国外固体燃料冲压发动机研究历史和现状

固体燃料冲压发动机(Solid Fuel Ramjet, SFRJ)是一种吸气式发动机,具有结构简单,比冲高,高速飞行性能良好,可靠性好等优点，具有广泛的应用前景。本文简述了固体燃料冲压发动机的工作原理、特点和研究历史，综述了2000年以后的国外对固体燃料冲压发动机在固体燃料、点火、数值模拟和进气道等方面的研究进展，以供参考。

0 前言

2020年4月，美国防部和挪威国防部宣布，将在“战术高速进攻性增程冲压发动机”（THOR-ER）项目下继续进行双边合作，探索先进的固体燃料冲压发动机(Solid Fuel Ramjet, SFRJ)技术。此消息一出，固体燃料冲压发动机再次引起各大国的关注。

THOR-ER是美国防部先进能力局于2019年启动并负责的一个”盟军原型倡议”（API）项目，旨在合作开发固体燃料冲压发动机，对技术进步进行整合，发展可负担得起的、高速的、具有更大工作包络的全尺寸发动机原型，并最终在相关条件下进行飞行演示验证。项目参与方包括美海军海空作战中心、挪威国防研究机构以及挪威工业供应商Nammo公司。

SFRJ是一种吸气式发动机、具有结构简单、比冲高、高速飞行性能良好和可靠性好等优点，具有广泛的应用前景,国内外做了很多的研究工作。

1 固体燃料冲压发动机工作原理及优缺点

固体燃料冲压发动机是一种自带燃料，利用空气中的氧气进行燃烧的吸气式发动机，主要由进气道、燃烧室、补燃室和喷管组成，如图1所示。其工作原理是当增程炮弹或者导弹高速飞行时，高速气流经过进气道减速升压升温，减弱为亚音速气流，压缩空气与固体燃料在燃烧室内发生扩散燃烧，释放能量，但燃烧是不完全的，属贫氧燃烧，贫氧燃气进入补燃室后，与从进气道过来的部分空气进一步充分燃烧，最后经过拉瓦尔喷管膨胀加速，产生推力。

图1 固体燃料冲压发动机原理简图

SFRJ具有以下优点:

• 比冲高。比冲可达10 000 Ns /kg 以上，特别是不含氧化剂的固体燃料燃烧速度较低，与同体积固体火箭发动机相比，燃料携带量增加一倍多，从而使导弹长时间处于动力飞行，大大提高导弹动力航程。
• 固体燃料冲压发动机燃烧室内为扩散燃烧，燃烧稳定性较好。
• 结构简单，成本低，可靠性高。利用固体燃料内部空间作为燃烧室，将燃料贮存空间与燃烧室合二为一，提高了空间利用率并减少了部件数量，成本、可靠性都得到提高。
• 安全性好。发动机本身只携带固体燃料，燃料一般是无毒的聚合物，常温常压下自身不能维持燃烧，即便遇到明火也不会发生爆炸，因此，储存和使用都很安全，适合作为武器动力系统。

SFRJ的缺点如下:

1) 固体燃料燃速与热环境有关，而影响发动机内热环境因素很多，因此，增大了固体燃料冲压发动机设计难度。

2) 工作时，发动机内孔燃烧面积不断扩大，在目前尚不能进行流量调节的前提下，很难保证稳定的空燃比。

2 国外固体燃料冲压发动机的研究历史和工程应用情况

国外早于二十世纪三十年代就考虑将固体燃料冲压发动机作为导弹的推进装置，许多国家和地区都开展了SFRJ的研究工作，包括台湾、印度、英国、以色列、荷兰、俄罗斯、瑞典和美国，其中德国、以色列，荷兰和美国发表了有关的试验研究的文章，另外据报道，瑞典也在进行以SFRJ为动力导弹的研制工作，美国的某些公司和JANNAF的报告中包含了早期大多数的工作。早期的设计采用金属推进剂和高旁路比，以获得较高的燃烧效率，并且在燃料药柱中加入不同数量的氧化剂以增强火焰稳定性和点火可靠性，但是由于推进剂等相关技术未取得较大进展，SFRJ一直处于实验室研究阶段。直到八十年代。推进剂研究趋于成熟，且已基本掌程了SFRJ的工作特性，SFRJ开始由实验室走向工程应用。

在推进剂研究方面，初期主要采用含金属推进剂，之后，则主要转向使用碳氢燃料。其中，由于有机玻璃易加工且容易获得，因此被广泛地应用于实际研究。然而，它含有大量的氧化剂（32%),并不是一种理想的燃料。于是，碳氢燃料的研究着重于在HTPB的基础上进行某些改良。当工作环境变化较大时，这种燃料能保持药柱完整性和性能不变，从而具有良好的物理特性。九十年代初，高燃烧效率的高含量推进剂的研制大大提高了推进剂的体积比冲，其中典型的是将50%的金属（硼或碳化硼）与HTPB相混合。D.Netzer和H.K. Ciezki等人对Ti/2B和B4/C含锂推进剂进行了大量的试验研究，主要研究了含硼推进剂在SFRJ中的点火特性和燃烧过程，并对含硼推进剂的燃烧速率进行了分析。他们采用试验燃烧室多为二维燃绕室，使用二维多普勒激光速度计测量硼颗粒的速度，以获得有关燃烧的信息。

试验表明，在药柱表面的边界层中，挥发性的燃料成分中存在气相扩散火焰，燃料常常以大块型式从药柱表面分离出来，且气流对药柱表面的冲击会产生化学反应而放热，这将促使热的颗粒高速喷出，同时使药柱表面热的块状物分离并喷入气流。此外，还研究了含镁和铝等金属推进剂在SFRJ中的燃烧特性。研究表明，显然推进剂中含有氧化剂会导致比冲下降，但是使用少量的氧化剂能提高金属表面的加热效应，从而提高燃烧效率。另一方面，使用含金属推进剂将增强其特征信号，在某些特殊应用中会受到限制。

八十年代末，在美国的“中国湖”海军武器中心，James Nabity和 Tooy Walls研究了不同进气结构对SFRJ工作特性的影响。共分为三种进气结构，如图2所示。对不同的进气方式、燃烧室空气入口马赫数和燃烧室压强进行了50余项试验，试验表明侧向进气燃烧室的稳定燃烧受几何尺寸的影响较小。并且，当体积受到限制时，侧向进气的性能及装填系数都软轴向进气高。此外，德国的DA.Duesterhaus和R.Pein等研究了族流效应对SFRJ性能的影响。在空气进入燃烧室之前增加一个旋流器）使进入燃烧室的空气旋转，以加强空气与燃气的混合，增加空气在燃烧室中的停留时间，从而提高燃速和燃烧效率，但是试验发现，旋流器对火焰总定起负面影响，因此，旋流器的最佳安装位置在回流区后方表1列出了以色列、德国、美国和荷兰的SFRJ燃烧室试验工况。

图2 SFRJ的三种进气方式示意图

表1色列、德国、美国和荷兰的SFRJ燃烧室试验工况。

试验工况	以色列	德国	美国	荷兰
入口空气温度（K)	290~800	288~900	288~600	288~1000.
加热条件	电加热	H2/O2加热器	甲烷／空气加热器	甲烷／空气加热器
入口直径（mm)	7.5~25(圆孔）	60~120(圆孔）	37~45(圆孔）63~25(矩形孔）	40~60(圆孔）
燃烧室压强（bar)	4~10	4~12	4~10	3~6
最大空气流（kg/s)	0.04	5.5	0.15	4.0
最长工作时间（s)	8	40	–	35
台阶高度与药柱内径比	0~0.35	0.1~0.3	0.25	0.28~0.4
推进剂	PB+PS(3:1) PE,PMMA,PP	HIPB,HTPB+B,PE,HIPB+B4C HTPB+Mg.HEPB+Pe, HEPB+PMMA	HTPB+B.HIPB+B4C HTPB+Mg.PMMA.	HIPB,PE
点火	火焰（固体推进剂）	火焰（加入铝粉和聚四氯乙烯粉末）H2/O2点火器	乙烯基-氧点火器	H2/O2点火器

为了在较宽的工况下获得最佳空燃比，需控制发动机流量，目前，可行的方法有两种，一种造来旁路来控制入口空气流量；另一种方法是控制燃速。以色列研究了一种飞行调节技术，能使SFRJ在一行包络内处于最佳工作，变化的飞行工况时，调节能力是有效利用SFRJ推进的基础。这种方法采用空气分流阀；它将一部分空气导入固体药柱的入口，而另一部份则通过旁路引入燃烧室。经过大量的试验，归纳出调节规律与各结构和工作参数之间的关系，并用一条典型弹道参数进行检验。结果表明，该装置在较大的工作范围内（从海平面到15公里高度）有良好的调节能力。另外一种控制燃速新的方法和装置是产生压强震荡。它采用闭循环主动控制产生激励，使得压强振荡，来改变传热效率，从而达到控制燃速的目的。通过在剪切层加入小扰动，在剪切层中扰动被放大，使压强产生振荡。在相对于压强振荡的一定相位引入扰动。通过改变相位来调节压强振荡的幅度，反过来改变传热、燃速和推力。

1995年，瑞典和荷兰合作开展采用固体燃料冲压发动机增程的炮弹的研究计划，四年中解决了气动力、燃烧室、喷管和火炮系统等关键技术，并于2001年初成功地进行了飞行试验，炮弹最大飞行马赫数达到4.0。2000年，荷兰应用科学研究院（TNO）与瑞典的RWMS AG公司合作研究了中口径的旋转稳定炮弹，并于2004年进行了飞行试验，飞行马赫数为4.0左右。此外，瑞典还研制出一种带翼稳定、SFRJ为动力的防空炮弹（飞行马赫数为4.3，燃烧时间为2到3s，直径40mm，长200mm）。

美国于70年代开始对SFRJ推进方案进行相关的论证研究，并进行了自由射流实验；在增程炮弹方面，美国于80年代研究了75mm的旋转稳定弹以及203mm的尾翼稳定反坦克弹，两者均采用端端羟基聚丁二烯（HTPB)作为固体燃料，射程分别能够达到12km和60km。

据有关报道，早在1961年，美国得克萨斯洲休斯敦的一家公司使用直径70毫米的固体火箭发动机将SFRJ助推到马赫数2,然后SFRJ加速爬升至21600米，再滑落到6000米高度继续飞行，整个系统的载荷为0.7公斤。推进剂采用镁和镁铝合金，比冲大约为700秒。这种冲压发动机被指定为AG-32 Met喷气发动机。

1982 年，美国空军实施了含硼固体燃料的 SFRJ导弹研制计划，导弹飞行高度为21.336 km，飞行马赫数为 3，导弹由飞机载体空中发射，动力航程 483 km，未用于实际型号。

1984年，美国研制出羟基聚丁二烯为燃料的SFRJ抛射弹, 针对不同的推进剂配方和内部结构，使用M110A-2加农炮发射系统，进行了自由飞行试验，测量了飞行速度和阻力，炮弹射程远远超过了60公里。此外，1987年美国海军与华盛顿大学合作对一种小型、低成本的整体式固体燃料火箭冲压发动机进行了论证，计算了安装上该种发动机的空对地导弹的性能。导弹的飞行距离为20海里，飞行马赫数为2,直径和长度分别为128毫米和2514毫米，重37公斤，主要由无人驾驶飞行器和直升机发射攻击地面目标。1999 年，美国海军启动了使用 SFRJ的远程低空导弹研制计划，设计点高度24.384km，飞行马赫数为5～6，导弹从地面发射，发射距离 1 609 km，但未见其应用于成熟型号。

美国的洛克马丁公司在2000年11月与美国海军签署了一份18个月的合同，开发一种以固体燃料冲压发动机为动力的导弹，发动机壳体采用碳碳复合材料。该导弹称为GQM-163A超音速海上飞行靶标（SSST),以检验巡航导弹防御系统，导弹长5.5米，直径356毫米，以2.5马赫数在距海平面4.6米高度下飞行。该公司还与美国海军航空作战中心（NAWC)合作开展固体燃料冲压发动机研制计划，在这个计划中，发动机接力点马赫数为5，设计点巡航马赫数5.5，设计点海拔飞行高度为21336米，但是，发动机尺寸较小。为了适应实际要求，2002年开始研制全尺寸的固体燃料冲压发动机，起接力点和设计点参数不变，以满足今后海军和其他军种对超音速武器的需求。在此基础上，美国海军与该公司共同开展超音速反舰巡航导弹研制计划。

图3 US GQM-163A

为满足战术导弹易储存和维护的需求，美国航空喷气公司在 2000年研发了世界上第一种可节流的固体燃料冲压发动机，并用于美国 GQM-163A 靶弹。此后，航空喷气公司便一直致力于研发可用于战术导弹固体燃料冲压发动机用 Aer Gen燃料，在2010年8 月 10 日，航空喷气公司在一次发动机地面试验中成功试验了一种先进的固体冲压发动机燃料。这种燃料燃烧效率非常高，可提供更多的能量，并降低尾气的可观测性。这种燃料可为美军和在研的未来空军/海军联合双任务制空导弹(JDRADM) 提供远程、高速的能力。

俄罗斯的RR-77空空导弹自1992年莫斯科展览首次公开展示以来，以其卓越的作战性能而著名。当时，其有效射程为100公里，为了提高射程，Vympel(维姆佩尔）设计局将其发动机改为KLRD-TT型固体燃料冲压发动机（导弹改进型代号为RR-77RVV-AE-PD).这种改进的空空导弹已进行了飞行试验，射程达到160公里。

图4 俄罗斯RR-77 RVV-AE-PD

上世纪90年代，南非针对SFRJ在动能侵彻弹上的应用进行了大量的研究工作，进行了数值计算、风洞试验和飞行试验等。研究中，固体燃料采用HTPB，模拟了来流Ｍa＝4.0的工况。1998年，南非开始研究155mm增程炮弹，炮弹采用旋转稳定方式，并于2001年进行了飞行试验，共进行了6发点火实验，3发实验点火成功。针对155mm增程炮弹，印度也提出来一套设计方案，并进行了实验，但是仍存在点火稳定性等关键问题。

2006年，以色列对整体式SFRJ进行了飞行试验，其中，第一级为固体火箭助推器，第二级为SFRJ，飞行马赫数为2.2，发动机稳定工作时间大约为3s。

在理论研究方面，D.Netze等人对SFRJ燃烧过程进行了数值模拟，采用简单的辐射模型计算燃气对药柱表面的辐射热，考虑到SFRJ的某些结构中包含旁路进气，用完全三维流场来分析发动机内流场能。数值计算结果表明，空气进入药柱的方式对燃速有很大的影响，且将入口空气的旋转效应能增加和平滑药柱各点的燃速，为了分析回流区的流场特性，J.Richardson等人将SFRJ冷流的试验和理论结果进行了对比分析，为了适应对战术导弹高超音速飞行的需求，目前，美国还进行了双模态固体燃料冲压发动机理论研究，分析了SFRJ在高超音速飞行时的工作性能。

下面介绍几篇主要的参考文献：

文献一，固体燃料冲压发动机增程炮弹

简述了固体燃料冲压发动机增程炮弹的结构和工作原理。简要介绍了固体燃料冲压发动机动力导弹项目的概况。

在空气中，推力总是与阻力平衡的动力弹丸的弹道轨迹是伪真空轨迹。伪真空弹道的两大优点是容易准确的可预测性和对外界干扰的不敏感性。使用固体燃料冲压发动机可以很容易地实现增程炮弹的伪真空弹道。

介绍了一个初步的固体燃料冲压发动机增程弹仿真设计过程，内容包括超声速溢流及其动量、旁路-空气动量、两个后向台阶（一个在燃烧室入口，另一个在燃烧室出口）处的总压损失的实时变化、热添加损失和燃烧效率。

介绍了典型 155 mm 火炮发射弹丸的冲压发动机控制要求。控制要求不高，展示了固体燃料冲压发动机的“自节流”特性。对于典型的 155 mm 炮发射的弹丸，在使用固体燃料冲压发动机的伪真空轨迹后，发现最大射程超过 40 公里。

在火箭和冲压发动机这两种可能的推进系统之间，后者对于给定的总重量可以提供更高的射程。在固体燃料冲压发动机 (SFRJ) 和液体燃料冲压发动机这两种冲压发动机类型之间，前者由于在其基本结构中没有任何运动部件而具有更简单的设计。

图5：发射时，单向阀堵住炮膛燃气，形成活塞效应。

当SFRJ在较低的高度飞行时，大气密度大，燃烧室内空气质量流量、压力和温度较高，燃料燃速较高，能产生较大推力对抗空气阻力。在高空反之，阻力小，燃速低，推力小。

图6

固体燃料颗粒内的燃烧主要是通过边界层扩散火焰进行的，燃速慢，效率相对不高。因此，为了提高燃烧效率，尾部混合室是必要的。

伪真空弹道优点：

1. 易于预测，精度较高；
2. 在一定程度上具有测风自动补偿能力。

伪真空弹道控制下，炮弹刚出膛发动机就点火开始工作，以炮弹出口速度作为伪真空弹道初始速度，这一点与火箭增程弹不同，火箭增程弹点火应避开空气稠密段,而SFRJ却适合在空气稠密段工作。

但是，伪真空弹道仍需要控制，可通过控制旁路气流流量来控制，另一种控制方式叫“tube-in- hole”。

至少在过去三十年里，基于开放文献，中国台湾、德国、以色列、荷兰、俄罗斯、瑞典、美国等国对SFRJ在导弹系统中的应用感兴趣。

本文其后内容：简述公开文献中的各国描述；叙述了对一个155增程弹的总体设计计算过程（未详述计算方法，需进一步追踪文献）。

文献二，基于燃气发生器的固体燃料冲压发动机燃烧室燃烧试验

为SFRJ增程弹设计推进剂，并进行了燃烧试验。设计目标：点火延迟短，燃烧效率高，机械强度高。所设计推进剂中，AP:B:Al:HTPB = 15:5:5:75. 金属颗粒提高了刚度，硼的加入提高了燃烧效率。试验中，药柱表面涂覆了由硝化纤维/硝酸硼钾和复合推进剂组成的点火助剂，使用乙醇/过氧化氢燃气发生器提供来流。实验结果：点火延迟0.47，稳定室压0.8MPa，观测燃烧效率0.91。

SFRJ推进剂有刚度要求，以便在气流冲击下保持形状。

为了改善燃烧性能，在燃料颗粒中加入硼粉。硼粉热值高，但燃点也高，且燃烧产物氧化硼会覆盖在未燃烧的硼表面，降低燃烧效率。为了解决这个问题，在推进剂中同时加入氧化剂和硼。当推进剂中氧和硼的含量相近时，燃烧性能较好（二级文献）。（后文又提到，加镁粉也可提高硼粉的燃烧效率。）

制备：凝相颗粒在制备燃料颗粒过程中加入时会因重力而沉淀，这使得难以确保燃料颗粒的均匀性。因此，制作多个较短（100 mm）长的药柱堆叠使用。

硝化纤维的点火温度约为112摄氏度，点火延迟以毫秒为单位。但由于NC的着火强度很低，因此加入硝酸硼钾与硝化纤维混合。

图7 过氧化氢和酒精掺混的燃气发生器概念图

点火、工作过程可以分为四个阶段（模式）：

1. 点火阶段：点火助剂刚刚开始点燃时，有较高压力峰值；
2. 火焰维持阶段：光学手段可以观测到火焰，但压力很低；原因是富燃推进剂的点燃需要时间；
3. 燃烧第一阶段：从第一个压力峰结束之后的第一次压力上升时开始，压力高于火焰维持阶段；
4. 燃烧第四阶段：压力稳定直至燃烧结束。

图8 燃烧室压力

文献三，高空工作条件下中心排气SFRJ燃烧室的持续燃烧极限

固体燃料冲压发动机（SFRJ）集成到精确制导大口径增程应用中，需要推进系统在高空运行条件下长时间运行。由于SFRJ燃烧室的这些运行条件在飞行剖面中变化很大，因此了解持续燃烧的极限（即所谓的火焰保持极限）是非常重要的，它决定了这种燃烧室类型的运行极限。荷兰代尔夫特理工大学（DUT）和荷兰应用科学研究组织（TNO）先前开发的一个火焰保持模型被移植到高空飞行条件下，用于预示HTPB燃料SFRJ中燃烧室的持续燃烧极限，并使用直连式试验台进行了验证。验证结果表明模型准确。考虑到尺寸和作战条件的相似性，本文成果也与战术导弹中SFRJ 技术的集成有关。

后向台阶：更高的后向台阶有利于燃烧的稳定，但降低了空间利用率，使得射程缩短。实现持续燃烧所需的最小后向台阶尺寸取决于进气的质量流量、进气总温以及燃烧室压力。研究模型：

图9 SFRJ燃烧室布局图

图10 典型的火焰稳定示意图

持续燃烧：回流区和下游发展管流中的燃烧；

部分持续燃烧：在回流区燃烧，但回流区不能连续地重新点燃其下游； 熄火：所有区域无燃烧。

指标1：气体在回流区的停留时间。涡流脱落是回流区停留时间的主要驱动因素。

DUT和TNO开发了一种计算机程序来研究固体燃料冲压发动机的声学特性，称为FRECAL。该程序用于计算冲压发动机燃烧室在不同几何尺寸范围内的固有声振频率。将所得数据应用于火焰保持模型中，可以预测涡流脱落频率与燃烧室几何结构、燃烧室压力和气体温度的关系。

指标2：回流区是否释放出足够的能量来点燃下游。与试验对比的项目：

1. 涡流脱落频率
2. 火焰持续极限

试验和火焰维持模型结果表明了在飞行高度为10公里时，在3马赫和2.5马赫飞行速度下保持持续燃烧的可行性。特别值得注意的是，在马赫数为3的飞行条件下，燃烧室结构的持续燃烧要求较大的后向阶梯高度和较高的喉通比，从而允许较大的空气质量流量，这有利于提高推力水平。虽然大的空气质量流量导致燃烧室入口处的空气流速较高，但这不影响持续燃烧能力。

文献四，带火焰稳定器的固体燃料冲压发动机燃烧室数值模拟

建立了带火焰稳定器的固体燃料冲压发动机燃烧室的计算模型。所研究的燃料是聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）。火焰稳定器的效率取决于燃气在回流区的停留时间。建立了固体燃料冲压发动机燃烧室的分析计算模型，并应用于燃烧稳定性分析。研究了火焰稳定器尺寸对燃烧稳定性的影 响。数值结果是基于有限停留时间假设进行的，与经典的完全混合理论相似。 

建立了亚音速条件下固体燃料冲压发动机的数值模型，研究了亚音速条件下固体燃料冲压发动机的燃烧特性。在下文中，我们给出了数学模型，简要描述了其数值实现，并给出了一些结果，展示了带火焰稳定器的SFRJ燃烧室内瞬态过程的特征。

气相湍流燃烧速率由涡流耗散概念（EDC）模型描述，其具有两种实现：无限/有限速率化学反应。在前一种情况下，燃烧速率由混合速率决定；在后一种情况下，假设燃烧在“精细结构”中进行，将其视为具有有限停留时间的恒压完全混合反应器（PSR）。有限速率EDC的一个重要特点是在一定条件下（低温度和小停留时间）可预测PSR中的燃烧熄灭和点火。这个模型特征非常重

要，因为它允许我们考虑SFRJ中的火焰吹灭或再点火过程，而无需对点火/熄灭条件进行任何额外假设。计算模型：

图11 计算模型

计算技巧细节：

初始化流场，使得进气口投影范围内流速为入口流速的80%，以避免开始时的压力波动； 采用无限速率EDC模型运行程序5ms，实现了燃料的“软”点火。

一些计算结论：

稳态分布的一个显著特征是反应区已从入口分离，并“悬挂”在涡流的上部；

混合物在自持状态下开始燃烧需要一定的诱导时间。如果入口速度增加，停留时间可能会比诱导时间短，从而导致火焰稳定器本身熄灭；

为了在通道中稳定燃烧，需要有足够强的热产物从火焰稳定器流入通道；

结果表明，SFRJ火焰稳定器的性能取决于其几何结构的合理设计，一方面必须为火焰稳定器本身的稳定燃烧提供条件，另一方面必须向主通道提供足够的热产品，以避免火焰吹散。

 文献五，高燃速石蜡燃料固体燃料冲压发动机试验研究

介绍了一种用于研究石蜡基燃料在超音速吸气推进系统中性能的实验方法，以及相关的实验台架和冲压发动机，描述了基于高燃速SFRJ相关参数的实验装置和测试程序。研究重点是提出了一组

• Ma石蜡燃速公式，讨论了提高石蜡基冲压发动机燃烧效率的新方法。结果证实了固体燃料石蜡在非洁净来流中燃烧的高燃速行为。研究还探讨了气流静态温度、燃烧室压力和后燃烧室容积对发动机整体性能的影响。

本研究为巴西利亚大学机械工程专业学生毕业论文项目。

Karabeyoglu等人（2004年）发现了一类燃速很高的石蜡基燃料，比其他标准燃料高3-4倍。试验装置，其中第一个喷管作为火焰稳定器使用。使用甲烷/氧焰加入来流：

图12 试验规模的SFRJ剖面图

燃速公式形式： r = aGⁿ ，其中a和n为系数，G为来流密流。通过实验可以测量得到这样一个公式，但公式仅在类似的预热来流下才是准确的，这是这项研究的局限性。

通过分析第一次实验研究的结果，我们确定了大量的汽化石蜡从发动机的排气中喷射出来而没有被燃烧。因此，我们决定增大发动机的尺寸，特别是后燃烧室的尺寸，以增加燃气在发动机内的停留时间，提高燃烧效率。

燃气出口的马赫环和石蜡蒸汽：

图13 点火试验

文献六、含硼镁混合物固体冲压发动机燃料的研究

在考虑用于SFRJ燃料的金属添加剂时，硼的能量密度为122.5kJ/cm³，是一种普遍认为有前途的元素。然而，由于硼的高熔点和沸点，它在燃烧室中需要较长的停留时间，进而造成燃烧效率不高。镁似乎是硼的天然补充物；虽然它具有较低的能量密度（42.1kJ/cm³），但它在燃温较高，并且熔点较低，容易发生反应。（符合前面Combustion Test of Solid Fuel Ramjet Combustor Using Gas Generator一文中的说法）。本文对几种HTPB－硼－镁燃料进行了缩比研究，以评价其在冲压发动机上的应用性能。为了研究燃面上方的粒子行为，进行了全息照相实验和激光点火实验。在直连式SFRJ试验台结构中，对中心穿孔的缩比药柱进行试验，以测量点火温度和性能参数。研究发现了一种燃烧效率显著较高的HTPB－硼－镁燃料。

硼的缺点：

1. 着火温度高，难以点燃，在大气中约需要大约需要1900K；
2. 容易团聚，完全燃烧所需的时间长，进而需要更长的燃烧室；
3. 氧化硼熔点低（723K），包裹在为燃烧的硼颗粒外部阻碍继续燃烧，同时也加剧了颗粒之间的粘附效应。

硼颗粒燃烧模式：在实验中，观察到硼颗粒燃烧的第一阶段是颗粒发光，氧化层被消耗。随后， 第二阶段，暴露的硼被周围的气体氧化，可以看到火焰。第一阶段可认为是点火诱导时间，其与氧化物层的去除有关。一般来说，硼粒子的诱导时间比铝粒子长。

提高固体燃料中硼颗粒燃烧的方法主要有两种。

1. 采用系统级的方法来增强硼颗粒的燃烧。强化混合（例如使用涡流器）、添加尾部燃烧段或使用旁路空气喷射方案（例如PTV-N-4e试验载具），都是消除缓慢反应硼粒子固有缺点的方法。然而，每种方法会引入更多总压损失，增加了系统复杂性和惰性重量；

2. 改变燃料成分，使之包含能增强硼燃烧的成分，如氟碳化物（特别是聚四氟乙烯PTFE），有助于硼颗粒的着火；PTFE的一些分解气体与氧化硼直接反应，从而去除了硼颗粒中的氧化层；进而减少了达到前面描述的硼燃烧第二阶段所需的时间。（二级文献：纳米硼、含氟化合物、使用其他金属进行机械活化等方法。）

镁的熔点极低，为923K，也被证明能改善硼的燃烧。还发现，在含硼的HTPB基燃料中添加镁或聚四氟乙烯，使得固体燃料能够在更广泛的氧化环境中进行缩比试验。虽然镁似乎为含硼固体燃料提供了潜在的优势，但其使用也会造成燃料能量密度降低。使用镁所获得的任何优势都必须克服燃料能量密度的损失。

研究手段：对推进剂进行激光爆燃（deflagration: the action of heating a substance until it burns away rapidly ），使用全息照相（跟踪燃面上方的单个颗粒，并识别其点火位置）和高速摄影。

图14 试验装置

向固体燃料中添加镁最明显的影响之一是燃烧过程中燃料表面的破碎。这是由于镁在熔化时发生了显著的膨胀。不含镁时，碳化层的存在会阻碍燃烧，同时燃烧的硼颗粒容易在燃面上发生团 聚。

同时，含镁燃料在燃烧时形成大型镁团聚体。试验后显微镜观测表明镁团聚体的尺寸随着镁含量的增加而增大，但是全息摄影则显示燃烧过程中镁的团聚不明显。这表明镁的团聚是在火焰熄灭后发生的，而燃烧过程中镁的团聚并不比铝更严重。

利用长距离显微镜，发现镁颗粒在距燃料表面2～3mm处着火,即只有在通过热扩散区后才会发生着火。这些观察结果证实，虽然镁粒子具有异常低的熔点和沸点，仍然需要相当长的诱导时间才能点火。由于预期的扩散火焰温度约为2200K，较小的镁颗粒在通过火焰区域之前可能会点燃。然而，实验证据表明，镁作为含硼燃料助燃剂的机理是：镁在表面熔化，通过燃面退移喷出，被HTPB扩散焰加热。一旦进入燃烧室的开放空间，燃烧的镁颗粒就会引发或加速相邻的硼颗粒反应。根据本文观察，镁颗粒预计不会显著提高燃料表面温度或燃速，因为热释放发生在远离燃面的扩散区。然而，燃烧效率的提高是存在的，因为燃烧室中未反应的硼在被带到下游期间将经历额外的能量输入。

图15 含镁燃料的汽化热测量实验

使用低功率加热时，镁的含量越高，镁的相变吸热越多，测得汽化热越大；但当加热功率较大时，对于含镁较多的推进剂，一部分固体镁会随着气体喷出，进而使得表观汽化热降低。

含镁燃料的点火温度、时间测量：与预期相反，不添加镁的HTPB硼燃料的点火延迟更短，点火温度更低，是唯一一种在600K以下自燃的燃料。一个解释是：如果燃料总体金属含量较高，则其热导率较高，来自燃料表面的热量很容易被转移到更深的地方；然而，这一理论并不能解释为什么镁含量为10%的燃料比含量分别为5%和20%的其他两种燃料更容易点燃（这一测量结果在二级文献中也有报告）。这一发现表明存在一个最佳的镁硼比。有文献认为，在低镁浓度下，镁的燃烧有助于去除氧化硼层，并有助于硼的点火；但由于镁和硼争夺可用的燃烧氧化剂，推测大量镁会减少可用的氧与硼反应。另一种解释是，适当的镁含量下，镁含量足以产生表面破裂效应，但其造成的热损失效应尚不能占主导地位。

燃烧稳定性：虽然有增加点火难度的缺点，但含镁推进剂一旦点燃就不容易熄灭，即使在发生氧化剂流量下降的情况下。

燃速测试表明，镁含量超过20%后，燃速有显著增强，但主要原因不是化学动力学方面的增强， 而是燃面破碎效应的加剧。

文献七、含硼SFRJ内弹道学

硼，能量质量比高于碳氢化合物40％；在所有元素中的能量体积比最高，约为碳氢燃料的三倍。由于硼颗粒最初被氧化层覆盖，，并且具有高沸点（3930 K），燃烧组织变的困难。

锆Zr或锆氢化物ZrH2也有类似性质，能量特性高于Al，与Al复用时燃烧特性也有明显改善。

硼燃烧模型：“燃烧放热-氧化物蒸发吸热”的二分支进程，结局是快速完全燃烧或缓慢反应/熄灭， 取决于环境温度和硼氧化物的冷凝。

基于压力的耦合求解器。编写UDF用于硼燃烧模型。

图16 内流场计算几何模型

图17 燃速随轴向变化规律

图18 温度分布

建立了基于King模型的数值模型，并对不同的参数进行了多种模拟，例如流道直径，旁路比，硼含量和粒径。

固体燃料的燃速取决于燃烧室的流道直径。燃速在火焰稳定区较低，随后在在重新附着区迅速升高，并且随着端口直径的增加、随着时间的推移而降低。此外，随着燃烧的进行，再循环区域变长，并且重新附接区域随之向下游移动。随着旁通比的增加，燃速也会降低，燃油流量和推力也会降低。因此，冲压空气发动机的推力调节主要是在高旁通比（BR>0.5）的情况下使用旁通空气进行的。

硼粒子的燃烧时间取决于粒子的初始直径（受d²规律控制）以及氧化硼层的去除。硼颗粒越小， 则氧化硼去除期越快，在本文的情况下，在给定的燃烧器尺寸下仅点燃5µm颗粒。比冲量随硼含量的降低而降低，这可能是因为低压下的燃烧效率低。

后续，为了确定硼燃烧效率的影响因素，需要在更高的燃烧压力下和在更长的After burner下继续研究。

3 固体燃料扩散性能研究综述

固体燃料冲压发动机（SFRJ）的燃烧室内主要分为三个区域：突扩台阶后的回流区、附着点附近区域以及附着点下游的再发展区。在回流区内，固体燃料的分解气体与来流空气发生化学反应，燃烧产物、空气和分解气体在回流区内充分混合形成富燃区域。在燃烧室入口处的剪切层，富燃气体与来流空气发生扩散燃烧现象。在附着点下游的再发展区，固体燃料分解气体与来流空气发生扩散燃烧，产生的高温燃气以对流辐射形式将热量反馈到固体燃料表面，使得固体燃料能够持续分解，形成稳定燃烧现象。发动机入口处的后台阶结构使得高温气体直接流向固体燃料表面，形成附着点，提高了附着点的传热系数，而附着点下游的再发展区也会受到突扩结构的影响，传热系数提高。

国内外针对该结构进行了大量的研究工作，研究显示，突扩台阶后的壁面传热很大程度上受到突扩台阶的影响，因而，SFRJ中的固体燃料的燃速既会受到充分发展管流传热机理的影响，也会受到后台阶传热机理的影响。当突扩台阶高度较小时，回流区较小，突扩台阶结构对传热的提髙效果相对不明显，这种情况下，SFRJ内的固体燃料燃烧特征类似于混合火箭中的固体燃料的传热燃烧过，固体燃料表面的传热以及燃速规律主要受到管道湍流流动传热机理的影响。

3.1 SFRJ内固体燃料燃烧性能的影响因素研究

影响SFRJ内固体燃料燃烧性能的因素主要包括来流条件和发动机结构尺寸。因此，本部分将首先对来流空气总温、空气流量以及燃烧室压强的影响进行综述；然后，对燃烧室入口处的突扩结构尺寸对固体燃料燃烧性能的影响进行叙述。

美国海军研究生院的Mady等人实验研究了侧向进气情况下的固体燃料燃烧性能。结果显示：侧向进气情况下，保持燃烧室压强不变，药柱通道内的质量通量Ｇ降低，对流换热降低，辐射换热增强，Ｇ对燃速的影响减小，而压强对燃速的影响提高。在燃烧效率方面，在没有侧向进气的情况下，随着Ｇ的减小，有小幅度的下降，而侧向进气会使降低，作者认为，这主要是由于：侧向进气导致更多的燃料需要在补燃室内完成燃烧，而侧向进气又阻碍了补燃室内的混合燃烧过程。

Schulte实验研究了总温，质量通量Ｇ以及燃烧室压强ｐ对燃速的影响规律。实验中，药柱为聚乙稀(PE），燃料内径为60mm和120mm，实验得到了燃速与总温，Ｇ以及的经验公式。最终拟合的经验公式为指数关系，其中，总温的指数值为0.4~0.5，Ｇ的指数值在0.26左右，ｐ的指数值在0.25~0.4之间。上述数值能否应用于更广泛的范围还需进一步研究。

Korting等人实验研究了PMMA的燃烧特性，得到了燃烧室压强ｐ、质量通量Ｇ和入口空气总温对燃速以及燃烧效率的影响。主要得到以下几点结论：当ｐ小于0.6ＭＰａ时，尸对燃速的影响很小，当ｐ大于0.6ＭＰａ时，ｐ的影响较为明显，这主要是由高压情况下燃烧产生烟尘导致的；随着ｐ的提高，Ｇ对燃速的影响逐渐减小，这主要是由于，辐射换热的影响越来越明显，对流换热的影响相对较弱；当总温大于500Ｋ时,ｐ的影响变小，这可能是由于：高温情况下，辐射换热较弱；台阶高度的増加能够提高燃速。在方面，Ｇ和；７的影响不明显；氧气浓度的提高以及药柱长度的增加会使燃烧效率提高，而台阶高度的增加，会使降低。

Van Der Geld对54％PMMA，PE以及聚苯乙烯（Polystyrene，PS）三种固体燃料的

燃速和燃烧效率进行了实验研究。结果显示：对于PE和PMMA，压强在0.6~1.3ＭＰa下的影响比较明显，低于0.6MPa情况下，影响较小；随着ｐ的提高，Ｇ的影响降低，这主要是由于，高压下的辐射换热增强；随着Ｇ的增加，ＰＥ和ＰＭＭＡ的燃速逐渐提高；PS与PE、PMMA的性质差别较大，PS受ｐ的影响较小，随着Ｇ的增加，PS的燃速会出现平台阶段，随后，燃速逐渐提高。在方面，随着ｐ的增加，PE和PS的下降，ＰＭＭＡ的基本不变。

Netzer研究了SFRJ的燃速特性。主要得到了质量通量Ｇ和空气总温对燃速的影响。实验结果显示：Ｇ和总温对燃速的影响较大，指数值大约为１，该值要比德国和荷兰的研究结果偏大，由此可见，药柱内径越小，总温和Ｇ对燃速的影响越大。在0.3~1.0MPa范围内，压强ｐ对燃速的影响不明显。

Ferreira对PE的燃烧特性进行了实验研究，得到了质量通量Ｇ、燃烧室压强ｐ和来流总温对燃速的影响规律。研究显示：在7atm以下时，p对燃速的影响很小，大于7atm时，p的影响明显，当p＞６atm时，补燃室内存在大量的碳颗粒；Ｇ和总温对燃速的影响规律与其他研宄者的结果类似。

针对SFRJ结构尺寸对固体燃料燃速的影响，国外也进行了大量的研究工作。

Schulte实验研究了两个不同内径的燃料燃速变化规律，得到了燃料内径的影响。结果显示：随着燃料内径的增加，燃速下降，拟合得到的指数值大约为-0.23。

Zvuloni对药柱内径为10mm的PMMA固体燃料进行了实验研究，模拟了马赫数Ma=3的工况，得到了空燃比、特征速度等参数，同时，作者对燃速特性进行了理论分析。结果显示：空燃比与药柱长度成正比，与空气流量无关，这主要是由于，燃速与质量通量Ｇ成线性关系；实验得到的燃烧效率在90%左右，空燃比对其没有明显影响。通过经典传热理论分析，作者发现，小口径药柱的燃速受回流区传热机理影响明显，而大口径药柱则主要受湍流发展区的传热机理影响；如果仅仅拟合得到燃速与单一变量Ｇ的指数型关系，那么，小口径燃料情况下得到的指数会偏大，而大口径燃料的值恰好相反。

Zvuloni分析了药柱内径对燃速的影响，通过对内径为10mm的PMMA进行10s左右的燃烧实验发现：随着燃料内径的增加，燃速下降，结合其他研究者的研究结果，作者拟合得到了燃料内径对燃速的影响规律，拟合采用指数型公式，得到的指数值为-0.4，为了得到不同大小发动机的普遍规律，作者用内径对燃速进行了无量纲化，但是，该方法是否合理，还需要进一步的验证。

Netzer分析了突扩比（燃料通道直径与入口直径的比值）对燃速的影响，并得到了平均燃速的经验公式。实验结果显示：燃速与突扩比近似成线性关系。

Ferreira对PE的燃烧特性进行了实验研究，分析了燃料内径对燃速的影响规律.。结果显示：随着燃料内径的增加，燃速下降，作者认为，该现象主要是内径变化引起的质量通量Ｇ的变化导致的。

3.2 SFRJ流场仿真方法研究

SFRJ燃烧室内主要包括回流区、附着点区域以及再发展区，相比于混合火箭，流场更加复杂。采用数值仿真方法，可以更加直观地获得发动机流场特性，是分析发动机的燃速、燃烧效率等性能的有效的理论工具。

美国研究人员对SFRJ中的流动燃烧过程进行了大量的数值计算。其中，Netzer等人较早地采用涡函数－流函数方法以及k-epsilon湍流模型对SFRJ的流场进行了计算，研究了来流条件以及发动机形状对燃速和燃烧效率的影响。计算得到的最大燃速点比Krall-Sparrow的最大传热点实验结果略微靠前，这可能是由实验中的入口揣流造成时的；燃速的变化趋势与实验结果类似，但是，燃速分布整体往上游移动；燃烧室中心线上的湍流强度与冷流实验结果变化趋势较一致；随着质量通量Ｇ的增加，最大温度点逐渐靠近壁面，再发展区的温度降低，但是，回流区温度上升；当Ｇ逐渐增加时，可能会出现熄火现象；台阶高度的降低会导致回流区温度降低，随着台阶高度的降低，燃料可能会出现无法点燃的情况；随着Ｇ的降低，燃烧效率有所降低。

在文献[63]中，作者对比了仿真结果和Shadow的实验结果，由于计算模型没有考虑辐射传热的影响，而Shadow的实验中，辐射较为明显，因此，为了与实验结果对比，作者对计算得到的燃速增加了30%。文章主要对比了不同工况下，温度沿径向的分布，结果显示：再发展区的计算结果比回流区的计算结果准确一些，在40%的燃烧效率假设情况下，预测的氧气浓度沿径向的分布与实验结果较为吻合。

涡函数－流函数方法存在一些不足之处。由于压力是流函数的二阶导数，预测的压力准确性不够，模型中的边界条件难以指定，并且，在补燃室流场的计算中，该模型很难收敛。鉴于上述问题，Stevenson采用Spalding提出的原始变量模型进行了仿真计算。模型采用k-epsilon湍流模型，普朗特数和施密特数均为１。模型预测的结果与涡函数—流函数方法得到的结果基本类似；不同点主要是：计算的中心线上的湍流强度没有出现涡函数—流函数模型中的入口处下降的趋势；最大温度点的径向位置受质量通量Ｇ的影响比函数－流函数模型预测的结果要小。为了能够得到更加准确的预测结果，还需要对模型进行进一步修正。在此基础上，Metochianakis加入了辐射模型，分析了辐射对燃速的影响，但是该辐射模型的准确性还需要进一步的验证。

Milshtein采用Mongia编写的三维程序对SFRJ流场进行了仿真，分析了不同进气方式对燃烧室流场的影响。计算结果和二维程序计算结果比较相近，回流区长度偏小，这可能与程序中的壁面函数有关；程序采用了化学反应动力学和扩散控制相结合的方法，与二维程序中扩散控制的化学反应相比，结果类似，由此可知，在所研究的工况中，扩散对燃烧过程起控制作用；入口旋流和进气方式对燃烧的影响明显。该程序能够对空气入口方式的影响进行定性分析，但是，想进一步定量分析，还需要进一步对该程序的可靠性进行验证。在90年代初期，荷兰研究团队编制了COPPEE程序对SFRJ中的固体燃料的燃烧特性进行了预测。程序采用k-epsilon湍流模型，使用扩散燃烧和有限速率反应等多种燃烧模型，并采用SIMPLE算法进行计算。

Elands对比了PE燃料的局部和平均燃速的仿真和实验结果，程序假设壁面温度和燃料汽化热均为常值。结果显示：燃烧室压强ｐ对燃速的影响甚微；理论预测的质量通量Ｇ和台阶高度的影响大于实验结果；在大质量流率下，预测的温度的影响与实验结果有较大差别；局部燃速方面，再发展区的预测结果较好，而回流区的结果差别较大。作者认为，上述差别的原因主要是由于湍流模型无法准确预测回流区的传热，以及有效汽化热为常数的假设与实际情况不一致。作者还对比了Schulte实验得到的温度分布，预测的火焰温度偏髙，在再发展区内，理论和实验得到的趋势较为一致，而在回流区内差别较大。同时，作者还对更大范围质量流率和总温下的ＰＥ的燃速进行了理论实验对比。在计算方面，程序考虑了燃料内径的变化，对计算方法进行了改进，理论预测的质量流率的影响比实验结果要大，作者认为，上述差别一方面是由于k-epsilon模型在预测回流区的传热方面存在不足之处，另一方面，PE燃料的有效汽化热与质量流率有一定的关系，而计算中该值被视为常数。

3.3 固体燃料自持燃烧性能研究

在SFRJ中，发动机入口处的突扩后台阶结构起着稳定火焰的作用，较低的台阶高度容易使发动机出现无法自持燃烧的现象。所谓自持燃烧，是指当点火器工作结束后，固体燃料仍然能够持续稳定地燃烧，燃烧室能够建立稳定的压强。对固体燃料自持燃烧条件进行研究对发动机的设计非常重要，国外对固体燃料的自持燃烧现象进行了一些研究工作。

一般理论认为：固体燃料点火燃烧特性主要受传热传质过程和化学反应动力学控制，对于两者的相对重要程度，大量研宄者均采用达姆科勒数（Da）作为标准。一般情况下，在较高的Da情况下，化学反应速率由传热传质过程决定；在较低的情况下，化学反应速率由化学反应决定。相关研究表明，随着来流氧气或者空气速度的增加，火焰传播速率先增加后减小，最后可能出现熄火现象。

4、国外固体燃料冲压发动机的研究现状

4.1 固体燃料的研究

2020年6月，美国陆军航空和导弹中心的Brian McDonald等人^[1]研究了一种由1，6-己二醇二缩水甘油醚（环氧树脂）和 4-甲基四氢苯（固化剂）组成的SFRJ燃料，该燃料具有较高的材料密度和净冲量密度。在先前性能分析确定聚醚为首选材料的基础上选择了环氧热塑性聚合物。因此，在SFRJ应用中，环氧树脂和固化剂的选择是独立地、理论性地评估他们的燃烧值。通过热重和差示扫描量热仪分析、弹式量热法、热解气相色谱质谱法和直连式燃料药柱试验对该材料进一步表征。收集到的所有数据表明，该材料是SFRJ应用的最佳候选材料。实验数据表明，该材料具有较低的分解温度，并且分解生成的气体自燃温度低于该材料的分解温度。燃料药柱试验证明燃烧稳定，退移速率也可以接受。

2019年，巴西利亚大学的Victor A. Azevedo等^[2]人，对用于固体燃料冲压发动机的高退移速率石蜡进行了研究。详细描述了用来表征以高退移速率类燃料作为固体燃料发动机的各种相关参数的试验设置和试验程序。提供了马赫数为2.5的超音速飞行用的石蜡退移速率的关系。讨论了提高冲压发动机用的石蜡燃料退移速率的新方法。研究结果证实了固体燃料石蜡在空气中燃烧具有高的退移速率。还研究了气流静态温度、燃烧室压力、补燃室体积对发动机整体性能的影响。

2017年，南犹他大学(Southern Utah University)的Eric T.Sandall等^[3]人对含硼镁混合物固体冲压发动机燃料进行了研究。SFRJ的性能直接与燃料的能量密度和燃烧行为有关。在燃料中加入金属添加剂时，硼是普遍选择的对象，因为硼的能量密度可达到令人印象深刻的122.5kJ/cm³。然而，硼因为较高的熔点和沸点需要在燃烧室内长时间停留。镁是硼的天然补充，镁的能量比较低（42.1kJ/cm³）,燃烧火焰温度高、反应快、熔点低。本研究中，几种HTPB-硼-镁燃料，小规模评估在冲压发动机中应用的性能。通过全息实验和激光点火试验，研究了燃料表面的粒子行为。在SFRJ直连式试验台结构上测量了小型、中心穿孔的燃料药柱的点火温度和性能参数。研究发现，HTPB-硼-镁燃料的燃烧效率显著提高。在，镁颗粒对表面行为影响很大，熔化时体积膨胀10%。

2016年，D.Hedman^[4]研究了冲压发动机用固体燃料的辐射诱导分解。进行了多种端羟基聚丁而二烯燃料在厌氧反应实验评估。本研究以CO₂激光器为能源，研究了HTPB的热解过程。系统改变了固体燃料样品的配方，以单独研究碳黑、金属燃料添加剂和少量氧化剂的影响。此外，燃料的固化剂种类和基体聚合物的化学变化各种各样。研究了适用于冲压发动机应用的各种固体燃料的热解反应速率。金属颗粒的烧结、炭黑的积聚和熔融层的形成都会影响反应速率。确定表面成分是影响HTPB燃料退移速率的最大影响因素。

4.2 点火试验的研究

2018年，Woosuk Jung等^[5]人对SFRJ燃烧室的点火延迟进行了研究。研究了冲压发动机燃烧室固体燃料的点火延迟要求和点火特征。计算了简单扩压器结构内的激波，以获得点火延迟的上线，并确定了小于1s。为了实现这种短点火延迟，制备了一种涂有点火支撑材料的高密度聚乙烯(HDPE)燃料药柱和富燃料推进剂(FRP)。点火支撑材料为硝基纤维素/硝基硼钾(NC∕BKNO₃)和高氯酸铵(AP)/端羟基聚丁二烯(HTPB)基复合推进剂。为了实现测试目标，搭建了一个小型气体发生器来模拟冲压发动机燃烧室的条件。有关NC∕BKNO₃点火支撑材料的模拟结果表明，点火延迟最短为1.27s,但是这种情况下不能点燃HDPE。验证试验时，由NC∕BKNO₃和 AP/HTPB复合推进剂组成的点火支撑材料可以应用于富燃推进剂，这种情况下可以获得稳定的可持续的火焰。复燃推进剂的点火和点火支撑材料同时点火，其点火延迟时间为1.74s。

2017年10月，美国海军空战中心的Trevor D. Hedman等^[6]人对小型固体冲压发动机燃料点火试验。本文所采用的激光辐射技术已经证明在研究小型固体冲压发动机燃料样品燃烧和表面成分的实用工具。研究发现，燃料的点火和持续燃烧的能力因暴露在表面的成分有很大差异。结果表明，含硼燃料受氧化硼金属熔化温度低的影响，因为其在表面形成一个坚硬的外壳，阻碍了燃烧。发现添加镁和聚四氟乙烯能够促进固体冲压发动机燃料硼的燃烧，在火焰结构中能明显观察到的，持续燃烧所需较低的氧气含量，补燃面成分有明显不同。尽管所使用的CO₂激光系统与固体燃料冲压发动机燃烧室内的情况有很大不同，但是这项技术在早期的克量级冲压发动机燃料早期筛选成为可能。正如这里验证所示，在固体燃料被扩大到一个相关形状因素之前，能够了解很多燃烧行为和表面成分。

同年，Woosuk Jung等^[7]人又使用气体发生器对SFRJ燃烧室进行了燃烧试验。研究目标是为炮射冲压发动机设计燃料药柱。进行了固体燃料冲压发动机燃料药柱的燃烧试验。冲压发动机燃料药柱应点火延迟短、燃烧效率高和机械强度高。为满足这些要求，设计了含金属颗粒的富燃料推进剂。在本研究中，使用气体发生器对燃料药柱(AP:B:Al:HTPB = 15:5:5:75)进行了测试。加入金属颗粒以提高燃料药柱的硬度。特别是加入硼颗粒以提高燃料药柱的燃烧效率。为了满足较短的点火延迟，点火支撑材料由NC/BKNO₃组成，在燃料药柱上涂上复合推进剂。助燃气体控制温度和压力，使用乙醇混合H₂O_2的气体发生器提供一种接近冲压发动机燃烧室内空气条件的氧化合物。空气模拟气体在药柱通气道内 ，可以提供152g/s的平均质量流量、203kg/m²s质量通量。试验证实了固体燃料冲压发动机燃烧室应用于冲压发动机推进炮弹的可行性。观察到试验结果较短的点火延迟时间为0.47s，稳定的燃烧压力为8bar,燃烧效率为0.91。

2016年，韩国的Woosuk Jung等^[8]人对SFRJ燃烧室的点火试验。宗旨是155mm推进炮弹应用中测量和减少SFRJ燃烧室自燃延迟。目的是测量和减少155mm炮推进炮弹应用中固体燃料冲压式燃烧室“自发”点火延迟,。选用端羟基聚丁二烯(HTPB)、高氯酸铵(AP)和铝(Al)组成的富燃料推进剂作为冲压燃料。并对固体燃料冲压式燃烧室进行了点火试验。在燃烧室中，燃烧燃料的氧化剂是在加热和压缩空气中的氧气。它是由位于扩散器中的激波来实现的。乙醇混合H₂O₂利用空气加热器”模拟了燃烧室内空气条件。当混合双氧水通过催化床时，产生满足21mol%的氧气条件的热气。为了减少点火延迟，采用了点火支撑材料。它由硼钾硝酸钾(BKNO3)、硝基纤维素(NC)和AP/HTPB基复合推进剂组成。在测试中，测量的点火延迟为1.74秒。

2007年，伊朗谢里夫理工大学的A.M. Tahsini对SFRJ的点火器喷气动力进行了研究^[9]。采用数值模拟的方法，研究了在台阶底部平行于壁面的二维平面射流的流动几何特性。这项工作的目的是深入了解固体燃料冲压发动机中点火器流场的动力学。控制方程组采用有限体积法求解，采用结构化网格，利用AUSM+方案计算对流通量。模拟中使用了Spalart和Allmaras湍流模型。实验数据验证了流解器和湍流模型的仿真结果。数值结果与实验数据的比较验证了所采用的湍流模型用于这类问题的研究。特别要注意点火器射流出口的位置。结果表明，从台阶底部喷出的壁面喷射点火器极大地改变了台阶流回流区的结构，并在燃料表面产生了巨大的破坏剪切应力。把点火器喷气出口位置移到后台阶顶部，有利于改变流场，减少燃料表面前切应力一个数量级，保持台阶后的循环区域，其能为燃料-空气混合物化学反应提供适当的停留时间。

4.3 结构设计方面的研究

2019年，普渡大学的Ariana G. Martinez等^[10]人设计了固体燃料冲压发动机地面发射验证机。概念研究的目的是评估固体燃料冲压发动机45°转弯以实现最大射程目标的可行性。回顾了最终的设计和仿真，包括腮式（chin-style）进气道、燃烧室、喷管、机身和翼设计。特别是，调查研究了新颖旁路策略的设计—AeroVale，其具有控制燃速、改进射程和脉冲、节流能力的潜力，通过内套筒的旋转来改变进入空气的注入量。所有的子系统组件在模拟环境中集成，来预测提出设计的规划。本研究提出的SFRJ设计达到燃烧时间为31s，射程为13.6英里，自由马赫数为2.1，预定比冲为1090s，燃烧室采用整齐HTPB圆柱形燃料药柱。据估计，AeroVale 比等效（equivalent）设计增加了43%的射程、24%的燃烧时间、33%的比冲。

2000年，印度的S. Krishnan等^[11]人为假真空弹道对SFRJ设计和控制。空气中动力炮弹的射击炮弹，其推力与阻力保持平衡，称其为伪真空炮弹。固体燃料冲压发动机为动力的炮射导弹，弹道导弹通过控制发动机的质量流量实现，要么通过进气道旁路控制，要么通过燃料的退移速率。基于一维考虑，提供了SFRJ为动力的炮射炮弹推进系统的初步设计，以及计算控制要求的方法。利用这些技术，分析了不同发射角度下适用于155mm炮射导弹的SFRJ典型结构。结果表明，两种控制方法的要求都是最小的，证明了SFRJ的自节流特点。

4.4数值模拟的研究

2019年，苏丹恩图曼伊斯兰大学的Omer Musa等^[12]人研究了新型固体燃料冲压发动机紊流反应旋流点火的非定常模拟。本文对一种新型固体燃料冲压发动机的点火和燃烧稳定性进行了数值研究。该设计包括两种固体燃料,保留经典SFRJ的简单的设计。使用内部CFD求解器对非定常、湍流、反应性和旋流流耦合固体燃料热解进行了数值模拟。通过连接管道测试设施对SFRJ进行了实验，以验证所开发的代码。此外，分别通过冲击诱导燃烧室、半无限平板燃烧室和有旋流燃烧室的基准试验，对化学反应、热扩散和旋流进行了验证。然后，在相同的流入条件和构型下，对提出的和经典的设计进行了模拟，并对结果进行了分析和讨论。结果表明，当使用提出的设计时，混合度、反应物停留时间、质量通量、点火延迟时间和退移速率都有所提高。此外，提出的设计方案揭示了一个有趣的观察结果是，产生一个新火焰并被主火焰所融合。

2018年，荷兰应用科学研究机构（TNO）的Ronald G. Veraar等^[13]人研究了高空条件下，固体燃料冲压发动机中心突扩燃烧室持续燃烧的极限。在2004年，荷兰应用科学研究组织进行了世界上第一次成功演示了35mm旋转稳定防空导弹，初始速度为1400m/s。第一次验证之后，TNO继续研究SFRJ，目前的研究是把这项技术集成在精确制导大口径增程应用，这需要高空运行条件下推进系统能够长时间工作。目前，还缺乏这方面的研究。随后，TNO 用SFRJ直连式试验设置进行了专项SFRJ试验来验证预测的稳燃极限值。模型和试验结果比较证明，在目前研究条件下，稳燃模型能够准确地预测持续燃烧极限值。由于在尺寸和工况条件有很大的相似性，因此，本方法也可用于战术导弹的SFRJ技术。

4.5进气道的研究

2006年，韩国国防研究局的Tae-Ho Lee研究了进气道空气温度对SFRJ性能影响^[14]。本文通过布雷顿循环分析性能和燃烧试验，得出如下结论：进气道温度越高燃烧效率就越高，但性能效率比较低。高马赫数流动下给定自由流温度比，常规性能改变率比较低。给定马赫数流动下，更高自由流动温度比时性能效率就越低。马赫数为4附近，性能效率最高。不同温度比下低马赫数的常规性能效率的不同和高马赫数时的不同比较接近。

2003年，以色列理工学院的Deborah Pelosi-Pinhas和Alon Gany研究了可变飞行条件下旁路调节固体燃料冲压发动机燃烧室^[15]。对采用空气分流阀的固体燃料冲压发动机（SFRJ）调节概念进行了综合实验研究。通过控制通道和旁通流之间的比率，在一个广泛的飞行条件可以保持一个理想的工作状态。测试了燃料-空气比例为常数的一般调节规律。实验策略是分离影响燃料退移速率的关键参数，一次测试一个参数，保持其他参数不变。针对空气流速率、总空气温度和压力的试验，与通道直径效应一样，模拟了马赫数1.5~4.7、从海平面到13km的高空的飞行包络。试验结果与理论很好地吻合，证明了空气分流阀调节技术在SFRJ发动机上的可行性、有效性和特点。

5 结语

综上所述，我们发现：

(1) 影响SFRJ内固体燃料燃烧性能的因素主要包括来流条件和发动机结构尺寸；由上述可知，空气质量流率对SFRJ中固体燃料的影响与混合火箭中的圆管湍流流动较为相似，拟合得到的空气质量流率与平均燃速的幂函数中，不同研究得到的指数值有所差别，随着燃料内径的增加，指数值呈下降趋势。针对压强的影响，目前研究显示，在较低的压强下，影响较小；而压强较高时，会出现大量的Ｃ颗粒，产生辐射现象，进而影响固体表面的传热过程。因而，研究了分析燃烧室尺寸对燃速的影响，进而获得燃烧室尺寸对燃速的定量规律，对发动机的设计有着重要的参考价值。

(2) 普遍采用加入金属颗粒（如硼）来提高SFRJ固体燃料的燃速和能量。

(3）数值模拟。由于固体燃料分解燃烧过程非常复杂，目前对该过程的建模也相对简单，虽然能够对燃速、比冲等SFRJ宏观性能进行较准确的预测，但对SFRJ中的燃烧现象，特别是表面分解过程难以准确描述，这些问题的解决需要更广泛的实验理论研究提供数据支持。

因此，在SFRJ研究中，可以归结为三项关键技术：一是推进剂燃烧的火焰稳定问题；二是火焰稳定之后,推进剂燃烧组织问题；三是发动机性能以及发动机与导弹匹配问题。目前，这三方面的问题还未得到根本解决。因此，SFRJ研究任务仍然十分艰巨。

主要参考文献

• High density solid fuel ramjet fuel based on 1,6-hexanediol diglycidyl etherand methyltetrahydrophthalic anhydride .Brian McDonalda . Jeremy Ricea .  Brian Hayesb. Chris Marshalla, Larry Pledgera, Doug Myersa,Dan Jones. elsevier.com/locate/fuel。.
• High Regression Rate Paraffin for Solid Fuel Ramjet Propulsion.Victor A. Azevedo1 . Ivo Alves, MSc.AIAA-2019-3984.
• A study of solid ramje fuel containing boron–magnesium mixtures. Eric T.Sandall. JosephKalman.JohnN.Quigley. ScottMunro.Trevor D.Hedman. Propulsion andPowerResearch2017;6(4):243–
• Radiation-induced pyrolysis of solid fuels for ramjet application.Trevor .Hedman.https://doi.org/10.1016/j.jppr.2016.04.002
• Ignition Delay in Solid-Fuel Ramjet Combustor.Woosuk Jung,Sangwoo Jung  Taesoo Kwon  Juhyeon Park  Sejin Kwon.JOURNAL OF PROPULSION AND POWERVol. 34, No. 6, ovember–December 2018.
• Small-Scale Solid Ramjet Fuel Ignition Experiment. Trevor D. Hedman  John N. Quigley  Joseph Kalman  Ephraim B. Washburn.
• Combustion Test of Solid Fuel Ramjet Combustor Using Gas Generator. Woosuk Jung, Seungkwan Baek，Taesoo Kwon, Juhyeon Park，Sejin Kwon.AIAA-2017-4945.
• Ignition Test of Solid Fuel Ramjet Combustor.Woosuk Jung. Seungkwan Baek.Taesoo Kwon. Juhyeon Park.  AIAA-2016-4873.
• Igniter jet dynamics in solid fuel ramjets.  A.M. Tahsini, M. Farshchi. Acta Astronautica 64 (2009) 166-175.
• Design of a Solid Fuel Ramjet Ground Launch Demonstrator.·Ariana G. Martinez, ·Stephen W. Kubicki and ·Jonathan Rohwer.19-22 August 2019AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum.https://doi.org/10.2514/6.2019-4420.
• Design and Control of Solid-Fuel Ramjet for Pseudovacuum Trajectories.S. Krishnan . Philmon George.   S. Sathyan. JOURNAL OF PROPULSION AND POWER Vol. 16, No. 5, September–October 2000.
• Unsteady Simulation of Ignition of Turbulent Reactive Swirling Flow of Novel Design of Solid-Fuel Ramjet Motor.Omer Musa.Xiong Chen. Yingkun Li. Weixuan Li .Wenhe Liao.
• ustained Combustion Limits of a Central Dump Solid Fuel Ramjet Combustor at High Altitude Operational Conditions. Ronald G. Veraar1  Wolter P.W. Wieling.  AIAA-2018-4449.
• Inlet Air Temperature Effects on the Performance of the Solid Fuel Ramjet.Tae-Ho Lee.JOURNAL OF THERMOPHYSICS AND HEAT TRANSFER.Vol. 20, No. 4, October–December 2006.
• [Bypass-Regulated Solid Fuel Ramjet Combustor in Variable Flight Conditions.Deborah Pelosi-Pinhas. Alon Gany.JOURNAL OF PROPULSION AND POWER Vol. 19, No. 1, January–February 2003.