固體火箭沖壓發(fā)動機技術研究進展

夏智勛，陳斌斌，黃利亞，王德全，馬立坤

（國防科技大學空天科學學院，湖南長沙 410073）

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機（SDR）簡稱固沖發(fā)動機，也稱管道火箭，是一種組合沖壓發(fā)動機。將固體火箭發(fā)動機與沖壓發(fā)動機進行組合，以沖壓空氣攜帶的氧作為氧化劑，降低推進劑中氧化劑含量，提高發(fā)動機比沖，相比固體火箭發(fā)動機比沖提高3～5倍。固沖發(fā)動機可顯著提高以固沖發(fā)動機為動力系統(tǒng)的導彈射程，是新一代超聲速巡航導彈的理想動力系統(tǒng)。采用固沖發(fā)動機的超聲速巡航導彈射程遠，突防能力強，且成本低，可靠性高，作戰(zhàn)相應快，已成為世界各國研究熱點[1-3]。

鑒于固沖發(fā)動機的飛快發(fā)展，本文對發(fā)動機研究歷程、相關技術進行綜述與總結，以期發(fā)現(xiàn)固沖發(fā)動機發(fā)展規(guī)律和存在問題，為發(fā)動機技術進一步發(fā)展提供思路。本文首先展示了固沖發(fā)動機的研制進展，然后針對燃氣流量調節(jié)、貧氧推進劑、高效燃燒組織、轉級等關鍵技術開展綜述，最后介紹了發(fā)動機工作過程涉及的基礎燃燒問題。

1 發(fā)動機研制進展

固沖發(fā)動機技術的相關研究始于20 世紀50 年代，發(fā)展歷程大致可分為以下幾個階段[1，2，4-10]：

20 世紀50 年代初期至60 年代后期，是固沖發(fā)動機概念提出和方案探索階段。該時期發(fā)動機方案主要仿照液體沖壓發(fā)動機，采用串聯(lián)或并聯(lián)助推器，結構復雜而笨重，加上貧氧推進劑比沖低，發(fā)動機實用性較差。美國采用高能含硼貧氧推進劑（簡稱含硼推進劑）提高發(fā)動機比沖，由于燃燒組織困難，研制工作一度停滯。20 世紀60 年代后期，蘇聯(lián)研制成功第一個以固沖發(fā)動機為動力的“SA-6”防空導彈，采用整體式固沖發(fā)動機方案，大大減小助推器質量，提高了導彈實用性能。在中東戰(zhàn)爭中，取得出色戰(zhàn)果，展示了固沖發(fā)動機優(yōu)越的使用性能，帶來固沖發(fā)動機的研制熱潮。

20 世紀70 年代初期至90 年代后期，是固沖發(fā)動機關鍵技術攻關階段。在70 年代初期至80 年代中期，以整體式固沖發(fā)動機技術為核心，各國掀起了一股研究熱潮，美國、德國、法國等相繼開展了多種固沖發(fā)動機應用項目的研制工作，突破了整體式固沖發(fā)動機、無噴管助推器等技術。但受限于燃氣流量調節(jié)能力差，高能含硼推進劑的研制及燃燒組織困難，固沖發(fā)動機研究工作陷入低谷。期間法國探索了非壅塞燃氣流量調節(jié)技術，研制了Rustique發(fā)動機，但調節(jié)能力有限。德國[6]開展了壅塞式固沖發(fā)動機的燃氣調節(jié)技術研究，可調范圍較寬，但受限于當時技術水平，不足以滿足應用需求。20 世紀80 年后期至90 年代后期，隨著相關技術的積累，以燃氣流量調節(jié)技術和高能含硼推進劑技術為核心，各國重新掀起固沖發(fā)動機研究熱潮。在此時期，德國[10]在相關領域取得了顯著成果，至1999 年EURAAM 計劃結束時，含硼推進劑中硼含量可達35%，體積熱值可達51 MJ/L，燃氣流量調節(jié)比10∶1，且燃燒性能優(yōu)越。

21 世紀初至今，隨著關鍵技術的相繼突破，各軍事強國進入燃氣流量可調固沖發(fā)動機的飛行演示論證階段。美國先后開展了3 項以燃氣流量可調固沖發(fā)動機為動力的導彈項目，包括超聲速掠海靶彈“Coyote”（“山狗”，代號GQM-163A，如圖1 所示）、高速反輻射導彈（HSAD）和三目標終結者導彈（T3），其中“山狗”靶彈已小批量裝備軍隊。歐洲“Meteor”（流星，如圖2 所示）空空導彈于2002 年開始研制，2006 年進入飛行試驗階段，先后完成了研制飛行試驗、制導飛行試驗和綜合集成飛行試驗。2016 年7 月11 日瑞典空軍宣布流星導彈正式列裝配備鷹獅戰(zhàn)斗機，該導彈具有當前同類導彈最先進技術水平，比沖可達9 000 N?s/kg，燃燒效率可達92%。德國還進一步提高發(fā)動機巡航速度，擬用于平均速度達馬赫5 的低空攔截器[4]。日本2009 年開展了兩發(fā)可變流量固沖發(fā)動機的演示飛行試驗。2010 年啟動XASM-3 反艦導彈項目，采用燃氣流量可調式固沖發(fā)動機，于2017 年8 月首次公布XASM-3 導彈實彈測試成功，計劃裝備日本航空自衛(wèi)隊[11]。

圖1 “山狗”靶彈Fig.1 “Coyote”target missile

圖2 “流星”導彈Fig.2 “Meteor”missile

國內固體火箭沖壓發(fā)動機技術研究起步于20世紀70 年代，80 年代中期航天科工集團第三研究院仿制“SA-6”防空導彈，開展了國內首次固沖發(fā)動機飛行試驗。之后進入燃氣流量可調固沖發(fā)動機研制階段，國防科技大學于2010 年11 月完成了國內首次流量可調固沖發(fā)動機動力飛行試驗，目前已進行多次非壅塞式及壅塞式燃氣流量可調固沖發(fā)動機動力飛行試驗，航天動力技術研究院于2013 年6月完成了燃氣流量可調固沖發(fā)動機動力飛行試驗[12]。國防科技大學、西北工業(yè)大學、北京航空航天大學、南京航空航天大學、中國航天科工集團和中國航天科技集團等單位相繼開展了固沖發(fā)動機相關關鍵技術研究，取得大量研究成果，推動了我國固沖發(fā)動機技術的快速發(fā)展[7，13-18]。

縱觀固沖發(fā)動機研制歷程，可以發(fā)現(xiàn)固沖發(fā)動機研制已有70 余年，經(jīng)歷了多次興起和跌落，每次興起和跌落往往伴隨著關鍵技術的突破或提出，從整體式固沖發(fā)動機、無噴管助推器，到高能含硼推進劑及其高效燃燒組織、燃氣流量調節(jié)等關鍵技術。目前相關技術已取得全面突破，多個軍事強國已完成了固沖發(fā)動機的飛行演示驗證試驗，開始進入型號研制階段。國內在該領域同樣取得了突破性成果，但發(fā)動機技術指標，如比沖和流量調節(jié)比等低于國際先進水平。歸根結底在于基礎科學問題研究不夠透徹，技術水平存在差距，需開展更深入研究。

2 關鍵技術研究進展

固沖發(fā)動機的關鍵技術包括：發(fā)動機總體設計技術、貧氧推進劑技術、燃氣流量調節(jié)技術、補燃室高效燃燒組織技術、熱防護技術、無噴管助推技術、超聲速進氣道技術、轉級技術、試驗技術、數(shù)值模擬技術等。貧氧推進劑及其在補燃室的高效燃燒組織、燃氣流量調節(jié)等技術是固沖發(fā)動機領域的特有關鍵技術，本文針對這些技術及轉級技術進行了綜述。

2.1 燃氣流量調節(jié)技術

燃氣流量調節(jié)技術可實現(xiàn)固沖發(fā)動機推力可調，對實現(xiàn)固沖發(fā)動機寬包絡、大機動飛行具有重要意義。自20 世紀90 年代以來成為世界各國研究熱點，是新一代可變流量固沖發(fā)動機的典型特征。燃氣流量調節(jié)根據(jù)燃氣喉部是否壅塞可分為壅塞式和非壅塞式兩種：非壅塞式流量調節(jié)技術具有自適應特性，結構簡單，但流量調節(jié)范圍有限，流量大小無法主動控制；壅塞式流量調節(jié)技術調節(jié)范圍較寬，不受外部環(huán)境影響，可實現(xiàn)流量精確控制，是當前主要流量調節(jié)方式。根據(jù)燃氣流量調節(jié)對象又可分為3 種：變喉面調節(jié)、變燃面調節(jié)和變燃速調節(jié)。最具有實用價值的是變喉面調節(jié)方案，已成為世界各國的首選方案。

高溫高壓燃氣流量的寬范圍精確調節(jié)難度大。國內外學者針對該技術開展了大量研究，主要包括流量調節(jié)過程的動態(tài)響應特性以及流量調節(jié)控制技術等方面研究[7，19-20]。燃氣流量調節(jié)動態(tài)響應過程是指在調節(jié)過程中，各參數(shù)隨時間的響應特性，如流量調節(jié)的負調特性。調節(jié)過程通常希望負調時間短，負調量小。馬立坤[21]通過理論分析，建立了固沖發(fā)動機流量調節(jié)負調理論，指出該現(xiàn)象是系統(tǒng)的固有特性。牛文玉等[22-23]建立了燃氣流量可控的燃氣發(fā)生器的小擾動線性化動態(tài)模型，指出流量調節(jié)系統(tǒng)是一個非最小相位系統(tǒng)，具有變參數(shù)特性和強非線性特性。何坤等[24-25]得出了負調現(xiàn)象的起始條件、終止條件和影響因素，指出合理控制脈沖頻率可有效抑制負調。固沖發(fā)動機流量調節(jié)控制研究需要根據(jù)控制對象建立相應的動態(tài)模型，采用合適的控制方法實現(xiàn)對象控制。目前主要針對燃氣發(fā)生器壓強進行閉環(huán)控制，補燃室壓強涉及燃氣與空氣的摻混燃燒，動態(tài)建模較困難，控制效果尚不理想[22，26-28]，需要進一步研究。

經(jīng)過近30 年的研究，國內外已突破燃氣流量調節(jié)技術?！傲餍恰睂椆虥_發(fā)動機采用了滑盤閥方案，通過對燃氣發(fā)生器壓強進行閉環(huán)控制，流量調節(jié)比達到10∶1，可拓展至12∶1[6]。德國拜恩公司針對新研制的低空攔截器固沖發(fā)動機，采用了二次燃氣通道方案，當飛行器達到一定高度后，打開二次燃氣通道以減小燃氣流量，可緩解燃氣流量調節(jié)機構的技術難度[4]。“山狗”靶彈的MARC-R282 固沖發(fā)動機采用了柱塞滑閥方案，日本固沖發(fā)動機采用了旋轉閥方案。俄羅斯的R-77M 導彈的固沖發(fā)動機采用了針閥方案，燃氣流量調節(jié)比可達9∶1[20]。國內航天科工集團第三研究院、國防科技大學、航天動力技術研究院等單位主要采用滑盤閥方案，燃氣流量調節(jié)比達到8∶1[7，21]。

2.2 貧氧推進劑技術

貧氧推進劑能量性能直接決定發(fā)動機理論性能，其點火燃燒特性影響發(fā)動機實際工作性能。但由于燃燒組織困難，燃燒效率低，含硼推進劑技術是制約固沖發(fā)動機應用的關鍵技術之一。

20 世紀60 年代以來，世界各軍事強國一直致力于含硼推進劑研究，連續(xù)實施了有關研究發(fā)展計劃。國內學者郝利峰等[12]、張瓊方等[29]先后對國內外含硼推進劑技術進展進行了綜述，包括硼顆粒點火燃燒特性、推進劑燃燒特性提高途徑、推進劑配方優(yōu)化以及推進劑測試表征技術?？偨Y發(fā)現(xiàn)，推進劑燃燒特性提升途徑主要包括采用更易燃燒的無定型硼、加入易燃或低熔點金屬、硼顆粒表面包覆、硼粉團聚處理、使用含能黏合劑取代惰性黏合劑等方式[29-30]。改善硼粉、推進劑點火和燃燒的技術途徑各有利弊，在進行推進劑配方設計和性能調節(jié)時，應綜合考慮利用。

結合公開資料分析，可以發(fā)現(xiàn)德國突破了含硼推進劑配方技術，其“流星”導彈用的含硼推進劑代表了國外最高水平，推進劑熱值可達50 MJ/L，燃燒速度約為12～14 mm/s，燃氣壓強指數(shù)0.4～0.5 左右[8]。法國和美國等暫未突破含硼推進劑燃燒性能關鍵技術，“山狗”靶彈采用了能量水平略低的碳氫貧氧推進劑。目前國內也已突破了含硼推進劑技術，湖北航天化學技術研究所和內蒙古合成化工研究所已可進行批量裝藥。

2.3 高效燃燒組織技術

補燃室是推進劑化學能轉化為熱能的主要場所，補燃室內高效燃燒組織是推進劑能量充分釋放的重要保障，長期以來受到各國學者熱切關注。補燃室內燃燒過程是高溫一次燃氣與沖壓空氣的非預混多相湍流燃燒過程，涉及摻混過程、氣相燃燒過程、顆粒燃燒過程以及各子過程間的相互耦合作用。燃燒組織需要滿足上述物理化學過程完成所需時間空間條件。

國內外大量學者開展了補燃室的摻混燃燒研究[17，31-36]，包括參數(shù)影響規(guī)律研究，參數(shù)包括補燃室長度、二次進氣角度、頭部距離等結構參數(shù)，獲得了結構參數(shù)對補燃室摻混燃燒性能的影響規(guī)律。部分學者探索了摻混裝置、多噴嘴構型以及引入高溫燃氣射流等燃燒組織方式。在此基礎上，一些學者開展了補燃室結構優(yōu)化研究，采用基于響應面優(yōu)化的方法，對不同結構參數(shù)進行計算優(yōu)化，獲得了參數(shù)影響強弱關系及相對較佳補燃室構型。

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，固沖發(fā)動機領域大量補燃室構型被提出，包括不同燃氣出口形式、進氣道出口形式等，多種燃燒組織形式也被提出，如二次燃燒、旋流燃燒等。固沖補燃室燃燒組織技術取得了顯著進展，補燃室摻混燃燒性能獲得顯著提升?！傲餍恰睂椆虥_發(fā)動機，采用雙下側進氣道、簡化二次進氣和燃氣兩噴口側噴方案，燃燒效率可達92%[6]?！吧焦贰卑袕椀腗ARC-R282 固沖發(fā)動機，采用X 型進氣道、多孔燃氣噴嘴，可獲得約90% 的燃燒效率[2，34]。國內采用含硼推進劑的固沖發(fā)動機燃燒效率，據(jù)報道可達94%以上[16，18，36]。

2.4 轉級技術

固沖發(fā)動機需要依靠助推加速至起動馬赫數(shù)才能工作，因此，帶來了助推器和沖壓發(fā)動機的工況轉換，也就是轉級過程。通常是整體式助推器結束工作后，通過轉級控制，打開進氣道入口和出口堵蓋，使空氣進入補燃室。同時燃氣發(fā)生器點火，沖壓發(fā)動機開始工作。整個轉級過程約在300～500 ms 內完成，但涉及物理化學過程多，伴隨著飛行器內外流場劇烈變化、堵蓋等結構件的解鎖分離、燃料的可靠點火、穩(wěn)定燃燒以及控制規(guī)律相互匹配等復雜問題，需要各個部件均能迅速切換狀態(tài)及可靠工作，難度較大。多次飛行試驗結果顯示，固沖發(fā)動機能否順利轉級直接關系試驗成敗。

轉級過程涉及多項關鍵技術，包括發(fā)動機堵蓋設計、進氣道壓力震蕩和起動問題、轉級過程時序設計[7，37-38]。堵蓋主要包括進氣道入口堵蓋、出口堵蓋、燃氣發(fā)生器堵蓋。通?？煞譃閽侂x式和不可拋離式?？蓲伿蕉律w包括拋離式、可消耗式等。拋離式方案已應用于多種超聲速導彈型號，技術較為成熟，但存在拋出物損傷飛行器本體的可能。可消耗式堵蓋結構簡單，附加質量小，通常不存在損傷飛行器本體的風險，是一種較具吸引力的方案，適用于進氣道出口堵蓋和燃氣發(fā)生器堵蓋。但存在制造難度大、可靠性較差的問題，尚未發(fā)展成熟。不可拋式堵蓋主要指可轉動堵蓋，通常應用于進氣道入口堵蓋，避免了損傷飛行器本體的風險，但增加了附加質量，轉動機構較復雜。轉級過程另一個關鍵問題是進氣道壓力震蕩和起動問題。當進氣道入口堵蓋打開而出口堵蓋未打開時，進氣道內會出現(xiàn)自激震蕩現(xiàn)象，增加飛行器控制難度，降低結構可靠性。同時，需要避免由于燃料供應規(guī)律不匹配導致補燃室壓力過高帶來的進氣道不啟動問題。這些問題對轉級時序均提出了要求，需要合理控制進氣道入口和出口堵蓋打開時間間隔，匹配好燃料供應規(guī)律。

2.5 技術總結

綜上所述，國內外固沖發(fā)動機關鍵技術已取得較大突破，可支撐固沖發(fā)動機向實用化方向發(fā)展。但發(fā)動機性能與可靠性仍需進一步提高服務應用，國內技術水平與國外先進水平存在一定差距，需要我們加緊技術攻關，迎頭趕上。

燃氣流量調節(jié)方面后續(xù)工作需要進一步提高燃氣流量調節(jié)范圍，提高燃氣流量控制精度。在控制對象方面，需要實現(xiàn)補燃室壓強閉環(huán)控制，并最終發(fā)展至發(fā)動機推力閉環(huán)控制。在控制方法方面，需要根據(jù)燃氣流量調節(jié)過程的非線性特性，發(fā)展合適的控制方法。此外，有必要創(chuàng)新燃氣流量調節(jié)方式，發(fā)展出調節(jié)范圍更寬、實用性更強的流量調節(jié)裝置。

含硼推進劑后續(xù)工作一方面需要加快工程應用研究，系統(tǒng)開展含硼推進劑配方優(yōu)化和裝藥工藝研究，進一步提高推進劑能量性能和生產(chǎn)性能；同時，全面開展發(fā)動機、推進劑以及絕熱層等匹配性試驗，突破工程化應用技術。另一方面需深化基礎科學問題研究，深入開展硼粉燃燒特性及促燃方法研究，努力提高推進劑使用性能；大力開展含硼推進劑燃燒機理研究，建立推進劑細觀燃燒模型，全面提升推進劑配方設計水平。補燃室燃燒需實現(xiàn)在寬空燃比、寬工作壓強范圍內均具有較高燃燒性能，甚至兼顧熱防護性能。此外，在提高發(fā)動機燃燒效率的同時，需要考慮補燃室總壓恢復系數(shù)等問題，優(yōu)化補燃室構型，進一步提高發(fā)動機比沖。

轉級技術發(fā)展方向主要包括以下方面：首先需加強堵蓋設計，重點發(fā)展可消耗式堵蓋，提高工作可靠性；其次加強轉級時序控制研究，應更充分考慮助推器附加熱源的影響，一方面合理設計助推器裝藥，減少殘藥產(chǎn)生；另一方面合理設計轉級時序，優(yōu)化時序判據(jù)，兼顧轉級迅速性和安全性能。

3 燃燒基礎問題與研究進展

盡管固沖發(fā)動機技術已取得顯著突破，仍需對發(fā)動機基礎研究水平具有清醒的認識。以固沖發(fā)動機內部燃燒過程為例，涉及多種燃燒過程，包括推進劑燃燒產(chǎn)生一次富燃燃氣、一次燃氣與沖壓空氣在補燃室內的多相湍流燃燒，以及其中的含能凝項顆粒燃燒過程等。目前對于推進劑細觀燃燒機理、補燃室內湍流燃燒理論認識仍不足，模型缺乏或精度不高，不能很好地預示推進劑燃速及發(fā)動機燃燒性能等，只能通過試驗探索，研制成本居高不下，性能提升難以為繼。迫切需要對主要燃燒過程及其機理開展研究，深入認識其燃燒流動特性，明晰影響發(fā)動機性能的本質規(guī)律，從而探索提高發(fā)動機性能的方法措施。本文對國內外推進劑細觀燃燒機理、多相湍流燃燒機理、顆粒燃燒機理研究進展進行了展示，為后續(xù)研究提供思路。

3.1 推進劑細觀燃燒機理

含硼推進劑在燃氣發(fā)生器內的自維持燃燒過程包含異質推進劑內部導熱與熱解，燃面處的氣-固化學反應與熱-質耦合輸運，含能凝相顆粒的點火燃燒，燃氣中顆粒與顆粒之間以及顆粒與氣相之間的相互作用等復雜的物理化學過程。高焓多相富燃燃氣如何生成、如何演化，以何種狀態(tài)進入補燃室等問題的回答是研究高焓多相富燃燃氣在補燃室內進一步能量釋放的前提和依據(jù)。

然而目前對貧氧推進劑一次燃燒過程缺乏準確的認識，一次燃燒機理不明，一次燃燒產(chǎn)物狀態(tài)參數(shù)難以獲得。一方面導致推進劑配方設計缺乏依據(jù)，另一方面影響補燃室燃燒性能預示。迫切需要開展推進劑燃燒機理研究，建立推進劑細觀燃燒模型?，F(xiàn)有研究[39]主要從宏觀層次對其燃燒特性（如燃速、燃燒波結構）進行評估和測試，燃燒模型屬于唯象模型范疇，無法滿足推進劑技術發(fā)展需求，需要開展推進劑細觀燃燒模型。

目前細觀燃燒主要針對固體火箭發(fā)動機內的復合推進劑。在該方面，美國高級固體火箭發(fā)動機仿真中心CSAR 的研究人員做出了大量開創(chuàng)性的工作，已開發(fā)出三維、多物理場耦合的固體火箭發(fā)動機仿真軟件。2000 年第一次實現(xiàn)了全三維復合固體推進劑的仿真。復合推進劑選用AP/HTPB推進劑，氧化劑顆粒周期性分布。此后，模型獲得進一步改進，如在復合固體推進劑細觀模型生成算法方面采用分子動力學的事件驅動法，進行AP/HTPB 復合固體推進劑細觀模型的生成；使用Knott的算法生成固體推進劑并進行三維燃燒場的計算；在建立細觀固體推進劑模型時，考慮大尺寸顆粒的影響以及處理極小直徑AP 顆粒的方法。隨著模型的發(fā)展，可進行更加詳細的計算，實現(xiàn)氣相區(qū)、固相區(qū)以及燃面退移的完全二維耦合計算，可分析純AP 分解的不穩(wěn)定性以及顆粒尺寸對推進劑燃速的影響。將上述二維計算擴展到三維計算，可實現(xiàn)AP/HTPB 復合固體推進劑細觀燃燒模型全三維氣相、固相及燃面非均勻退移耦合計算。燃面追蹤方法從原來的映射方法改進為水平集（level set）方法，可計算燃面沿著推進劑裂紋擴展燃燒或是考慮有金屬顆粒的燃燒。

經(jīng)過10 余年的發(fā)展，復合推進劑細觀燃燒模型可以實現(xiàn)真實推進劑的眾多物理特性的計算，如：氧化劑顆粒在黏合劑中隨機分布的打包算法、固相區(qū)三維非穩(wěn)態(tài)熱傳導、非平行層燃燒規(guī)律燃面非穩(wěn)態(tài)退移、耦合非穩(wěn)態(tài)情況下從燃面噴射出反應物的三維燃燒場等[40]。除了美國高級火箭仿真中心外，佐治亞理工大學、法國的ONEAR 也進行了類似的研究，其采用的技術手段與高級火箭仿真中心尚存一定差距。目前，對于基于顆粒填充的貧氧推進劑細觀燃燒模型，國內還少見報道，國防科技大學針對NEPE 固體推進劑細觀燃燒模型開展了研究，初步建立了NEPE 推進劑細觀燃燒仿真平臺[39]。今后有必要大力開展貧氧推進劑細觀燃燒機理研究，建立貧氧推進劑細觀燃燒模型及數(shù)值仿真方法，提高推進劑配方優(yōu)化設計水平。

3.2 多相湍流燃燒機理

含硼固沖補燃室內部湍流燃燒過程涉及多相湍流摻混、凝相顆粒彌散與團聚、燃燒與傳熱等過程，呈現(xiàn)高度復雜的非線性與多尺度特征。多相射流如何與空氣有效摻混，凝相顆粒在補燃室內如何高效燃燒，多相流動與燃燒如何耦合作用等是提升固沖發(fā)動機燃燒效率的核心基礎性問題。

早期模擬主要針對無反應的流動過程[41]，采用分區(qū)建模的方法將發(fā)動機燃燒室分為多個區(qū)域，但區(qū)域間耦合求解困難。隨后，學者開始用雷諾時均方法對湍流流場進行統(tǒng)一計算，以歐拉方法求解連續(xù)相，通過湍流模型對流動過程進行模擬，湍流燃燒模型求解燃燒流場，實現(xiàn)補燃室內氣相燃燒過程模擬。為模擬多相流場，引入拉格朗日方法求解離散項，然后與連續(xù)相耦合求解，建立了多相流計算方法。大量學者通過該方法開展了補燃室內多相湍流燃燒過程，分析補燃室流場結構和參數(shù)影響規(guī)律，加深了對發(fā)動機內流場特征的認識。

但當前數(shù)值模擬方法計算精度較低，計算速度也難以滿足日益增長的工程需要，因此需要發(fā)展精度更高、速度更快的數(shù)值方法。為更準確地模擬湍流流動過程，學者們逐漸引入大渦模擬技術研究發(fā)動機內部流場，但所需時間長，雷諾時均求解N-S方程仍是主要方式。針對湍流燃燒過程，為提高計算速度，湍流燃燒模型由渦團破碎模型（EBU）燃燒模型逐漸向概率密度模型（PDF）燃燒模型過渡，后者簡化了化學反應動力學求解過程，將求解精度轉移到PDF 表格計算中，大大縮減了燃燒流場的計算時間，獲得顯著發(fā)展，雖然結合多相流燃燒的尚少見，但它將是近期發(fā)展趨勢。由于離散相對燃燒流場的顯著影響，針對離散相的計算求解愈發(fā)重要，包括離散相的運動模擬和點火燃燒過程模擬，需要發(fā)展更加精確的模型提升模擬精度。

3.3 硼顆粒點火燃燒機理

在含硼固沖發(fā)動機一次燃氣中含有大量凝相顆粒，主要成分包括硼、碳等多種凝相產(chǎn)物，可占燃氣總質量的70%以上，硼、碳顆粒及其化合物燃燒放熱量可達一次燃氣總放熱量的80%以上。一次高焓富燃燃氣射流中硼、碳顆粒在補燃室內的點火燃燒，是固沖發(fā)動機高效燃燒組織的核心問題之一。如何高效組織一次高焓富燃燃氣射流中硼、碳顆粒在補燃室內的點火燃燒，是固沖發(fā)動機研制過程中的重大技術難題，有必要深入研究硼、碳顆粒點火燃燒機理，點火燃燒過程因素影響規(guī)律及調控規(guī)律研究，提高顆粒燃燒效率，實現(xiàn)顆粒燃燒熱的充分利用。碳顆粒燃燒研究較多，本文主要綜述了硼顆粒點火燃燒進展。

近年來硼顆粒點火燃燒成為研究熱點，國內外學者已初步建立硼點火燃燒理論[42-45]。硼顆粒點火燃燒過程分為兩個階段：顆粒著火后短暫發(fā)亮的點火階段和持續(xù)劇烈氧化的燃燒階段。點火階段認為是帶有液態(tài)氧化層硼顆粒的反應階段，由于B2O3熔點低，黏性大，在加熱過程中形成一層液態(tài)氧化層覆蓋在硼顆粒表面，阻礙硼燃燒，點火階段通過蒸發(fā)及表面異相反應去除氧化層，當氧化層消耗完畢，即進入燃燒階段；燃燒階段被認為是潔凈硼顆粒與環(huán)境中氧化性氣體的劇烈氧化反應過程。由于硼沸點高（4 139 K），不易發(fā)展為蒸發(fā)燃燒模式，而是與碳顆粒相似，屬于表面燃燒模式，氧化性氣體擴散吸附至顆粒表面與硼發(fā)生表面反應，產(chǎn)生的中間氣相產(chǎn)物B2O2擴散至環(huán)境中進一步氧化燃燒，生成最終產(chǎn)物B2O3。但當在高溫高壓及低氧等環(huán)境，硼顆粒燃燒會表現(xiàn)出單階段燃燒現(xiàn)象，目前尚缺乏合理解釋。

理論建模方面逐漸形成了兩類模型：一種是以King 模型、Williams 模型、PSU 模型等為代表的半經(jīng)驗模型；另一種是普林斯頓大學Zhou 等建立的詳細化學動力學模型。前者不考慮全部反應，以一步或多步總包反應進行簡化，因此簡單易于應用，但不能完全反映真實的物理過程，尤其是中間產(chǎn)物的產(chǎn)生消耗，受限于簡化處理，存在較大誤差，如當前硼顆粒點火模型預測精度較低，相關點火機理尚不明確；后者考慮全部化學反應，可以反映整個燃燒過程，具有更高的精度，但過程復雜，計算量大，目前尚不能達到工程應用水平。此外，由于缺少化學動力學數(shù)據(jù)，導致目前模型精度不足。但總體而言，隨著計算水平的提高，該方法是未來發(fā)展趨勢，有必要深入研究。

4 總結與展望

綜上所述，國內固沖發(fā)動機技術取得了長足進步，并已取得關鍵技術的全面突破，開始進入型號研制階段。但跟國外先進水平仍有差距，部分技術可靠性不足，需要繼續(xù)加強關鍵技術攻關，如提高燃氣流量調節(jié)范圍和精度，提高轉級過程成功率等。結合燃燒基礎問題研究進展，對后續(xù)基礎研究工作提出了以下建議：深化推進劑細觀燃燒模型研究、補燃室內多相湍流燃燒過程數(shù)值方法研究及顆粒點火燃燒理論研究，完善相關機理，改進發(fā)動機性能預示方法，從而加強發(fā)動機工作過程認識，提高發(fā)動機設計水平。最后提倡固體推進技術創(chuàng)新，推動固體推進技術向著更高速度（固體火箭超燃沖壓發(fā)動機等）、更智能可控（如電控固體發(fā)動機）等方向發(fā)展，進一步豐富和發(fā)展固體推進技術。