自噬发动机：具备可节流潜力的固体火箭发动机

参考消息网2018年5月28日报道英媒称，苏格兰和乌克兰的研究人员正在研制一种“自噬”火箭发动机，它会给卫星运输带来革命性变化。据英国《每日邮报》网站5月24日报道，发射载具将依靠一种自体吞噬发动机，它使用的推进剂药柱外部为固体燃料、内部为氧化剂，在汽化燃料和氧化剂进入燃烧室时产生推力。它还会产生足够的热量使推进剂的下一段汽化，从而使系统不停运转。该技术的一大突破是，科学家制造出了一种可以来回调节推力的发动机。这样一来，将微型卫星送入轨道将变得更加容易，也更加便宜。

图1 “自噬”火箭发动机实验装置

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本文描述了一种尝试将液体燃料发动机的可节流性与固体发动机的简单性结合起来的火箭一体化测试点火。其原理是将一种燃料和氧化剂棒用力放入汽化器中，其成分在汽化器中转变成各自的推进剂气体，然后在燃烧室中混合。汽化器经燃烧加热，通过改变固体推进剂棒进入汽化器的力来调节节流阀的设置，这自然会影响推进剂的进给速度。在实验中使用的固体推进剂棒，是由聚丙烯燃料和一种过硫酸铵和硝酸铵氧化剂（混合比例为1：1.5）的混合物组成，实验持续约60s。在实验过程中，使用250N-900N的推进剂进给力，推进剂进给速率可达到100～300 mm/min，与燃烧室压强大约为300～700kPa有关。这些控制输入（进给力）、节流响应（推进剂进给速率），以及隐含推力（燃烧室压力）的相关循环，首次验证了一种可实现实时节流的简单的固体火箭。

1.简介

“自噬”火箭发动机即自己消耗自己的发动机。

液体燃料发动机可以进行流量调节，甚至可以根据需要将燃料和氧化剂泵入燃烧室进行再次启动。但是其中的涡轮泵进给系统、注射头、冷却通道和防喷溅装置使之变得很昂贵。加压容器可以降低成本，但是会增加质量，而自燃液体推进剂有毒，与固体推进剂相比，使用更危险。此外，为了降低发射风险，达成目标，在小型航天器上禁止使用液体加压容器。

正常来说，固体火箭发动机可以通过装药构型产生理想的脉冲，从而使其火焰前端以一种预定方式燃烧，但是，通常不可能实现按需节流。

要使固体发动机使用的简单性与液体发动机的可节流性结合起来，建议可以通过自噬（shi）发动机来实现。

在试验台上使用推进剂棒，其中燃料和氧化剂各自独立，如图1，推进剂棒是由聚丙烯燃料筒包裹着高氯酸铵/硝酸盐氧化剂构成。这意味着，不需要进行组分混合，只要通过由惰性气体提供动力的外置加压装置，就可以将推进剂棒进给到锥形汽化器（汽化器由燃烧室加热）。当推进剂棒的任何部分接触到热表面时，都会发生汽化并穿过汽化器内部的孔。圆锥边缘附近的孔与推进剂棒的外部相对，主要接收气态燃料，而那些靠近顶点的孔则与推进剂棒的中心相对，主要接收气态氧化剂。汽化器圆锥外表面上的通道系统将这些气体分别传递至喷射器环，并在此处通过16个圆形端口进入燃烧室。然后，发生燃烧，排放的气体通过喷管排出，喷管具有可定位（通过一个推动杆）、可滑动的石墨喉衬来改变喉部面积，而发动机不停止工作。

图2. 发动机剖面图。省去了注入口上方的瓣阀

注入口用钽瓣阀盖住，当燃烧室压强超过燃料供给压强时，钽瓣阀就可以防止燃烧产物回流到通道，同时，燃烧室壁上还有其他仪器的接入点。最后，该试验台还包括一个额外的气体岐管，可以从外部储存罐中提供丙烷、氧气和氮气。这些引燃气体可以通过火花塞点燃并用于发动机预热，直到固体推进剂的汽化和燃烧可以自给自足。如果需要，还可以提供纯氮气来熄灭和净化发动机。

可以设想，在未来的发展中，推进剂进给装置将由一个独立的机构代替，其余加热功能将通过电子元件实现，而不是外部引燃气体。

在文献中偶尔会出现自嗜发动机概念。早期的专利可以追溯到20世纪30年代，其他专利为20世纪60年代、70年代和80年代的。据我们所知，这些文献均没有详细的试验点火数据，也没有提供证实自嗜发动机可行性的强有力证据。最后，在20世纪80年代后期，几乎再没有其他人进一步讨论自噬概念。

这并不是说研究人员对可节流固体发动机没有兴趣，而是因为提出的方案太复杂了。例如，可控激光、燃烧室压强的可控变化，以及可控的电流，与专用推进剂相结合，都被认为会影响燃烧速率。

目前并没有成形的详细的专著论述相关领域的研究进展。而Yemets等人最近的研究工作则记录了自噬试验台的第一次点火，这表明，燃烧室内的高压将会使推进剂给进到汽化器中的难度增大。

本研究建立在初始点火的基础上，并首次提供了在点火过程中收集到的测试数据。这些研究将会对未来的自嗜发动机概念研究有一定支撑作用。 

2 试验

2.1 试验设施

实验在第聂伯国立大学实验室完成，使用了格拉斯哥大学提供的试验设备。实验设施包括一间点火试验的厂房，该厂房有一扇气密门和一个单独的观察窗，操作者可通过此窗口观察到相邻操作间的发动机试验台。

安装好试验台，使发动机以倒置的方式点火，排出的羽流直接进入到安装在天花板上的通风系统。试验台的仪器包括一个线性定位传感器（用于监测推进剂棒的消耗），一个力传感器（可通过外部装置来测量施加在推进剂棒上的力），一个安装在燃烧室舱壁上的钨铼热电偶，以及一个在同一位置的测压孔，测压孔通向电子压强表和机械压强表。来自这些仪器的数据可通过服务通道反馈，以便在操作室中记录。

另外一个燃烧室压强表和两个电压表，与热电偶和线性位置传感器并联，显示在发动机附近，以便显示在每次燃烧的视频记录中。能够将数据集与物理事件相匹配，例如在视频记录中捕获的点火和喷管变化。

2.2 每次点火的准备工作

首先，将试验台完全拆卸，清洗并准备好每一个部组件，检查钽瓣阀的状态是否正常。将燃烧室密封在喷射器岐管上的铜垫圈，进行退火处理，以保证组装后的紧密贴合。向燃烧室内注入氮气加压，用肥皂水来检测装配的密封性。

其次，将高氯酸铵和硝酸铵粉末以1:1.5的比例加入到直径为20mm的聚丙烯管（壁厚1～1.5mm）中制备成推进剂棒。同时加入了少量的氧化剂，每次添加之后，操作员要离开房间，利用氩气将粉末压实。制备每次点火所需的120～150g氧化剂，大约需要经过40个循环周期。

最后，校正传感器，安装设备。确认喷管喉部的变化机构可平稳运行，检查引燃气体阀门和火花塞的功能，完成上述操作之后，操作员离开点火室，进入图3所示的操作室，关闭气密门。

2.3 点火位置

试验主管放置在的主桌上，可以透过观察窗看到发动机的工作情况。主管配有一台用于外部加压装置的台式压强显示器，以及一个显示燃烧室压强的计量器和一面镜子，通过镜子可以看到试验台的后视图。在这里，管理员可以调节加压（氩气储存在桌子的左边），同时可以操作燃烧室的火花塞。

一号助手站在窗户左侧的壁龛内，但是仍然可以观察到发动机。该助手可以在地面附近操作三个阀门，分别提供丙烷、氧气和氮气，也可以够到上方窗户的把手。该把手连接到喷管的变化推杆上，这样可以滑动石墨喉部组件，通过燃烧室出口来改变喉部面积。

最后，二号助手坐在窗户右侧的另一张桌子旁边。该助手看不到发动机，但是在上方的架子上有一台实时摄像机。二号助手的职责是录像并且存取记录数据，这些数据与气体和高压电缆一样，都是通过点火室的一个开口引入。二号助手还要通过安装在右侧墙面高处的一个仪表盘，来操作通风系统。

2.4 点火过程

点火过程包括下面步骤：

1）二号助手开始录像并记录数据。部分数据也可实时显示。

2）主管向外部加压装置施加氩气压强，迫使推进剂棒用力撞击汽化器。

3）一号助手打开丙烷、氧气和氮气引燃气体。氮气会限制温度。

4）主管操作火花塞，完成点火。可以看到黄色的氩气火焰。

5）数十秒钟之后，当汽化开始时，二号助手报告推进剂棒的运动情况。

6）又经过了数十秒后，火焰中可以观察到蓝色的亮光，这表明推进剂燃烧。

7）在主管的指令下，一号助手关闭引燃气体，收紧喷管。

8）主管显著降低施加在外部加压装置上的氩气压强。

9）发动机现在进入自我维持状态。试验主管可以通过调节氩气压强实现节流。

10）试验可能会由于燃料缺乏或者机械故障而终止。

11）一号助手使用氮气清洗发动机，然后关闭所有气体。

12）通风系统要运转30min后，才可以重新打开点火室房门。

2.5 推进剂和燃烧

在考虑了表1中的燃料和氧化剂之后，选择了一种混合推进剂（聚丙烯燃料和1:1.5比例混合的高氯酸铵和硝酸铵氧化剂）。在该表格中，“游离”氧是氧化剂中所含的总氧与氧化剂本身存在的和氢发生反应所必需的氧的差值，不包括与氯成键的那一部分氢。

由于PP和PE具有相似的特征，在点火过程中他们基本没有差异。但是PP具有较强的机械强度，可以使之成为更适合推进剂棒的薄壳体。

表1. 燃料和氧化剂的一些特征

推进剂组分	作用	化学分子式	产生的热焓， kJ/kg	游离氧， g/kg	拉伸强度， MPa	密度，g/cm3
聚丙烯（PP）	燃料	(C3H60)n	-2100…-1900	—	32	0.90…0.92
高压聚乙烯（PE）	燃料	(C2H4)n	-2100…-1900	—	12…16	0.92…0.93
高锰酸钾（AP）	氧化剂	NH4CIO4	-2513	277	粉末	1.7
硝酸铵（AN）	氧化剂	NH4NO3	-4571	80	粉末	1.4

AP的生成热焓、释放的游离氧数量以及密度都优于AN。但是，利用纯AP常常导致发动机损坏。检查表明，燃烧通常发生在汽化器内部、热传递表面下，以及氧化剂瓣阀的尖端。尤其是燃烧会发生在没有接触到燃料的地方，由此可见，损坏并不是因为推进剂燃烧导致的。可能是由于热金属和已分解的氧化物本身的反应造成的。

因此，为了保护结构，在汽化器表面涂了一层氧化锆涂层，实验发现，在纯AP氧化物中加入一定量的AN可有效地降低不良反应的风险。比例为1:1的AP和AN仍然会导致损伤，但是将比例提高为1:1.5甚至1:2时则不会。然而，固体推进剂在比例为1:2时燃烧太慢了，以至于燃烧室压强甚至达不到400kPa，无法达到推进目的。中间值1:1.5可以使燃烧室压强达到最高800kPa，鉴于发动机没有因此损坏，选择了这种混合物进行研究使用。

表2说明了相对AN含量的增加可减少对发动机的损坏的原因。AN增加的分数，可降低温度、氯含量以及混合推进剂中的游离氧的数量，还可减小对结构组分的影响。在表中采用平衡常数方法计算了燃烧产物，考虑了燃烧室压强为700kPa时H ₂ O、CO ₂、HCl、NO、H ₂、O ₂和Cl₂的热分解，真实的氧燃比以及相对应的温度。

表2反映了一个事实，在“真实”环境下，机械要求决定了推进剂棒的外部有一个坚硬部分。这意味着氧燃比并没有得到优化，实际上氧燃比大约是化学计量比的一半。这种氧化剂的缺乏导致温度低于理论值，并产生许多不完全燃烧产物，如H ₂和CO。

我们注意到，如果要克服关于推进剂棒刚度的机械问题，化学计量燃烧将产生更高的燃烧室压强，同时允许引入更大分数的AN。这将有助于延长发动机寿命。

另外，通过使用不同的氧化剂，例如高氯酸钾（KCIO ₄），钠（NaCIO ₄）或锂（LiCIO ₄），可以用现有的燃料系统获得更高的燃烧室压强。这些物质的密度比AP和AN更大，约为2.5g / cm ³，因此可以在相同体积中放入更多质量的物质。在加热过程中，它们可以分解为盐和氧气。前两种高氯酸盐适用于实验室测试，而后者似乎更适合航天器应用。

表2. 燃烧温度为700kPA时，计算的氧燃比和质量比

AP与AN之比	1:1	1:1.5	1:2
氧燃比
化学计量氧燃比	12.1	12.7	13.2
实际氧燃比	7.5	7.4	7.3
燃烧温度
理论燃烧温度，℃	2189	2123	2076
实际燃烧温度，℃	1892	1747	1643
推进剂质量分数
推进剂中氧的质量分数，%	56.7	57.3	57.7
推进剂中游离氧的质量分数，%	17.6	15.6	14.2
推进剂中氯的质量分数，%	18.0	14.8	12.7
排出气体的质量分数
排出气体中H2的质量分数，%	11.0	12.9	14.3
排出气体中H2O的质量分数，%	44.1	43.3	42.6
排出气体中CO的质量分数，%	10.9	11.1	11.1
排出气体中CO2的质量分数，%	8.4	7.9	7.7
排出气体中N2的质量分数，%	15.4	16.5	17.3
排出气体中HCI的质量分数，%	10.2	8.2	6.9

3.结论

A 试验数据

图3和4给出了两次连续点火试验的结果，不包括可能与火花塞操作相关的过度噪音导致的短暂缺失。给出了施加到固体推进剂上的力、合成推进剂棒的应用、燃烧室压强，以及燃烧室壁附近的临界温度。请注意，在每一张图中，右图是左图的放大版，除非推进剂的使用是时间区分（和过滤的）以产生更有意义的推进剂消耗率。

图3. 首次点火，燃烧似乎在125s到150s之间摇摆不定

图4. 第二次点火。发动机在142s时爆炸然后熄灭。

B. 结果讨论

在两个试验中，很明显可以看到许多相同点。首先，当引燃气体都是被火花塞点燃时，燃烧室压强升至150kPa。大约20s后，在推进剂棒上可检测到运动。这表明，汽化器已经被充分加热并开始推进剂汽化，我们可以假设气体燃料和氧化剂开始沿着各自的通道移动到喷射器端口的环上。

数十秒以后，燃烧室压强升至200kPa。这与黄色丙烷火焰中的蓝色亮光相关，并且被认为与固体推进剂混合物的点火一致。

然后关闭引燃气体，但是为了避免压力损耗，可利用推杆式喷管变化系统将喷管喉径从4mm降至1.6mm。这在数据中显示为燃烧室压强的下降（当引燃气体关闭时），几秒钟后出现激增（当喷管收缩时）。在该过程中，操作员通过降低为气动增压装置提供的氩气的压强来“节流”发动机，从而使固体推进剂棒进入汽化器。在这个阶段（第一次点火大约170s，第二次点火大约80s）中，自噬发动机已经自我维持; 当燃烧室压强达到400至500kPa时，推进剂气体燃烧的热量促使其进入固体推进剂的汽化。

随着发动机的运转，两个实验发生了分歧。在第一次点火中，“节流阀设定”循环四次，施加的力约为300至750N。目的是确定发动机是否可以上下节流，并且节流循环与推进剂消耗（循环在大约100和300 mm / min之间）和燃烧室压强之间存在很强的相关性（其循环约在300kPa至700kPa之间）。然而，在第二次点火期间，施加到推进剂上的力逐渐减小直到低至250N，这时发动机仍继续燃烧。

在两次运行中，通过放置在燃烧室内表面上方1-2mm处的气流中的热电偶，记录到的临界温度约为550℃。可发现与节流循环有一定的相关性，但我们注意到钢制燃烧室有相当大的热惯性，这将限制温度波动，也可以解释所记录的极低的温度值。

最后，第一次点火在推进剂耗尽时结束，尽管发动机在所使用的氮气完全熄灭之前还会经历一次激增。第二次点火会因汽化器内部发生爆炸而突然结束，使发动机熄灭，并破坏加压密封装置，但不会使发动机本身破裂。同样，在完成这些之后，用氮气吹扫燃烧室。

C 研发机遇

本次研究的目的是研发一种适合小尺寸火箭的轻质自嗜发动机。但是，为了实现有效推进，燃烧室压强需要达到1000kPa的量级，而推进剂进给压强相对较小，可能需要大约100kPa，从而可确保系统质量尽可能的低。

估算推进剂进给压强可以通过考虑推进剂进给力，减去一个考虑推进剂棒和汽化器组件之间的摩擦力值，然后将力除以推进剂棒的面积来进行。所给出的一个单独的实验研究表明，将推进剂棒插入加热的汽化器组件需要大约125N，可以得到图6所示。这直接对第一次和第二次点火进行了比较，并给出了之前的推进剂速率和燃烧室压强，以供参考。

该比较清楚地显示了用于第一次点火时实现节流的推进剂压强相对大一些，与第二次点火中使用的低推进剂压强形成对比。然而，令人惊讶的是，第二次点火保持一个略高的推进剂进料速率，并且相应地，整个燃烧室的压强也略高。

两个单独测试之间的差异没有特别重要的价值。实验是在两天里使用两批不同的推进剂进行。微小的化学变化可能对性能产生显著影响，第二次测试最终以失败告终。

图5 第一次点火（左）和第二次点火（右），迫使推进剂力转化为推进剂压力

图6. 第一次（左）和第二次（右）点火在频域中的推进剂消耗

但是，即使在第二次点火过程中，推进剂压强都保持稍高于燃烧室燃烧压强。这并不理想状态，因为我们更希望得到的是推进剂压强远远低于燃烧室压强。

为了确保推进剂能够在这种不利的压强梯度下继续流入燃烧室，我们寻求在燃烧室中实现脉冲模式燃烧。这就是我们在注射口上方放置瓣阀的原因，这样可以在脉冲之间让推进剂进入，但是要防止燃烧产物在脉冲过程中回流到汽化器。然而，实验数据表明并没有将启动脉冲模式操作所需的条件（即瓣阀两侧的压强大致相等）维持到一个适当的时间，而且也没有证据表明已经达到了脉冲。下一步的工作将寻求进一步收缩喷管喉部以实现这些条件并转向脉冲模式操作。

D．小规模燃烧不稳定性的表征

推进剂给进速率和燃烧室压强存在一些额外的振荡。我们认为，汽化器和燃烧室之间可能存在负反馈回路，因此，高的燃烧室活性可促进汽化，加速推进剂给进，直到冷推进剂的流入减缓汽化和燃烧室活性下降。然而，当冷推进剂加热时，汽化继续进行，循环往复。

对于第一次和第二次运行，推进剂消耗率（单位：s/min）的频率分析分别为170s和80s，在这两种情况（实验采样率为5Hz时的256个数据点）下直到51s后，使用Hann窗口和快速傅里叶转换完成了分析，然后转换为功率谱密度。结果如图7所示，表明该动态性能的周期约为2.9 s。

4.操作难点

A 爆炸失效

第二次点火以爆炸结束，这也是发动机长期存在的问题。显然需要进一步的技术开发，或许与理想的推进剂化学方面的额外工作有关。

图7（左）显示了主要爆炸失效的结果，爆炸摧毁了汽化器顶盖，将汽化器锥体下面的燃料和氧化剂通道暴露出来。还可看到盖在喷射器口上的钽瓣阀残留物，还有一些黑色燃料残余物。燃烧室没有损坏。

图7（中）展示了在较小型爆炸后拆卸的发动机，与之前本文所述的第二次点火熄灭的位置相同。瓣阀的端部看起来已经熔化并且可能部分阻塞了入口端，导致汽化器顶盖从汽化器上分离的事件。尽管有几个定位销被剪断了，但汽化器顶盖并没有损坏。

图7（右）从另一角度展示了成功点火之后拆卸的发动机芯，随着瓣阀移位，可以清晰看到燃料和氧化剂入口。在交替端口上有一些棕色粉尘只表明燃料/氧化剂分离系统可正常工作，两种成分是单独输送，仅在燃烧室中混合。该图还展示了铜垫圈和引燃气体歧管，其具有六个入口：丙烷、氧气和氮气各2个。

图7 以失败（左和中）和燃料耗尽（右）而结束燃烧后，被拆卸后的发动机。

尽管如此，重复发生的汽化器事件确实表明在汽化器锥体外部很容易发生爆炸。这可能是由于从推进剂杆收集到的气体分离不充分、汽化器盖下相邻燃料和氧化剂通道之间的泄漏、或瓣阀故障导致的流动条件差造成的。

图8显示了视频记录中相隔约0.03s的三个连续静止图，显示了因这些事件会产生的力的量级。用于驱动推进剂棒的气动顶杆上安装有锡盖（圆圈形的），以保护下方的进给力传感器。在中间图片中，爆炸将加压装置（如锡盖位置所示）向下推推进剂迫使气缸产生大约400N的力。排出的气流使推进剂棒输送管的两侧向下流动以提供这种力，也可以看到在加压装置接口周围有一团气流。在最后一个图中，加压装置恢复到正常的位置。

图8 爆炸失效。可以看到加压装置和力传感器盖（圆圈形的）的被偏转。

虽然这些爆炸事件是人们不愿意看到的，而且开发团队都在继续努力阻止它们的发生，但废气中的有效能量，确实可能超过了推进剂进给力所要求的能量。因此，如果可以使阀门按预期操作，并且可消除非理想的爆炸性能，则未来发动机有可能产生其自身的进给力。这将进一步简化其应用。

B. 喷管变化系统的泄漏问题

当引燃气体关闭时，有必要减小喷管喉部尺寸以保持压力。这可以通过使用喷管变化推杆的控制杆将石墨喉部滑块从一个位置（有一4mm的孔）滑动至另一处（有一个1.6mm的孔）来实现，控制杆可穿过墙壁进入操作室。

喉部滑块和燃烧室出口处的另一个石墨块之间的密封是由四个螺旋弹簧所施加的接触压力保持的，如彩图3所示。预紧力必须足够高，以防止过渡泄漏，而足够低可以使喉部块自由移动，同时要很稳定，即使弹簧暴露在排气羽流的辐射热中时也能保持稳定。然而，彩图3（左图）中的径向辐射确实表明，当在高压、自维持的运行过程中选择较小的喉部时，泄漏是一个持续存在的问题。

C. 不完全燃烧

烟灰覆盖着燃烧室出口和喷嘴堵块，如图9（左）所示，就是不完全燃烧的证据。这与燃烧室内的低温和低压有关。导致出现这个问题的原因可能是燃烧前气态燃料和氧化剂的雾化和混合不充分。

图9. 拆卸后的喷管显示有泄漏（左图），拆卸后的发动机显示有不均匀燃烧（右图）

此外，尽管引燃气体关闭以后固体推进剂通常会进入自维持燃烧阶段，但火花塞可用于熄火时重新点火。在另一次令人不满意的点火中，如彩图3（右）所示，火花塞定位的效果可以看出，在燃烧室的“冷”侧有一层积灰。这种不完全燃烧还可以在一定程度上解释有些实验过程中所观察到的出乎意外的低温，因为火花塞直接位于热电偶的对面。

5.先进性分析和下阶段目标

第一次点火数据的检查表明，建造一个可以根据需要进行节流的固体推进剂火箭发动机是可行的。另一方面，第二次点火是试图以非常低的推进剂驱动力运行。我们的目标是提高燃烧性能，使推进剂进给压力和燃烧室压力大致相等，因为此时阀门利用燃烧室自身的共振来诱导发动机在脉冲燃烧状态下工作，这样推进剂的进给力就会减少。当然，我们希望可以预测能够观察到这种性能的频率。

因此，提出了使用Star-CCM（使用非预混的涡流破碎模型）的燃烧模拟。该模型是二维轴对称的，在隐式非定常时间离散化中时间步长为0.0001 s，最终多面体网格的基本尺寸为1×10 ^-4 m，证明网格独立性和残余误差收敛性低于1×10 ^-5，有足够的分辨率。利用理想气体约束和一阶κ-ε湍流，雷诺平均N-S方程和高Y+壁处理解算器（wall treatment solver）实现了二阶耦合隐式流动求解。对于计算量较小的模型，忽略了瓣阀，并简化了热化学; 采用两步烃分解反应，通过分离的质量流入口对关键组分进行氧化，产生不完全燃烧和完全燃烧。根据实验环境值对燃烧室壁施加对流边界，假设推进剂给进速率为225 mm / min，在氧燃比为8.8时AN氧化剂为100％，压力和气体速度结果如彩图4所示。该模型的所有细节参见其他文献。

由于氧化化学计量的简化，所得到的模拟燃烧室压强和温度水平虽然与测试数据值类似，但在理论上确实涉及到一些范围和最大值的偏差。燃烧室压强和速度也显示出比温度变化更显着的脉冲特性。然而，对潜在的内部脉冲波模式的研究是一个比详尽热力学验证更有针对性的目标，随着研发的继续，以限制自然脉冲燃烧的可能性。

因此，从图10可以看出，启动时，大约在50Hz时会出现间歇性爆炸，尽管它似乎是一种瞬态现象，紧接着进入点火阶段，并在接下来的几十秒钟保持一种稳态阶段。最终的稳定压强与实验数据不一致，但实验的气体速度未知，因此无法比较。在这些图中，轮廓表示燃烧室一半的横截面，左边是喷射口，右边是喷嘴。

图10. Star CCM中的发动机仿真。观察到具有叠加速度特性（右）的瞬态驻波（左）。时间是后点火。

如前所述，如果利用这种特性可以实现脉冲燃烧，那么推进剂进给力仅需要在其最小循环过程中超过燃烧室压强，就可以输送燃料和氧化剂。这可以将固体推进剂送入发动机所需的压力量级进一步降低，从而推进设备结构的小型化，因为有可能开发一种更轻的推进剂输送机理。该机理甚至可以由燃烧产物本身提供动力，这将使发动机以一种“自动”方式供给其自身的推进剂。

因此，研发团队面临着许多挑战。我们正致力于排除那些可能会引起泄漏和爆炸的故障；改善推进剂的物理和化学性质；增加燃烧室压力；消除引燃气体从而有利于电启动/重启系统；创建可能观察到脉冲燃烧效应的环境；并探索建立一个推进剂自动进料系统的可能性，利用这些脉冲，由排出的气体提供动力。

6.结论

仅消耗固体推进剂的自嗜火箭发动机已经通过多次“加速节流”和“减速节流”操作以持续的方式进行了点火，其中观察到燃烧室压强随着施加到固体推进剂的进给力而变化。发动机需要对引燃气体预加热，但是一旦点燃，发动机会快速进入自我维持状态，这时可以关闭引燃气体。还需要一个外部气动加压装置，将推进剂棒以所需的进给速率推进到发动机里。

为了减少驱动进给系统所需的力，已经开展了一些工作，并实现了在驱动力低至250N时的持续燃烧。已经提出可以利用燃烧室内的共振来进一步减小该力的要求。预计该共振大约在50Hz处。

最后，已经确定了几种可能导致燃烧室故障或减压的操作难点。目前研发团队正在解决这些问题。