.5 技术总结

综上所述，国内外固冲发动机关键技术已取得较大突破，可支撑固冲发动机向实用化方向发展。但发动机性能与可靠性仍需进一步提高服务应用，国内技术水平与国外先进水平存在一定差距，需要我们加紧技术攻关，迎头赶上。

燃气流量调节方面后续工作需要进一步提高燃气流量调节范围，提高燃气流量控制精度。在控制对象方面，需要实现补燃室压强闭环控制，并最终发展至发动机推力闭环控制。在控制方法方面，需要根据燃气流量调节过程的非线性特性，发展合适的控制方法。此外，有必要创新燃气流量调节方式，发展出调节范围更宽、实用性更强的流量调节装置。

含硼推进剂后续工作一方面需要加快工程应用研究，系统开展含硼推进剂配方优化和装药工艺研究，进一步提高推进剂能量性能和生产性能；同时，全面开展发动机、推进剂以及绝热层等匹配性试验，突破工程化应用技术。另一方面需深化基础科学问题研究，深入开展硼粉燃烧特性及促燃方法研究，努力提高推进剂使用性能；大力开展含硼推进剂燃烧机理研究，建立推进剂细观燃烧模型，全面提升推进剂配方设计水平。补燃室燃烧需实现在宽空燃比、宽工作压强范围内均具有较高燃烧性能，甚至兼顾热防护性能。此外，在提高发动机燃烧效率的同时，需要考虑补燃室总压恢复系数等问题，优化补燃室构型，进一步提高发动机比冲。

转级技术发展方向主要包括以下方面：首先需加强堵盖设计，重点发展可消耗式堵盖，提高工作可靠性；其次加强转级时序控制研究，应更充分考虑助推器附加热源的影响，一方面合理设计助推器装药，减少残药产生；另一方面合理设计转级时序，优化时序判据，兼顾转级迅速性和安全性能。

3 燃烧基础问题与研究进展

尽管固冲发动机技术已取得显著突破，仍需对发动机基础研究水平具有清醒的认识。以固冲发动机内部燃烧过程为例，涉及多种燃烧过程，包括推进剂燃烧产生一次富燃燃气、一次燃气与冲压空气在补燃室内的多相湍流燃烧，以及其中的含能凝项颗粒燃烧过程等。目前对于推进剂细观燃烧机理、补燃室内湍流燃烧理论认识仍不足，模型缺乏或精度不高，不能很好地预示推进剂燃速及发动机燃烧性能等，只能通过试验探索，研制成本居高不下，性能提升难以为继。迫切需要对主要燃烧过程及其机理开展研究，深入认识其燃烧流动特性，明晰影响发动机性能的本质规律，从而探索提高发动机性能的方法措施。本文对国内外推进剂细观燃烧机理、多相湍流燃烧机理、颗粒燃烧机理研究进展进行了展示，为后续研究提供思路。

3.1 推进剂细观燃烧机理

含硼推进剂在燃气发生器内的自维持燃烧过程包含异质推进剂内部导热与热解，燃面处的气-固化学反应与热-质耦合输运，含能凝相颗粒的点火燃烧，燃气中颗粒与颗粒之间以及颗粒与气相之间的相互作用等复杂的物理化学过程。高焓多相富燃燃气如何生成、如何演化，以何种状态进入补燃室等问题的回答是研究高焓多相富燃燃气在补燃室内进一步能量释放的前提和依据。

然而目前对贫氧推进剂一次燃烧过程缺乏准确的认识，一次燃烧机理不明，一次燃烧产物状态参数难以获得。一方面导致推进剂配方设计缺乏依据，另一方面影响补燃室燃烧性能预示。迫切需要开展推进剂燃烧机理研究，建立推进剂细观燃烧模型。现有研究[39]主要从宏观层次对其燃烧特性（如燃速、燃烧波结构）进行评估和测试，燃烧模型属于唯象模型范畴，无法满足推进剂技术发展需求，需要开展推进剂细观燃烧模型。

目前细观燃烧主要针对固体火箭发动机内的复合推进剂。在该方面，美国高级固体火箭发动机仿真中心CSAR 的研究人员做出了大量开创性的工作，已开发出三维、多物理场耦合的固体火箭发动机仿真软件。2000 年第一次实现了全三维复合固体推进剂的仿真。复合推进剂选用AP/HTPB推进剂，氧化剂颗粒周期性分布。此后，模型获得进一步改进，如在复合固体推进剂细观模型生成算法方面采用分子动力学的事件驱动法，进行AP/HTPB 复合固体推进剂细观模型的生成；使用Knott的算法生成固体推进剂并进行三维燃烧场的计算；在建立细观固体推进剂模型时，考虑大尺寸颗粒的影响以及处理极小直径AP 颗粒的方法。随着模型的发展，可进行更加详细的计算，实现气相区、固相区以及燃面退移的完全二维耦合计算，可分析纯AP 分解的不稳定性以及颗粒尺寸对推进剂燃速的影响。将上述二维计算扩展到三维计算，可实现AP/HTPB 复合固体推进剂细观燃烧模型全三维气相、固相及燃面非均匀退移耦合计算。燃面追踪方法从原来的映射方法改进为水平集（level set）方法，可计算燃面沿着推进剂裂纹扩展燃烧或是考虑有金属颗粒的燃烧。

经过10 余年的发展，复合推进剂细观燃烧模型可以实现真实推进剂的众多物理特性的计算，如：氧化剂颗粒在黏合剂中随机分布的打包算法、固相区三维非稳态热传导、非平行层燃烧规律燃面非稳态退移、耦合非稳态情况下从燃面喷射出反应物的三维燃烧场等[40]。除了美国高级火箭仿真中心外，佐治亚理工大学、法国的ONEAR 也进行了类似的研究，其采用的技术手段与高级火箭仿真中心尚存一定差距。目前，对于基于颗粒填充的贫氧推进剂细观燃烧模型，国内还少见报道，国防科技大学针对NEPE 固体推进剂细观燃烧模型开展了研究，初步建立了NEPE 推进剂细观燃烧仿真平台[39]。今后有必要大力开展贫氧推进剂细观燃烧机理研究，建立贫氧推进剂细观燃烧模型及数值仿真方法，提高推进剂配方优化设计水平。

3.2 多相湍流燃烧机理

含硼固冲补燃室内部湍流燃烧过程涉及多相湍流掺混、凝相颗粒弥散与团聚、燃烧与传热等过程，呈现高度复杂的非线性与多尺度特征。多相射流如何与空气有效掺混，凝相颗粒在补燃室内如何高效燃烧，多相流动与燃烧如何耦合作用等是提升固冲发动机燃烧效率的核心基础性问题。

早期模拟主要针对无反应的流动过程[41]，采用分区建模的方法将发动机燃烧室分为多个区域，但区域间耦合求解困难。随后，学者开始用雷诺时均方法对湍流流场进行统一计算，以欧拉方法求解连续相，通过湍流模型对流动过程进行模拟，湍流燃烧模型求解燃烧流场，实现补燃室内气相燃烧过程模拟。为模拟多相流场，引入拉格朗日方法求解离散项，然后与连续相耦合求解，建立了多相流计算方法。大量学者通过该方法开展了补燃室内多相湍流燃烧过程，分析补燃室流场结构和参数影响规律，加深了对发动机内流场特征的认识。

但当前数值模拟方法计算精度较低，计算速度也难以满足日益增长的工程需要，因此需要发展精度更高、速度更快的数值方法。为更准确地模拟湍流流动过程，学者们逐渐引入大涡模拟技术研究发动机内部流场，但所需时间长，雷诺时均求解N-S方程仍是主要方式。针对湍流燃烧过程，为提高计算速度，湍流燃烧模型由涡团破碎模型（EBU）燃烧模型逐渐向概率密度模型（PDF）燃烧模型过渡，后者简化了化学反应动力学求解过程，将求解精度转移到PDF 表格计算中，大大缩减了燃烧流场的计算时间，获得显著发展，虽然结合多相流燃烧的尚少见，但它将是近期发展趋势。由于离散相对燃烧流场的显著影响，针对离散相的计算求解愈发重要，包括离散相的运动模拟和点火燃烧过程模拟，需要发展更加精确的模型提升模拟精度。

3.3 硼颗粒点火燃烧机理

在含硼固冲发动机一次燃气中含有大量凝相颗粒，主要成分包括硼、碳等多种凝相产物，可占燃气总质量的70%以上，硼、碳颗粒及其化合物燃烧放热量可达一次燃气总放热量的80%以上。一次高焓富燃燃气射流中硼、碳颗粒在补燃室内的点火燃烧，是固冲发动机高效燃烧组织的核心问题之一。如何高效组织一次高焓富燃燃气射流中硼、碳颗粒在补燃室内的点火燃烧，是固冲发动机研制过程中的重大技术难题，有必要深入研究硼、碳颗粒点火燃烧机理，点火燃烧过程因素影响规律及调控规律研究，提高颗粒燃烧效率，实现颗粒燃烧热的充分利用。碳颗粒燃烧研究较多，本文主要综述了硼颗粒点火燃烧进展。

近年来硼颗粒点火燃烧成为研究热点，国内外学者已初步建立硼点火燃烧理论[42-45]。硼颗粒点火燃烧过程分为两个阶段：颗粒着火后短暂发亮的点火阶段和持续剧烈氧化的燃烧阶段。点火阶段认为是带有液态氧化层硼颗粒的反应阶段，由于B2O3熔点低，黏性大，在加热过程中形成一层液态氧化层覆盖在硼颗粒表面，阻碍硼燃烧，点火阶段通过蒸发及表面异相反应去除氧化层，当氧化层消耗完毕，即进入燃烧阶段；燃烧阶段被认为是洁净硼颗粒与环境中氧化性气体的剧烈氧化反应过程。由于硼沸点高（4 139 K），不易发展为蒸发燃烧模式，而是与碳颗粒相似，属于表面燃烧模式，氧化性气体扩散吸附至颗粒表面与硼发生表面反应，产生的中间气相产物B2O2扩散至环境中进一步氧化燃烧，生成最终产物B2O3。但当在高温高压及低氧等环境，硼颗粒燃烧会表现出单阶段燃烧现象，目前尚缺乏合理解释。

理论建模方面逐渐形成了两类模型：一种是以King 模型、Williams 模型、PSU 模型等为代表的半经验模型；另一种是普林斯顿大学Zhou 等建立的详细化学动力学模型。前者不考虑全部反应，以一步或多步总包反应进行简化，因此简单易于应用，但不能完全反映真实的物理过程，尤其是中间产物的产生消耗，受限于简化处理，存在较大误差，如当前硼颗粒点火模型预测精度较低，相关点火机理尚不明确；后者考虑全部化学反应，可以反映整个燃烧过程，具有更高的精度，但过程复杂，计算量大，目前尚不能达到工程应用水平。此外，由于缺少化学动力学数据，导致目前模型精度不足。但总体而言，随着计算水平的提高，该方法是未来发展趋势，有必要深入研究。

4 总结与展望

综上所述，国内固冲发动机技术取得了长足进步，并已取得关键技术的全面突破，开始进入型号研制阶段。但跟国外先进水平仍有差距，部分技术可靠性不足，需要继续加强关键技术攻关，如提高燃气流量调节范围和精度，提高转级过程成功率等。结合燃烧基础问题研究进展，对后续基础研究工作提出了以下建议：深化推进剂细观燃烧模型研究、补燃室内多相湍流燃烧过程数值方法研究及颗粒点火燃烧理论研究，完善相关机理，改进发动机性能预示方法，从而加强发动机工作过程认识，提高发动机设计水平。最后提倡固体推进技术创新，推动固体推进技术向着更高速度（固体火箭超燃冲压发动机等）、更智能可控（如电控固体发动机）等方向发展，进一步丰富和发展固体推进技术。