固体燃料超燃冲压发动机研究概况

王宁飞，王俊龙，武 毅

（北京理工大学 宇航学院，北京 100081）

0 引言

高超声速飞行器一般是指大气层中飞行速度超过5 马赫的有翼或无翼飞行器[1-2]，包括高超声速导弹、高超声速飞机、空天飞机等，其主要应用于全球快速到达与远程攻击、低成本天地往返等领域。由于在国防以及民用航天领域的重要战略地位，高超声速飞行器备受重视，一直是美、俄、日及欧盟各国航空宇航技术发展的重点。对于高超声速飞行器而言，研制与其匹配的动力系统是非常关键的一个环节。目前已经应用或在研的动力系统主要包括3 类：火箭基发动机[3-4]、涡轮喷气发动机[5]、冲压发动机[6-7]。这3 种发动机的工作马赫数范围和比冲范围如图1 所示。

图1 各类推进动力比冲性能Fig.1 Evaluation of specific impulse vs Mach number for different jet engines employing hydrocarbon/hydrogen fuel

基于火箭技术的火箭基组合循环（Rocket-Based Combined Cycle，RBCC）发动机必须自身携带全部的氧化剂与燃料混合燃烧，这增加了推进系统和飞行器的质量，其成本高，比冲低，结构复杂；马赫数4 以上的涡轮喷气发动机和脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，PDE）仍处在早期探索阶段，涡轮发动机与双模态冲压发动机的组合动力系统（Turbine-Based Combined Cycle，TBCC）、脉冲爆震发动机（PDE）还面临着与液体燃料超燃冲压发动机同样的难题，即如何解决液体燃料在超声速条件下高效燃烧的问题。此外，由于需要加注液体燃料，这类发动机存在战备所需时间较长的缺点，易失去战争先机。相对而言，基于固体燃料的超燃冲压发动机（Solid Fuel-Scramjet）能使其吸入的空气作为氧化剂并快速燃烧，提高比冲，且具有结构简单、可靠性高、安全性好、反应迅速、存储运输方便等优点[8]，使其在高超声速推进领域中有广阔的应用前景。若将其用作武器装备的动力系统，上述优点非常诱人，再加上其超快的速度，将会对作战目标产生致命的打击。因此，固体燃料超燃冲压发动机在未来高超声速战术、战略武器领域有广阔的应用前景。

本文首先对固体燃料超燃冲压发动机的基本结构和原理做了简单介绍；然后针对国内外现有的固体燃料超燃冲压发动机相关研究做了详细阐述，其中，包括国内外超燃冲压发动机所使用的固体燃料相关研究，发动机机理研究相关的数值模拟和实验研究等；最后对固体燃料超燃冲压发动机存在的问题和优势做了总结，并对未来发展方向做了展望。

1 固体燃料超燃冲压发动机

固体燃料超燃冲压发动机是一种将固体燃料浇注或黏接在燃烧室内，与超声速气流直接燃烧的冲压发动机。如图2 所示，固体燃料超燃冲压发动机通常由进气道、燃烧室和喷管3 部分组成。来流的超声速空气气流经过进气道进入燃烧室，固体燃料在超声速气流中热解，热解燃气与来流空气掺混燃烧，燃烧产生的高温燃气经喷管膨胀产生推力。

图2 固体燃料超燃冲压发动机结构图Fig.2 Schematic diagram of solid fuel scramjet

类似于固体火箭发动机，因固体燃料冲压发动机所使用的固体燃料化学性质较稳定，且预先不与氧化剂接触，故其拥有安全性高、结构简单、存储运输方便等优点。然而固体燃料超燃冲压发动机也存在诸多问题，比如在超声速气流中点火困难，固体燃料表面热流量可能不足以使固体燃料热解产生足够的燃气，从而无法维持稳定燃烧状态。此外，由于超声速气流在燃烧室内停留时间较短，固体燃料热解的化学反应时间可能大于停留时间。热解产生的燃料可能无法与空气充分混合，从而导致稳定燃烧无法建立，使其燃烧效率较低[9]。针对以上问题，近年来国内外学者做了大量相关研究，具体总结如下。

2 国外研究现状

针对固体燃料超燃冲压发动机这个概念，起初研究者对其可行性持怀疑态度。直到20 世纪80 年代，Witt 等[10]使用PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)和HTPB(端羟基聚丁二烯)两种燃料进行了超声速燃烧试验，他们在固体燃料超燃冲压发动机中使用PMMA，在双模态冲压发动机中用HTPB 作燃料。研究发现：尽管燃烧过程中热损失较高，但两种构型中均发生了超声速燃烧，即固体燃料超声速燃烧是可以实现的。在验证了SF-Scramjet 概念的可行性后，国外相关研究工作者开始重点关注超燃冲压发动机中使用的固体燃料性质和固体燃料超燃冲压发动机机理研究。

2.1 固体燃料相关研究

迄今为止，尽管世界各国研究的固体燃料范围很广，但超燃冲压发动机中对固体燃料要求较高，能够满足高能量密度、高燃烧效率及快速反应时间等诸多要求的高性能固体燃料并不多。目前，SFScramjet 发动机试验使用的碳氢燃料通常为聚合物，如聚丁二烯(PB)、聚乙烯(PE)、聚甲基丙烯酸甲酷(PMMA)、聚丙烯(PP)和聚苯乙烯(PS)。在很多学者的发动机机理研究中均使用了PMMA[11-15]，其易加工且透明易于观察。然而，因其分子中含有大量含氧成分(32%)，PMMA 并不是一种理想的固体超燃发动机燃料。关于超燃冲压发动机中使用的固体燃料方面的研究，主要包括：针对固体超燃的特性需求开发新型推进剂的相关研究，常用的碳氢燃料中添加高能金属颗粒的相关研究，以及对固体燃料热解性能的相关研究。

2.1.1 新型固体燃料

关于新型固体燃料的研究，其中包括20 世纪80年代某机构研制了新一代含能立方烷衍生物，其中聚氰基立方烷化合物、1-4 二氰基立方烷和四氰基立方烷是一种理想的高能量密度燃料，适用于体积有限的场合。Helmy[11]考察了此类化合物作为固体燃料冲压发动机燃料的特点。研究发现，当空燃比为6∶10时，两者性能相似，理论比冲约7 000～11 000 N·s/kg。Friedauer 等[12]将以上二聚物与10%苯乙烯-聚丁二烯共聚物黏合剂制成固体燃料，在马赫数为0.12～0.25、静温为300 K 空气中点火，发现其热值是HTPB 固体燃料2 倍，而在相同热动力学条件和几何构型下，此聚合物点火时间比HTPB 燃料高一个数量级。Segal 等[16]研究的烯烃二聚物C22H44也是一种高能量密度燃料(PCU)。研究发现，在相同形状及热力学条件下，点火时间比HTPB 高一个数量级，热值约为HTPB 的2 倍。此外，LiH 作为一种新型高能固体燃料，近几年受到了诸多研究者的关注。LiH 在高温下分解产物为Li 和氢气。LiH 的储氢容量约为13.9%，比液化氢的氢含量还要高[17]。Li 是最轻的金属，同时也是高含能材料。一方面，若用Li 作为固体燃料来代替固体推进剂，不仅能量高、燃速大，而且具有极高的比冲[17]；另一方面，LiH分解产生的氢气注入到超燃冲压发动机燃烧室内，可显著改善其点火性能，同时提高超声速燃烧气流火焰稳定性和燃烧效率，进而提高其比冲。2009年，Simone 等[18]对LiH 作为固体燃料的可行性及其超声速燃烧进行了数值研究。在对LiH 化学反应特性进行了热化学计算分析基础上，给出了详细的LiH 燃烧模型描述，其中包括LiH 液化、分解、液滴挥发、反应等过程，并通过量级分析和合理假设对燃烧模型进行了简化。然而，国内几乎没有开展基于LiH 的固体超燃冲压发动机的研究。

2.1.2 金属颗粒添加对固体燃料性能的影响

第二类关于固体燃料的研究是在常用的碳氢燃料中添加金属颗粒等成分组成混合物。从热值的角度考虑，硼是首选，铝、镁和碳等次之。Scott等[13，19]针对燃料组分对燃烧影响进行了研究，发现含金属燃料需要更高的压力和更长的停留时间来达到更好的燃烧效率。Snyder 等[20]对跨音速和超音速流动下的燃料燃烧特性进行了研究，发现传统碳氢燃料如HTPB 等在低压下更难点燃。然而，通过添加一些共聚物如BAMO/NMMO 等可以解决这个问题，因为这些聚合物所需分解热较少且凝聚相也可与氧反应。1990 年，Netzer[21-22]和Ciezk[16]等针对Ti2B 和B4C 含硼燃料开展了大量试验研究，主要研究了其在固体燃料冲压发动机中的点火特性和燃烧过程。研究表明，在药柱表面，高速气流对其的冲击会滞止产生大量热量，在促使燃料完成相变、分解与气化的同时，部分未燃颗粒也从表面喷出，进而改变流场结构。这意味着燃料受热行为研究非常重要。

2.1.3 固体燃料热解性能

在SF-Scramjet 燃烧室中，时刻发生着处于较强切向流动中的高强度传热、传质的复杂过程，且流动、传热与燃烧是高度耦合的。燃烧室内气体流动状态与燃料物化性能及整体温度分布决定了气固两者间的热通量，进而影响着固体燃料的燃面退移速率。同时，燃面退移速率的快慢又会迅速影响到燃烧室内空燃比等参数上，进而影响燃烧特性与流场结构。所以，在研究SF-Scramjet 内固体燃料燃烧特性前，了解固体燃料的热解性能至关重要。

研究固体燃料热解特性的早期方法为体积热解方式为主，主要方法有热重分析法（Thermal Gravimetric Analysis，TGA）、示差热分析法（Differential Thermal Analysis，DTA）和扫描量热法（Differential Scanning Calorimetry，DSC）。此类方法缺点在于升温速率低（约1～100 ℃/min），燃料样品少。固体燃料在SF-Scramjet 燃烧室中的温升速率在107 ℃/min 量级，因此，升温速率更高的线性热解方法更为接近固体燃料的实际燃烧过程。根据热源及传导方法的不同，线性热解方法包括热平板导热法[23]、热线导热法、热筒导热法、火箭发动机尾气导热法[24]、扩散火焰自加热法[25]和电弧辐射加热法[26]。

Martin 等[27]采用热筒导热方式（温升速率可达1 000 ℃/s），对4 种固体燃料在发动机中的热解特性进行了试验研究，结果表明，对于纯HTPB，当固体燃料壁面温度Tw＜722 K 时，指前因子A0为3 965 mm/s，活 化 能Ea为55.89 kJ/mol；当Tw＞722 K 时，指前因子A0为11.04 mm/s，活化能Ea为20.56 kJ/mol。Arisawa 等[28-29]利用温度快速跃升与快速扫描技术研究了HTPB 在惰性环境中的热解特性。该方法可以在瞬时升温，以检测气体产物种类和浓度变化情况，非常适合研究SF-Scramjet 中固体燃料热解问题。Wilde 等[30]分别针对PE、PMMA 在混合发动机和SFRJ 中的热解特性进行了研究，结果显示，对于PMMA，指前因子A0为7.21 mm/s，活化能Ea为222.260 kJ/mol。

2.2 固体燃料超燃冲压发动机机理研究

固体燃料超燃冲压发动机中固体燃料直接暴露在超声速气流中并迅速完成燃烧，这相当于将燃烧过程集聚在超短距离、超小空间内迅速实现，固体燃料的相变、分解与汽化、燃烧等复杂过程要在燃烧面处在切向超声速气流中快速完成，其中涉及固体燃料在切向高速气流作用下的传热与传质机理，边界具有高质量流量燃气和强热量交换的主流超声速流动机理，以及集成于超燃冲压发动机时的燃烧启动与稳定性等燃烧流动基础问题，其涉及诸多复杂物理化学过程，但目前公开的与固体燃料超燃冲压研究相关的文献还较少。

2.2.1 理论模型方面

Ben-Arosh 等[31]研究了二维轴对称模型，如图3所示，其考虑了火焰稳定段与等直段。数值求解了二维、轴对称、k-ε湍流模型，两反应、六组分反应流模型。模拟了5～15 km 下的飞行马赫数，对应的设计马赫数为1.5。针对飞行马赫数、燃烧室尺寸等参数对燃烧性能影响进行了探索，研究显示燃料与来流空气在1 ms 左右可以充分掺混，形成扩散火焰，其温度最大值为2 846 K。燃速从入口截面向附着区逐渐增加，下游区域的燃速近乎恒定。化学反应产生的热量降低了当地马赫数，改变了压力分布，并增加了回流区中的流动。但其采用经验公式计算燃面换热量的方式具有局限性、未进行气流通道面积随时间变化的非稳态计算，未考虑湍流对化学反应的影响，使得其模型简化过多，只具有参考价值。

图3 Ben-Arosh 等的超燃燃烧室构型Fig.3 Ben-Arosh et al.’s scramjet combustor model

Jarymowycz 等[32]对HTPB 特性进行了理论分析，该模型构型如图4 所示，Jarymowycz 等的超燃燃烧室构型，只考虑了等直段，通过数值计算分析了超音速横流中固体燃料的燃烧，控制方程基于时间相关的多维可压缩N-S 方程和组分输运方程。这一方法的特征是考虑了有限速率化学反应和可变参数，湍流模型采用Baldwin-Lomax 代数模型。控制方程的数值求解使用矢通量分裂LU-SSOR 技术，隐式对待源相，细致地研究了不同操作条件对HTPB 固体燃料燃烧的影响。从燃料燃烧机理出发，系统地考虑了燃料燃烧与流动及化学反应间的相互影响，而不是采取某些文献中假定燃料壁面温度一定或采用对流换热经验公式的做法。结果表明，进气道的温度和压力对燃速有强烈的影响。在发动机的工作范围中，一个最优的压力值可以使得燃速最大化。但其研究假定燃面固定，未考虑内径变化及湍流燃烧带来的影响。

图4 Jarymowycz 等的超燃燃烧室构型Fig.4 Jarymowyycz et al.’s scramjet combustor model

Ben-Yakar 等[33]建立了简化的一维准稳态理论模型来分析燃烧室扩张段的流动，控制体如图5 中Ben-Yakar 模型中控制体所示，分析考虑了壁面燃料汽化产生的加质、燃烧产生的加热、壁面摩擦及内腔横截面积的变化，进而对燃速进行预测。其未考虑流动中可能发生的激波以及热损失，一维模型预测结果与试验获得数据符合较好。随后，其对凹腔在超音速燃烧室内流动用于火焰稳定研究进行了综述[34]，总结了许多学者对凹腔基础流场特性的研究，包括基于长深比的凹腔不同流动机理（开式或者闭式）、振荡以及振荡控制、不同凹腔构型的阻力、对点火过程至关重要的凹腔内流体的驻留时间。

图5 Ben-Yakar 模型中控制体Fig.5 Geometry and nomenclature for the differential control volume of Ben-Yakar model

2.2.2 数值模拟

Jarymowycz 等[32]对超声速来流下的固体燃料燃烧进行了数值研究，拟合得到的燃速公式如下：

结果表明，燃料退移速率对入口温度和压强的改变较为敏感，特别地，当压强p＜405.3 kPa 时，燃速随压强升高而迅速增加；但当压强p＞405.3 kPa时，燃速随压强升高而缓慢降低，即在压强变化范围中存在最优值使得燃速值达到最大。Ben-Arosh等[31]利用Phoenics 软件进行了数值研究，结果表明，随轴向距离增加，燃料经过再附着后，其分布逐渐靠近燃烧室中心，并与主流空气发生足够掺混，在近壁面区域发生燃烧，燃面将空间分为亚声速区和超声速区，燃烧效率为70%～90%。Sun 等[35]应用Fluent 软件模拟了3 种燃烧室内的固体燃料燃烧，燃烧室进口空气流的马赫数为1.5，总温为1 270 K，总压为3 039.75 kPa，计算结果说明扩张段的速度比无反应时大。燃烧发生在装药壁面附近，燃烧效率在35%～45%，比推力和比冲随着燃料退移而降，都比试验结果低。Bose 等[36]研究了HTPB 在超音速横流下的燃烧，结果表明在无反应流场中，随着固体边界的退移，主流空气速度降低。在反应流场中扩张段的超音速区域比无反应流场中的增大，燃烧发生在燃料壁面附近。

2.2.3 实验研究方面

实验研究方面，美国海军装备研究院的Witt等[10]和Angus 等[37-38]首次提出了固体燃料超燃冲压发动机在战术武器上的应用想法，并展开了初步的探讨。他们通过添加氢气作为点火炬进行试验，验证了固体燃料超声速燃烧的可行性，并计算了相应的燃烧效率。Angus 以PMMA 为燃料，使用具有放大镜头和分级标定屏幕的摄像机，对燃料的燃面推移变化规律进行了连续观测，其摄像机确定的燃料瞬时内部轮廓线精度已经达到0.05 mm。

1994 年，以色列理工Ben-Yakar 等[33]在试验中，首先实现了固体燃料在超声速气流中的自燃和稳定燃烧，并初步给出了燃烧室内固体燃料自燃和维持火焰稳定的限制条件。其采用PMMA 为固体燃料，试验系统及燃烧室构型如图6 中Ben-Yakar 所采用的试验系统所示。通过试验其还建立了PMMA的燃面退移速率与空气质量流率的关系：

式中：为燃面退移速率；为空气质量流量。

图6 Ben-Yakar 所采用的试验系统及燃烧室构型Fig.6 Schematic of experimental system and combustion chamber（dimension in mm）in the work of Ben-Yakar

Cohen-Zur 等[38]在Ben-Yakar 工作的基础上，提高了燃烧室进气口的总温、总压和流量，扩展了固体燃料超燃冲压发动机的应用范围。通过测量沿药柱轴线分布的测点压力，对所记录影像进行数学分析，研究流体和燃烧现象，得到了燃速与来流气体状态参数的关系式。与Jarymowycz 等[32]的研究相比，其增加了来流空气流量这个敏感因子：

式中：r为燃面退移速率；mair为空气质量流量；Tt，in为入口总温。

3 国内研究现状

随着国外诸多研究者对固体燃料超燃冲压发动机的研究不断深入，近年来，国内也陆续开展了固体燃料超燃冲压发动机的相关研究。航天科技集团四院、北京理工大学、南京理工大学以及国防科技大学等相关的单位，对固体燃料超燃冲压发动机做了数值模拟和实验方面的相关研究。

杨向明等[39]基于一种固体燃料超燃冲压试验发动机的试验数据，对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用UDF 给定PMMA 燃料进口边界，结果显示：燃烧室流场特性分布符合理论分析；燃烧室固体燃料壁面的燃料退移率与试验数据有一定差异，但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与试验值近似；沿轴向的燃面附近的压力分布与试验结果较为吻合。

刘伟凯等[40]建立了固体燃料超燃冲压发动机工作过程模拟的数值模型。控制方程采用耦合动量、能量、连续性方程以及组分输运方程的雷诺平均N-S 方程；湍流模型采用RNGk-ε方程。结果表明：超音速燃烧室静压随轴向距离的增加而逐渐降低；流场中心区域为混合超音速流动，而后向台阶的圆周区域为亚音速流动；燃烧效率随着轴向距离的增加而增加。

近5 年来，由北京理工大学王宁飞教授带领的课题组，对SF-Scramjet 燃烧室内燃烧特性及流场结构等方面进行了很多详细的探索性研究。Pei等[41-42]数值研究了凹腔长深比对SF-Scramjet 性能的影响，使用SSTk-w模型能细致地模拟激波，二阶迎风CFD 用来模拟轴对称带凹腔燃烧室的动力学流动，研究关注了凹腔在超音速流动中对燃烧的增强，及凹腔长深比在3～5 之间改变对流场的影响。陶欢等[43-44]研究了凹腔构型对SF-Scramjet 燃烧室内的混合和燃烧效率的影响，结果揭示了凹腔的引入能够增强混合效率，研究认为存在一个优化的凹腔既能增强混合和燃烧效率又不使得总压损失过大。同时，研究了燃烧室长度对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响[45]。结果表明，随着等直段长度的增大，燃烧室出口处燃烧效率逐渐减小，燃烧室内总压损失逐渐减小，燃烧室推力逐渐增大改变扩张段长度，发现扩长段长度变化对燃烧室流场结构的影响较小，随着扩张段长度的增大，燃烧室出口燃烧效率和燃烧室推力都略微减小。李彪等[46-47]研究了SF-Scramjet 在马赫数4～6 之间工作时的性能，并以飞行马赫数为6、高度25 km 为设计条件，对发动机各部件进行了初步设计，数值模型中考虑了在燃烧室之前加入恒定面积的隔离段，结果显示，燃烧室性能随着进口静压的增强而增加，同时增强性能和总压损失增加之间需要进行综合考虑。王利和等[48-50]将固体燃料的燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中，建立了固体燃料超燃冲压发动机的准一维计算方法，利用该方法，在飞行条件一定的前提下，改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数，得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明，在设计飞行条件下，提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能，但总温对燃烧室性能的影响更大。Chi 等[51]对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室自点火特性进行了理论与数值仿真研究，研究表明，更长更深的凹腔有利于自点火的成功，建议燃烧室使用多台阶凹腔构型以增加自点火性能。王宁飞等[52]对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率的研究现状和进展进行了详细阐述，分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及试验研究等方面出发，论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点。

图7 为王宁飞课题组搭建的超燃冲压发动机加热器实体图。Liu 等[53]利用Fluent 软件对以PMMA为燃料的SF-Scramjet 燃烧室进行了大量稳态数值模拟，并得到了可用于工程的经验公式。Hu 等[54]对组合式固体燃料超燃冲压发动机进行了数值仿真研究。仿真结果显示，二次燃烧发生于超声速燃烧室中，出口处的总压损失为0.65，燃烧效率为48%。

图7 王宁飞课题组所采用的加热器实体图Fig.7 Heater entity diagram adopted by Wang Ningfei，s research group

综上所述，国外在固体燃料冲压发动机试验方面的研究很多，包括亚声速燃烧、超声速燃烧和双模态燃烧等，地面试验以直连式试验和自由射流试验为主，固体燃料有PMMA、HTPB 和PE 等。国内主要集中在亚声速燃烧，超声速燃烧方面的试验研究公开文献较少。

4 结束语

固体燃料超燃冲压发动机具有储存便捷、快速响应、比冲高等优点，在民用和军用领域均有显著的应用价值，但其存在的固体燃料超声速流动下燃烧稳定性差等难题，使得近年来在此方面的研究进展相对迟缓。因此，对燃烧室内固体燃料的燃烧特性研究就显得至关重要。固体燃料超燃冲压发动机燃烧室内部在稳定工作时无法进行燃料控制，是一个强瞬态的过程，耦合了主流气体与固体燃料间的换热、固体燃料热解加质、化学反应等因素，且有复杂的波系结构影响着流场。

固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等并未得到更为深入的分析，未来可从传热角度来分析建立不同种类固体燃料超燃下的受热行为模型，并在考量不同燃料的物理化学性质等基础上，创建SF-Scramjet 固体燃料选择的标准参数（汽化热、比热等）。后续的研究可以着眼于分析不同阶段流场结构下或波系结构下的燃面导热规律，进而完善燃面退移理论预估模型。

试验发现，燃烧室在工作后期壁面上出现逐渐明显的波纹，这意味着流场出现了大量的涡结构，而是否可以以大涡模拟的方法，分析细微尺度下流场的结构并耦合在固体燃料的传热与加质过程中，也将是未来数值探索的一个方向。在分析燃烧室动态工作过程中，并未将之放于发动机中与进气道、隔离段、尾喷管相匹配，未来从设计角度，在考虑飞行参数、进气道与隔离段性能的基础上，可以进行发动机整体数值模拟，这样能更为直观地得到发动机的整体性能参数，为进一步工程设计提供参考。