國(guó)外固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究與發(fā)展?fàn)顩r

國(guó)外固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究與發(fā)展?fàn)顩r2002-06-28閆大慶單建勝摘要本文對(duì)國(guó)外固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究和發(fā)展?fàn)顩r進(jìn)行了全面、系統(tǒng)的介紹，就固體推進(jìn)劑管道式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)、固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，以及含硼固體推進(jìn)劑等幾個(gè)方面的技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀、關(guān)鍵技術(shù)的探索和解決方法進(jìn)行了詳細(xì)的論述，對(duì)今后發(fā)展提出了建議。主題詞沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)含硼固體推進(jìn)劑1前言目前飛航式導(dǎo)彈正在向超音速和高超音速（Ma>4?8），中高空（H>15?4Okm），超低空（HV100?300m）和中遠(yuǎn)程（L>100km）方向發(fā)展，這樣就進(jìn)入了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最佳工作領(lǐng)域。固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的一種，燃燒室中的貧氧燃?xì)庥晒腆w燃料的燃燒提供。由于其成本低、易儲(chǔ)存、結(jié)構(gòu)緊湊簡(jiǎn)單等突出優(yōu)點(diǎn)，是彈用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一種優(yōu)選方案，受到各國(guó)的重視，研制活動(dòng)非常活躍。前蘇聯(lián)采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的SAM—6地空導(dǎo)彈已于1967年服役，目前各國(guó)還有許多在研型號(hào)。固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般分為固體推進(jìn)劑管道式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SolidDuctedRocket，簡(jiǎn)稱(chēng)SDR）；固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SolidFuelRamjet，簡(jiǎn)稱(chēng)SFRJ）；固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SolidFuelScramjet，簡(jiǎn)稱(chēng)Scramjet）。2SDR的研究狀況及關(guān)鍵技術(shù)[1?19]固體推進(jìn)劑管道式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SDR）又稱(chēng)為固體燃?xì)獍l(fā)生器沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，結(jié)構(gòu)如圖1。稱(chēng)為燃?xì)獍l(fā)生器的主燃燒室內(nèi)，貧氧固體燃料經(jīng)預(yù)燃?xì)饣筛蝗既紵a(chǎn)物，排入沖壓燃燒室（或稱(chēng)補(bǔ)燃室），與從進(jìn)氣道引入的空氣（富氧）混合補(bǔ)燃，二次燃燒產(chǎn)物從噴管排出，產(chǎn)生推力。因僅用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)不能零速起動(dòng)，故沖壓燃燒室同時(shí)用作助推器，助推藥柱燃完后助推噴管拋掉，導(dǎo)彈加速到超音速，并轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作狀態(tài)。燃?xì)獍l(fā)生器通常有兩種構(gòu)型。一種是壅塞式，發(fā)生器工作壓強(qiáng)由一個(gè)或多個(gè)噴管（或燃?xì)忾y）控制。另一種是非壅塞式，燃燒室間沒(méi)有壅塞式截流器，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)物通過(guò)噴注器直接流入補(bǔ)燃室，其中的工作壓強(qiáng)接近于補(bǔ)燃室壓強(qiáng)，由導(dǎo)彈的飛行速度和高度決定?？s比試驗(yàn)表明，硼的燃燒效率隨燃?xì)獍l(fā)生器中的壓強(qiáng)與補(bǔ)燃室中壓強(qiáng)之比以及空氣溫度的升高而增加，因此，同樣條件下壅塞式略?xún)?yōu)于非壅塞式，但低空飛行條件下非壅塞式因結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單而更為有效。另外，不管采取那種形式，隨導(dǎo)彈的飛行高度和速度的不同，要維持一定的空／燃比和調(diào)節(jié)推力，就需要進(jìn)行發(fā)生器流量的調(diào)節(jié)，兩種構(gòu)形其調(diào)節(jié)方法和機(jī)理是有差異的。2.1SDR的研究和發(fā)展?fàn)顩r一般來(lái)說(shuō)，SDR的推進(jìn)性能不如液體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SFRJ），但由于技術(shù)成熟，靈活性好，工作相對(duì)簡(jiǎn)單，目前對(duì)SDR的研究較多。六十年代前蘇聯(lián)首先在防空導(dǎo)彈SA—6上使用了碳?xì)淙剂险w式SDR，美、德、法等國(guó)也積極開(kāi)展SDR技術(shù)的研究項(xiàng)目，

為其在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。a.美國(guó)作為對(duì)先進(jìn)中程空對(duì)空導(dǎo)彈（AMRAAM）推進(jìn)技術(shù)的改進(jìn)，美國(guó)空軍于1976年開(kāi)始評(píng)估SDR在戰(zhàn)術(shù)空對(duì)空導(dǎo)彈上的應(yīng)用。70年代后期，空軍火箭推進(jìn)試驗(yàn)室和噴氣推進(jìn)試驗(yàn)室發(fā)起了新型空對(duì)空導(dǎo)彈技術(shù)計(jì)劃,旨在發(fā)展無(wú)噴管助推器用的推進(jìn)劑、快速可燃?xì)怏w發(fā)生器推進(jìn)劑和沖壓燃燒室技術(shù)。1979年，噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行固體燃料管道沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一推進(jìn)技術(shù)驗(yàn)證計(jì)劃（DR-PTV）。目的是把選出的SDR發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型結(jié)合到一個(gè)試驗(yàn)飛行器中，來(lái)滿(mǎn)足先進(jìn)中程空對(duì)空導(dǎo)彈AIM-120的設(shè)計(jì)和對(duì)接要求。該發(fā)動(dòng)機(jī)使用固定流量氣體發(fā)生器，采用Arcadene399燃料，貧氧燃?xì)膺M(jìn)入具有雙進(jìn)氣道的沖壓燃燒室中。對(duì)直連式和自由射流式發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)，以驗(yàn)證主發(fā)動(dòng)機(jī)和助推-巡航的轉(zhuǎn)換性能，研制了無(wú)噴管助推器。80年代初，空軍開(kāi)始對(duì)戰(zhàn)術(shù)空對(duì)空導(dǎo)彈使用可變流量氣體發(fā)生器進(jìn)行評(píng)估，并開(kāi)發(fā)燃?xì)獍l(fā)生器燃料和可變流系統(tǒng)的調(diào)控方法。目的是在5年之內(nèi)發(fā)展成一個(gè)可供飛行的推進(jìn)系統(tǒng)，用于先進(jìn)中程空對(duì)空導(dǎo)彈（AIM-120）中，進(jìn)行后續(xù)計(jì)劃的飛行試驗(yàn)。德國(guó)德國(guó)1973年開(kāi)始研制硼基推進(jìn)劑在SDR中的應(yīng)用，先后研制EFT型實(shí)驗(yàn)導(dǎo)彈（1973?1975）、ASSM（1975?1980）、ANS預(yù)研型號(hào)（1981?1987）等以SDR為動(dòng)力的導(dǎo)彈。ANS反艦導(dǎo)彈的動(dòng)力裝置由MBB公司研制，采用整體式SDR。固體助推器藥柱直徑為330mm，藥型為星形，推進(jìn)劑為CTPB，采用可拋式噴管；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱直徑為330mm，長(zhǎng)3200mm，質(zhì)量為180?200kg，端面燃燒，推進(jìn)劑采用PB632—253配方（含硼量為40%的貧氧丁羥），噴管喉部面積可調(diào)。ANS燃?xì)獍l(fā)生器推進(jìn)劑的特點(diǎn)是燃料調(diào)節(jié)比較高，為1：4?4.5,其燃燒放熱值約3400kJ/kg,理論比沖為10000?11000N?s/kg，密度為1.7g/cm3，燃燒效率極高（＞80%）。ANS調(diào)節(jié)閥結(jié)構(gòu)采用優(yōu)化的滑環(huán)閥，減少了氣流損失和沉積，多次實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，燃?xì)獍l(fā)生器的調(diào)節(jié)性能極好。法國(guó)法國(guó)從1974年以來(lái)進(jìn)行了壅塞式SDR和非壅塞式SDR的研究工作，在推進(jìn)劑方面也進(jìn)行了大量研究。目前法國(guó)SDR的研究主要集中在Rustic管道式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)上，其燃?xì)獍l(fā)生器為非壅塞式。這種推進(jìn)系統(tǒng)已進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，可用作近程空-空、空-地、地-空導(dǎo)彈的動(dòng)力裝置。2.2燃料配方a.法國(guó)SNPE公司20多年來(lái)一直研究滿(mǎn)足SDR燃?xì)獍l(fā)生器的推進(jìn)劑配方。三種推進(jìn)劑AEROLITE（富碳?xì)淙剂贤七M(jìn)劑）、AEROLEBE（富硼推進(jìn)劑）和AEROLEGUE（碳填料推進(jìn)劑）的組份列于表1，各配方含氧化劑量較低，也包含提高燃燒效率的添加劑。表1SNPE公司三種推進(jìn)劑配方組份AeroliteAerolebeAerolegue

組份AeroliteAerolebeAerolegue粘合劑,%523043Ap,%383030硼,%-35-碳,%--29添加劑,%1058密度,g/cm31.2671.621.44比沖X密度，116701824014024（N?s/kg）?g/cm3所有配方使用HTPB粘合劑，力學(xué)性能較好，能用于澆鑄型藥柱。這些配方的燃速范圍不同,適合于不同的用途。這些配方的彈道性能如表2表2SNPE公司三種推進(jìn)劑的燃燒性能Aerolebe推進(jìn)劑AeroliteabAerolegue燃速,mm/s2.16141217壓強(qiáng),MPa0.8650.65壓強(qiáng)指數(shù)0.2溫度敏感系數(shù),0.15---%°C—i沉積物0000b.德國(guó)MBB公司從1973年開(kāi)始研制含硼SDR推進(jìn)劑，先后為EFT實(shí)驗(yàn)導(dǎo)彈（固定流）和ANS預(yù)研導(dǎo)彈（可變流）研制了PB632—130及其改進(jìn)型PB632—152,PB632—253等配方。1982年研制用于美空軍的“先進(jìn)可變流沖壓火箭燃?xì)獍l(fā)生器”的含硼配方,1987?1990年研制的壓敏配方，壓強(qiáng)指數(shù)可達(dá)0.4?0.55。在八十年代初MBB公司已經(jīng)基本掌握了達(dá)到高效率燃燒的硼配方技術(shù)°H.L.Besser總結(jié)了這方面的經(jīng)驗(yàn)：①硼粒尺寸不應(yīng)大于3ym,燃?xì)鉁囟葢?yīng)大于2000K，使用易燃金屬M(fèi)g/Al添加劑有助于去除B2O3的氧化物；②仔細(xì)進(jìn)行配方平衡，選擇合適的硼結(jié)塊尺寸、燃速催化劑（常采用細(xì)小的鐵氧化物，如液體正丁基二茂鐵、卡托辛）、粘合劑系統(tǒng)，這樣才能獲得較高的壓強(qiáng)指數(shù)。MBB公司的硼配方基本組成為：AP：25?28%,B：10?45%,Mg/A11：6?8%,粘合劑：20?30%。燃速范圍12?14mm/s，壓強(qiáng)指數(shù)0.1?0.3。2。3流量調(diào)節(jié)流量調(diào)節(jié)的主要方法有:＊調(diào)節(jié)壅塞式燃?xì)獍l(fā)生器的噴管喉部面積；＊控制推進(jìn)劑的燃燒面積；＊燃?xì)獍l(fā)生器引入二次流；＊渦旋閥美國(guó)的先進(jìn)中程空對(duì)空導(dǎo)彈選擇了喉部機(jī)械調(diào)節(jié)面積的控制方式。赫克里斯公司的研究人員認(rèn)為這種控制方式對(duì)于高性能、低煙信號(hào)的碳?xì)淙剂希ㄆ渑艢鉁囟容^低，約538?1093°C）很有利,可以選用易獲得的便宜材料，調(diào)節(jié)閥的構(gòu)形選用側(cè)插式滑閥或柱式轉(zhuǎn)閥。而對(duì)于含大量金屬粒子特別是硼粒的推進(jìn)劑，調(diào)節(jié)裝置是在燃?xì)饬鞯母邷兀?500K）和嚴(yán)重?zé)g作用下工作的。MBB公司討論了多種調(diào)節(jié)閥構(gòu)形，研制出由鉬制成的滑環(huán)盤(pán)，可在燃燒時(shí)間內(nèi)保持調(diào)節(jié)功能并且具有較低的沉積率。渦旋閥是通過(guò)在主流中引入渦旋引起流動(dòng)阻力的增加或壅塞式噴管有效噴部面積的明顯減小而工作的。這種方法的主要優(yōu)點(diǎn)是在高溫燃?xì)庵斜苊馐褂脵C(jī)械移動(dòng)部件。AlonGang通過(guò)模擬和實(shí)驗(yàn)研究證實(shí)了渦旋閥的可行性。另外，對(duì)于非壅塞式結(jié)構(gòu)由于具有空氣流量與燃料流量之比變化的自調(diào)節(jié)功能，目前經(jīng)大量研究認(rèn)為，這種方法也非常有效。2。4沖壓燃燒室優(yōu)化燃燒室的幾何變量（特征長(zhǎng)度、燃?xì)鈬娮旌瓦M(jìn)氣道的配置和結(jié)構(gòu)）對(duì)內(nèi)流場(chǎng)有重要影響。由于導(dǎo)彈的飛行范圍已經(jīng)決定了推進(jìn)系統(tǒng)的主要參數(shù)，如燃燒室壓力和空／燃比等，沖壓燃燒室優(yōu)化的目標(biāo)主要在燃?xì)鈬娮旌瓦M(jìn)氣道上。近年來(lái)美國(guó)空軍的SDR研究主要集中在先進(jìn)中程空對(duì)空導(dǎo)彈的流量可調(diào)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上，它采用雙側(cè)面進(jìn)氣道燃燒室（DSZC），如圖2。流場(chǎng)分兩個(gè)主要區(qū)：a.補(bǔ)燃室頭部出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)回流。b.從進(jìn)氣道向下游方向存在兩個(gè)相對(duì)旋轉(zhuǎn)的螺旋渦流。分析表明，頭部高度、進(jìn)氣角度、噴嘴位置對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有顯著影響，最終影響混合效率和燃燒。較大的進(jìn)氣角度會(huì)加強(qiáng)頭部回流，引起更多的回流量，而較小的角度對(duì)頭部區(qū)的回流連續(xù)向進(jìn)氣道下游發(fā)展有利。存在最佳頭部高度，使燃燒室進(jìn)氣道上下游長(zhǎng)度比適當(dāng)，達(dá)到最佳的混合效率。在這種構(gòu)型中，與進(jìn)氣道對(duì)應(yīng)的偏心燃料噴嘴使燃?xì)馀c空氣劇烈碰撞，增加了混合效率。由于DSZC回流區(qū)可能引起燃燒室壁出現(xiàn)“熱點(diǎn)”破壞，而高速進(jìn)氣在有限的燃燒室長(zhǎng)度內(nèi)停止時(shí)間很少，限制了空氣與燃?xì)獾某浞只旌稀.K.Wu等人考察了在DSZC中引入渦旋流的可行性。特別指出的是這種渦流器在助推段可阻塞進(jìn)氣流，沖壓段解脫阻塞。以前的實(shí)驗(yàn)已經(jīng)證明了渦旋流對(duì)同軸進(jìn)氣道和側(cè)面進(jìn)氣道沖壓燃燒室燃燒性能的改進(jìn)作用。分析結(jié)果表明，在DSZC頭部區(qū)設(shè)置輪形旋流器對(duì)混合效率和燃燒是有益的。渦流器不僅能增加燃燒室內(nèi)的渦流，并消除進(jìn)氣流對(duì)燃燒流場(chǎng)的影響，使燃燒形式不受進(jìn)氣結(jié)構(gòu)影響；還能在整個(gè)燃燒室內(nèi)保持較強(qiáng)的渦旋強(qiáng)度，使燃?xì)馀c空氣更充分混合；渦旋器的使用還在中心區(qū)產(chǎn)生渦旋衰竭，起到火焰穩(wěn)定的作用。另外通過(guò)沖壓燃燒效率的提高可以補(bǔ)償由于使用渦流器帶來(lái)的起動(dòng)速度4％的降低；通過(guò)渦流器的構(gòu)型設(shè)計(jì)可以使渦流帶來(lái)的壓力損失最小。K.C.Schadow等人利用美國(guó)海軍武器中心的SDR實(shí)驗(yàn)裝置研究了燃?xì)獍l(fā)生器噴管構(gòu)形與SDR燃燒效率的關(guān)系。在噴管下游附近區(qū)域富燃?xì)怏w和空氣以化學(xué)當(dāng)量關(guān)系混合燃燒，達(dá)到最高理論燃燒溫度。因此進(jìn)行有效的燃?xì)庋a(bǔ)燃關(guān)鍵在于該區(qū)的迅速點(diǎn)火。在不利條件下（沖壓燃燒室工作壓強(qiáng)低、燃?xì)獍l(fā)生器溫度低），為減少該區(qū)的點(diǎn)火延遲，可利用橢圓形噴管或多臺(tái)階噴管以增強(qiáng)微觀（分子級(jí)）混合。該實(shí)驗(yàn)采用的燃燒室內(nèi)徑為127mm，頭部高度102mm，燃?xì)獍l(fā)生器溫度只有1200K，沖壓燃燒室壓強(qiáng)為0.5MPa，結(jié)果證明多臺(tái)階噴管的燃燒效率最高。在相同構(gòu)形的沖壓燃燒室上研究了噴管構(gòu)形對(duì)硼燃燒效率的影響。為了達(dá)到較高的硼燃燒效率，噴管下游區(qū)域的最高理論溫度應(yīng)超過(guò)2300r。側(cè)面進(jìn)氣道引入的冷空氣混合速率不宜太快，而使燃燒溫度不能達(dá)到最高水平。該實(shí)驗(yàn)采用的燃燒室長(zhǎng)度為482.6mm，頭部高度約190.5mm，內(nèi)徑127mm，燃?xì)獍l(fā)生器溫度1700K左右，沖壓燃燒室壓強(qiáng)0.11?0.26MPa。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，氣態(tài)燃料的燃燒對(duì)硼燃燒效率起決定性作用。在不利條件下需要提高氣態(tài)燃燒效率以便為硼粒燃燒提供必要的溫度。C.Viget也研究了高效的噴管結(jié)構(gòu)和優(yōu)化配置。這種噴管裝置利用粒子間相互沖撞和摩擦效應(yīng)去除硼粒的氧化物層，把粒子聚集在富燃料區(qū)甚至可能使結(jié)塊破裂。這種物理方法在硼粒進(jìn)入燃燒區(qū)前先去除了部分氧化層。它使用收斂噴管。噴注孔分布于錐形筒的周?chē)?，噴注角度?0°?190°之間變化。沖壓燃燒室多采用側(cè)面突擴(kuò)進(jìn)氣道，ANS采用四進(jìn)氣道，DR-PTV采用雙進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。MBB公司對(duì)進(jìn)氣道穩(wěn)定性進(jìn)行了廣泛研究，通過(guò)采取附面層吸收的方法改善了穩(wěn)定性，并可在各攻角下達(dá)到較高的效率。為提高硼燃燒效率，MBB還研制了先進(jìn)的分段式進(jìn)氣道。通過(guò)分段裝置實(shí)現(xiàn)補(bǔ)燃室氣流的分配，產(chǎn)生分離的富燃、稀釋區(qū)。兩進(jìn)氣口間的距離是重要參數(shù)，距離增大燃燒效率提高。在保證硼粒有效燃燒的同時(shí)應(yīng)盡量使燃燒室長(zhǎng)度保持在合理范圍內(nèi)。在低壓情況下（0.25?0.3MPa）這種進(jìn)氣道可以顯著提高燃燒效率達(dá)25％以上。2。5燃燒穩(wěn)定的控制方法沖壓突擴(kuò)燃燒室的燃燒性能與突擴(kuò)臺(tái)階處的剪切流動(dòng)力學(xué)緊密聯(lián)系。已經(jīng)證明，渦旋體的大范圍連續(xù)發(fā)展結(jié)構(gòu)是沖壓燃燒室燃燒振蕩的驅(qū)動(dòng)源。通過(guò)宏觀控制混合的形式，改變剪切流的初始條件，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了燃燒特性的被動(dòng)控制。如美國(guó)海軍武器中心在臺(tái)階處使用了非環(huán)形進(jìn)氣道。主動(dòng)控制主要是在反應(yīng)過(guò)程引入振蕩信號(hào)。抑制低頻軸向壓力振蕩的主動(dòng)控制方法有兩種：一種是相移型方法，另一種是采用燃?xì)饬髡{(diào)制高級(jí)諧波。對(duì)前一種方法，美國(guó)海軍武器中心在實(shí)驗(yàn)中通過(guò)擴(kuò)音器相移型振蕩頻率進(jìn)行燃?xì)饬鞯恼{(diào)節(jié)。對(duì)后一種方法，實(shí)驗(yàn)證明了不但能穩(wěn)定火焰，還擴(kuò)展了可燃極限，提高了放熱率。這里主要介紹被動(dòng)控制方法。K.C.Schadow研究了穩(wěn)定器非環(huán)形截面設(shè)計(jì)對(duì)燃燒不穩(wěn)定的抑制作用。實(shí)驗(yàn)研究了沖壓燃燒室內(nèi)的兩種構(gòu)型，一是波紋型，產(chǎn)生軸向渦流，在軸對(duì)稱(chēng)分布的尾渦流中引起周向不穩(wěn)定，加速了它的衰減。另一種是多臺(tái)階錐形，在流場(chǎng)中增加了微觀渦旋。結(jié)果證明這兩種構(gòu)型對(duì)抑制壓力振蕩，明顯降低不穩(wěn)定燃燒有顯著效果，而對(duì)可燃極限影響不大。最佳構(gòu)型是多臺(tái)階錐型，如圖3。3固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SFRJ）的研究狀況及關(guān)鍵技術(shù)[3,6,20?35]SFRJ的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖和燃燒流場(chǎng)示意圖如圖4所示，外部空氣通過(guò)進(jìn)氣道經(jīng)激波壓縮后直接引入沖壓燃燒室貧氧固體燃料藥柱的內(nèi)孔通道，經(jīng)后混合室（也稱(chēng)補(bǔ)燃室）充分燃燒后從噴管排出。后混合室裝有助推藥柱，用于導(dǎo)彈起飛。3．1SFRJ的研究和發(fā)展?fàn)顩r美國(guó)固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)早期的發(fā)展主要得到海軍的資助。70年代初，空軍開(kāi)始評(píng)估固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的研制。隨著對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈中應(yīng)用興趣的提高，1976年噴氣推進(jìn)試驗(yàn)室聯(lián)合海軍武器中心起動(dòng)了固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的論證計(jì)劃。評(píng)估了外涵道和非外涵道進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)。采用兩個(gè)后部附加的外涵道進(jìn)氣口把空氣輸送到燃料藥柱下游區(qū)，發(fā)現(xiàn)對(duì)空空導(dǎo)彈和空面導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)是最佳的解決辦法。該計(jì)劃于1980年在美國(guó)航空航天局劉易斯試驗(yàn)室成功地完成了自由射流試驗(yàn)。為了評(píng)估能達(dá)到高燃燒效率的外涵道的取代方案，空軍還追加了一些計(jì)劃?；旌涎b置和燃料添加劑都證明是有效的。有幾項(xiàng)計(jì)劃是評(píng)估改善燃料退移速率的辦法和用燃料添加劑改進(jìn)高空燃燒的性能。這些發(fā)展計(jì)劃絕大多數(shù)是用澆鑄的碳?xì)淙剂稀?0年代初，空軍開(kāi)始從事硼燃料的工作。大西洋研究公司和化學(xué)系統(tǒng)分部都開(kāi)發(fā)出幾種有使用前途的硼燃料。這些成就使噴氣推進(jìn)試驗(yàn)室在1987年起動(dòng)了硼發(fā)動(dòng)機(jī)的研制、試驗(yàn)和鑒定計(jì)劃。3．2燃燒特性SFRJ的研究工作主要集中在適用的燃燒室設(shè)計(jì)上，包括燃燒性能參數(shù)的變化規(guī)律及優(yōu)化措施。目前建立的燃燒模型還不夠準(zhǔn)確。大量實(shí)驗(yàn)和分析研究表明，藥柱退移速率與空氣質(zhì)量通量（m）,進(jìn)口空氣溫度（「「、工作壓強(qiáng)（P』、藥柱長(zhǎng)度（或燃空比）有關(guān)，一般r-PacmbTcin,a=0.25?0.5,b=0.4?0.7,c=0.4。SFRJ具有部分自調(diào)節(jié)能力，但還不足以在較寬的工作范圍內(nèi)達(dá)到最佳工作性能的要求。進(jìn)氣口臺(tái)階后產(chǎn)生的回流區(qū)具有流速低、溫度高、高當(dāng)量比的特點(diǎn)，是點(diǎn)火源，對(duì)火焰穩(wěn)定起決定作用。回流區(qū)長(zhǎng)度與臺(tái)階高度成正比關(guān)系（約6?9倍）。較大的臺(tái)階高度將使火焰穩(wěn)定，但這又相對(duì)減少燃燒室的燃料容量。因此存在使火焰穩(wěn)定的最小臺(tái)階高度。3.3燃料配方3.3.1碳?xì)淙剂辖陙?lái)研制出一些能量密度較高的碳?xì)淙剂稀.聚立方烷：1,4二氰基立方烷和四氰基立方烷八十年代為滿(mǎn)足SFRJ燃料高能量密度、高燃燒效率的需要，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理想的高能量密度燃料，適用于體積有限的場(chǎng)合。二氰基立方烷生成熱為+203.8kcal/mole,密度為1.4g/cm3，而四氰基立方烷生成熱為+267kcal/mole、密度為1.5g/cm3。A.M.Helmy考察了這類(lèi)化合物作為SFRJ固體燃料的特點(diǎn)。在高燃空比時(shí)，兩種燃料性能相似，而在低燃空比時(shí)，1,4二氰基立方烷具有較好的性能，如在高空惡劣條件下，燃空比為0.05?0.1時(shí)，理論比沖約9000?12000N?s／kg。b.普通碳?xì)淙剂显诘蛪汉透咚贇饬鞴ぷ鳁l件下，存在點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定問(wèn)題，而高能量密度燃料PCU（polycyclicundane）烯烴二聚物C22H24卻具有優(yōu)異的性能。這種燃料密度為1.2?1.3g/cm3，生成熱為+231.5kJ/mole。燃燒放熱41kJ/Mole，在室溫下性能穩(wěn)定。這種燃料結(jié)構(gòu)由四個(gè)同分異構(gòu)的PCU烯烴二聚物組成。C.Segal等人將以上的二聚物與10%的苯乙烯?聚丁二烯共聚物粘合劑制成固體燃料固化在SFRJ燃燒室壁上，在Ma=0.12?0.25，靜壓、靜溫為150?250MPa、300K的空氣中點(diǎn)火，發(fā)現(xiàn)放熱是HTPB固體燃料的兩倍。在相同的熱動(dòng)力學(xué)條件下和幾何構(gòu)型下，這種聚合物的點(diǎn)火時(shí)間比HTPB燃料快一個(gè)數(shù)量級(jí)。3.3.2硼基燃料合理調(diào)整硼的組份可能獲得較高的燃料能量和燃燒效率。a.R.Pein研究了不同硼組份對(duì)燃燒性能的影響。實(shí)驗(yàn)燃料由HTPBR-45M和硼或碳化硼（含量＜40%）組成。采用非晶體硼粉，含硼量95?97%，平均粒度0.7?l.Oym，比表面面積8?13m2/g。碳化硼平均粒度0.7?0.9ym，比表面面積17?22m2/g。固化劑采用TDI。b.GeorgeW.Burdette實(shí)驗(yàn)比較了不同組份燃料的燃燒放熱和燃燒效率，其基本組成為5?35%Mg、30?35%B4C、30?65%HTPB。使用的B4C直徑小于20ym，平均直徑為4ym，含硼量76%，鎂粉直徑65?75ym。特別推薦其中兩種配方：35%Mg、35%B?4C、30%HTPB組成，密度為1.5g/cm3，燃燒放熱14.086kcal/cm3，是標(biāo)準(zhǔn)固體燃料（78%HTPB、22%DDI）的1.57倍。燃燒效率達(dá)0.94（當(dāng)量比為0.8）；由10%Mg、15%A1、25%B4C、50%HTPB組成，密度1.3g/cm3，燃燒放熱13.011kcal/cm3，是標(biāo)準(zhǔn)固體燃料的1.42倍，燃燒效率達(dá)0.779（當(dāng)量比為1.19）。c.硼基BAMO/NMMO富燃固體推進(jìn)劑Chen，K.K.Kuo等人研究了在燃料中使用高能量密度粘合劑的可能性。八十年代發(fā)展的共聚物NMMO/BAMO由于具有優(yōu)異的力學(xué)性能和體積比沖成為含能粘合劑的一種有價(jià)值的選擇。由于共聚物粘合劑在熱解過(guò)程中放熱量高，并產(chǎn)生渦旋流，提高了硼粒的點(diǎn)火，另一方面也提高了退移速率。W.H.Hsich等人研究了這種最新發(fā)展的硼/BAMO/NMMO富燃固體推進(jìn)劑在SFRJ中的燃燒行為。推進(jìn)劑中BAMO/NMMO的摩爾比為70/30，氧與氮的質(zhì)量百分?jǐn)?shù)分別為20.1%和37.4%，密度為1.26g/cm3，生成熱為+53kcal/mole；硼含量為0?29%，平均粒度為0.5ym。需要指出的是BAMO/NMMO共聚物中碳?xì)涞暮恐挥?2%，在工作壓強(qiáng)為0.685MPa、海平面飛行速度為MA=2、化學(xué)當(dāng)量條件下理論火焰溫度可達(dá)2607K。這種推進(jìn)劑與普通的HTPB燃料比較具有兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)：硼燃燒效率高；由于含一定的氧，適合高燃空比工作。其缺點(diǎn)是在常用的SFRJ低燃空比條件下性能較低。但在特定條件下（高空、高攻角或加速爬升）固體燃料在高當(dāng)量比下燃燒，此時(shí)反應(yīng)放出的熱量不僅來(lái)自硼的氧化作用（58.74kJ/g）還有硼的氮化作用（23.21kJ/g）。3.4燃燒室進(jìn)氣道突擴(kuò)燃燒室的后向臺(tái)階的幾何形狀與回流區(qū)和剪切層的流動(dòng)和燃燒性能密切相關(guān)。J.T.Yang等人考察了不同形狀的后向臺(tái)階對(duì)剪切層的渦旋強(qiáng)度和回流區(qū)的逆流量的影響，發(fā)現(xiàn)收斂型（臺(tái)階B）進(jìn)氣道效果最好。八十年代美國(guó)研究的側(cè)面突擴(kuò)燃燒室技術(shù)證明是可行的。其特點(diǎn)是裝載量增加，射程增大約21.6%，而燃燒性能與軸流式相當(dāng)。對(duì)于突擴(kuò)燃燒室，不論是SDR還是SFRJ都可以使用旋流混合裝置改變流場(chǎng)特性，提高燃燒效率。K.C.Schadow研究了非圓形噴嘴截面的作用。在進(jìn)氣口設(shè)置橢圓噴口會(huì)改變剪切層的動(dòng)力學(xué)特征，提高空氣、燃?xì)獾幕旌稀：侠淼臋E圓曲線(xiàn)能使氣流從噴口上產(chǎn)生繞各自小軸的橢性渦流，導(dǎo)致高速?lài)娚鋽U(kuò)散。實(shí)驗(yàn)分析表明，截面曲線(xiàn)縱橫比較小的噴嘴能顯著提高燃燒性能。R.Pein研究了葉片渦流器對(duì)硼燃燒效率的提高作用，證明是有效的。另外,D.W.Netzer發(fā)現(xiàn)在空氣進(jìn)氣道下游部位引入渦流,對(duì)獲得有限的燃速增長(zhǎng)是有效的。但這很大程度上決定于燃燒室?guī)缀螛?gòu)型的設(shè)計(jì)。在進(jìn)氣道引入渦流雖然可以提高燃?xì)夂涂諝獾幕旌?，但?huì)導(dǎo)致不均勻的燃燒退移速率，較強(qiáng)的渦旋還可能引起火焰不穩(wěn)定。開(kāi)孔管技術(shù)可用來(lái)控制燃速的均勻性，通過(guò)將開(kāi)孔管插入燃料藥柱的進(jìn)口,分配空氣流從而改變空氣在固體燃料燃燒室的分布。3．5流量控制J.L.Keirsey提供了一種流量控制裝置，這實(shí)際上是開(kāi)孔管技術(shù)和移動(dòng)閥控制技術(shù)的結(jié)合。3．6補(bǔ)燃室D.W.Netzer研究了硼粒在燃燒室的燃燒行為，認(rèn)為在補(bǔ)燃室內(nèi)使用分流空氣可以顯著提高硼的燃燒效率。采用直徑為64mm的軸流式燃燒室，燃料配方為B4C50%>Mg5%,HTPB45%。實(shí)驗(yàn)表明在補(bǔ)燃室前端引入空氣分流極大地提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率。4固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（Scramjet）[4,36?41]固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)質(zhì)是SFRJ（亞音速燃燒）在高超音速飛行條件（Ma>5?7）下的延伸，鑒于空氣流從超音速減速到亞音速的總壓損失隨飛行Ma數(shù)遞增，為不降低工作循環(huán)效率（最終影響比沖），對(duì)于高超音速飛行的導(dǎo)彈，超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。這時(shí)，整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)保持超音速，除了較高的能量特性，因靜溫、靜壓相對(duì)較低也給設(shè)計(jì)帶來(lái)好處。以往超音速燃燒研究幾乎全集中于液體燃料（主要是液氫），目前固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究逐步增多，固體燃料中硼或硼化物（如B4C）的質(zhì)量分?jǐn)?shù)可達(dá)70%。與SFRJ比較，固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有下列特點(diǎn)：和SFRJ相似，Scramjet的總?cè)伎毡炔荒苤苯涌刂?，因?yàn)槿妓贈(zèng)Q定于進(jìn)氣口的流動(dòng)特性（空氣流量）、進(jìn)氣溫度、燃料中心孔直徑等參數(shù)；在SFRJ中擴(kuò)散焰由于燃?xì)馀c氧氣的不完全混合會(huì)降低燃燒效率。這種情況在超音速流動(dòng)特征影響下情況更惡劣。c?燃料的氣化時(shí)間可能超過(guò)在超音速燃燒室的停留時(shí)間（V1ms）。在高速氣流中保持火焰穩(wěn)定更困難。內(nèi)部通道形狀應(yīng)避免熱阻塞以保證超音速氣流正常通過(guò)燃料中心通孔。超音速燃燒有兩種構(gòu)型：a.燃料燃燒均發(fā)生在超音速狀態(tài)下的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；b.固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（DMRJ）。A.B.Yakar等人在實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了超音速燃燒室的基本構(gòu)型如圖5?實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明了這種構(gòu)型的可行性。固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)使用兩個(gè)燃燒室，普通亞音速燃燒室作燃?xì)獍l(fā)生器，實(shí)際上就是一般的固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室。燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的富燃料燃燒產(chǎn)物排入超燃室的超音速氣流中，然后開(kāi)始混合進(jìn)行第二次燃燒，如圖6。美國(guó)海軍武器中心對(duì)Ma=6、高度為24.4km的高超音速導(dǎo)彈用固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)概念進(jìn)行了可行性研究．分析表明，在接近化學(xué)當(dāng)量比且不考慮超燃室中熱損失和壁面剪切層損失的情況下，超燃效率達(dá)90％，超過(guò)固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)20％。初步證明這種固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)能夠持續(xù)工作。5含硼固體推進(jìn)劑及其在固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用[1,2,42?52]硼由于其熱值高，燃?xì)鉂崈舻葍?yōu)點(diǎn)作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的貧氧推進(jìn)劑是最佳的優(yōu)擇方案。但由于硼的點(diǎn)火和燃燒難以組織,使硼的應(yīng)用遇到了嚴(yán)重的困難.國(guó)內(nèi)外對(duì)其在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒形為和應(yīng)用研究開(kāi)展了廣泛深入的探索。5.1含硼推進(jìn)劑在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的流動(dòng)與燃燒SFRJ燃燒室內(nèi)的流動(dòng)與燃燒特性可用若干區(qū)來(lái)表征。a.最前面為分離的回流區(qū)。b.隨即為湍流附面層發(fā)展區(qū)，其內(nèi)建立燃?xì)馀c空氣的擴(kuò)散焰，但和SRM相比，高含硼量藥柱中揮發(fā)物百分?jǐn)?shù)較低（30?50），氣相擴(kuò)散焰的作用相對(duì)減弱，因而主要來(lái)自凝相放熱和燃燒硼粒的輻射熱反饋維持燃燒過(guò)程。c.發(fā)動(dòng)機(jī)后部的混合室，旁通引入部分來(lái)流后即可用作補(bǔ)燃室，這對(duì)提高硼的燃燒效率十分重要。含硼SFRJ工作時(shí)硼粒從凝相燃料表面逸出的方式常是不規(guī)則的，導(dǎo)致速度與尺寸不可控的較大“碎片”，它們注入氣流后，又在不均勻的速度、溫度與組分濃度場(chǎng)中運(yùn)動(dòng)。而硼粒點(diǎn)火與燃燒特性受其軌跡上的熱量、質(zhì)量與動(dòng)量傳輸影響很大，因此難以滿(mǎn)足點(diǎn)火高溫、維持燃燒高氧濃度以及停留時(shí)間足夠的要求。燃料燃燒表面上方僅存在一個(gè)狹窄的范圍，此范圍內(nèi)SFRJ的燃燒室流場(chǎng)才滿(mǎn)足硼粒的點(diǎn)火要求與維持燃燒的條件。結(jié)果，燃燒室內(nèi)硼能燃燒的質(zhì)量分?jǐn)?shù)很小。5.2提高含硼推進(jìn)劑燃燒效率的技術(shù)措施該類(lèi)研究的焦點(diǎn)是對(duì)硼進(jìn)行表面處理和改進(jìn)含硼推進(jìn)劑配方組分以及改進(jìn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)等。硼粒子的表面處理主要集中在包覆材料的篩選和相應(yīng)的包覆方法及工藝條件的設(shè)計(jì)等方面。關(guān)于硼粒子包覆材料，報(bào)道較多的有LiF、VitonA、硅烷、碳化硼、高氯酸銨、鈦、鋯以及近年來(lái)開(kāi)始應(yīng)用的GAP等多種材料。關(guān)于硼粒子的包覆方法則因不同包覆材料而異。LiF包覆采用中和沉淀法，VitonA和GAP等則采用相分離法，B4C包覆則采用一種稱(chēng)之為“熱反應(yīng)法”的手段。AP包覆則采用重結(jié)晶法。改進(jìn)硼推進(jìn)劑配方組分：a.添加低溶點(diǎn)高熱值物質(zhì)。b.采用高能粘結(jié)劑改進(jìn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)關(guān)于這一點(diǎn)，前面已作了論述，這里不再贅述。6結(jié)語(yǔ)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在未來(lái)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用具有很大的潛力，國(guó)外許多先進(jìn)國(guó)家對(duì)此進(jìn)行了大量的研究與開(kāi)發(fā)，在技術(shù)上取得了較大的進(jìn)展，但由于其技術(shù)復(fù)雜性，在許多方面還有待進(jìn)行大量的研究工作。參考文獻(xiàn)1汪亮,固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)綜述,1996年聯(lián)合推進(jìn)會(huì)議論文集,1996.10.2關(guān)大林,王寧飛,改善硼粒子點(diǎn)火及燃燒性能研究的回顧與展望,火炸藥學(xué)報(bào),1998.23張玲翔,美國(guó)彈用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的進(jìn)展,飛航導(dǎo)彈,1998.114龍玉珍,高超音速巡航導(dǎo)彈用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)與設(shè)計(jì)方案,飛航導(dǎo)彈,1997.85毛根旺，何洪慶,固沖火箭技術(shù)的發(fā)展與展望，推進(jìn)技術(shù),1993.R.Wilson,C.LimageandP.Hewitt,TheEvolutionofRamjetMissilePropulsionintheU.S.andWhereWeareHeaded,AIAA96-3148.H.L.Besser,R.Strecker,OverviewofBoronDuctedRocketDevelopmentDuringtheLastTwoDecades,J.ofPropulsionandPower,Vol.7No.2,Jan.?Feb.1991,P133-178.W.D.Pohl,EntwichlungeinesStauantriebsFurdenFlug?Korpereinsatz.zfw,1988(12)P80-88.R.Marguet,RamjetResearchandApplicationinFrance,ISABE89-7005.GerardDoriath,EnergeticInsensitivePropellantsforSolidandDucteclRockets,J.ofPropulsionandPower,Vol.11,No.4,July-Aug.1995,P870-882.W.Miller,DesignApproachesforVariableFlowDuctedRockets,AIAA81-1489.ClaudioGoldmanandAlonGany,ThrustModulationofRam?RocketsbyaVortesVolve,AIAA96-2624.PeiKuanWu,FlowfieldinaSide?InletDuctedRamrocketwith/withoutSwirler,AIAA95-2478.S.P.Vanka,Mixing,ChemicalReactionandFlowFieldDevelopmentinDuctedRockets,AIAA85-1271.K.C.Schadow,DuctedRocketCombustionExperimentsatLowGasGeneratorCombustionTemperatures,AIAA95-2415.16K.C.Schadow,EffectofGaseousFuelMixingonBoronCombustioninDuctedRocketwithSideDump,J.ofPropulsionandPower,Vol.7,No.2,Jan.?Feb.1991,P402-411.17H.L.Besser,SolidPropellantRamrockets,AGARD?LS?136,RamjetandRamrocketPropulsionSystemsforMissles,Monterey,London,Neubiberg1984.18E.J.GutmarkandK.C.Schadow,FeedbackControlofaDumpCombustorwithFuelModulation,J.ofPropulsionandPower,Vol.11,No.2,Mar.?Apr.1995,P268-274.19E.J.GutmarkandK.C.Schadow,SuppressionofCombustionInstabilitybyGeometricalDesignoftheBluff?bodyStabilizer,J.ofPropulsionandPower,Vol.11,No.3,May?June1995,P456-463.H.Wittenberg,P.A.O.G.Korting,SolidFuelCombustionChamberProgressReport,No.10,Jun.?Dec.1989.StevenLeischandDavidW.Netzer,SolidFuelRamjet,TacticalMissilePropulsion,Chapter13,P469-496.A.M.Helmy,PerformanceofPolycubcenesinSolidFuelRamjets,AIAA93-2591.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