冲压发动机技术调节与研究进展

　　发动机研制进展

　　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：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***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***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，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51MJ/L，燃气流量调节比10∶1，且燃烧性能***。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”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***技术水平，比冲可达9000N?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。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。

　　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***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***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。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。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,，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。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。“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。

　　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。

　　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。