固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究①

杨向明，刘伟凯，陈林泉，郑凯斌

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究①

杨向明，刘伟凯，陈林泉，郑凯斌

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

进行了固体燃料超燃冲压发动机实验研究，并成功进行了点火和燃烧实验，包括固体碳氢燃料超音速燃烧试验和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃烧试验。实验验证了固体燃料在超音速气流中能可靠点火，并保持了火焰的稳定燃烧，获得了固体燃料的超音速燃烧内弹道特性，同时研究了固体燃料PMMA在超音速气流中的燃烧，分析了其在超燃冲压燃烧室内的退移规律，认为燃料退移速度随时间变化，燃烧趋向于将燃面轮廓变平，区域显示圆柱形。

超燃冲压发动机;固体燃料;超音速燃烧;原理性实验

0 引言

飞行器在高超音速(Ma≥5)飞行时，冲压发动机进气道中的气流被压缩到亚音速，压力损失很大，流入空气温度极高，燃烧效率降低;而在超燃冲压发动机中流入的气流减速到低超音速进行燃烧产生推力，能量损失与亚燃冲压发动机相比较少。因此，超燃冲压发动机在高马赫数下具有优于其他类型发动机的经济性，其静温、静压相对较低也给设计带来好处，它明显的优势对于军用、民用和航天有着无与伦比的吸引力［1-2］。

国内外对超燃冲压发动机技术的研究大多集中于气体燃料和液体燃料超燃冲压发动机，但由于固体燃料超燃冲压发动机具有结构简单、成本低、安全性好、作战时反应时间短、高超声速飞行性能好等特点，对固体燃料超燃冲压发动机的研究也已悄然兴起［3］。

20 世纪90 年代开始，美国 Jarymowycz等［4］、以色列的 Ben-Arosh［5］、Ben-Yakar［6-7］、Cohen 等［8］、Pennsylvania州立大学、以色列理工学院等单位，对固体燃料超音速燃烧室的燃烧和流动特性进行了深入研究，对适用于超音速燃烧的固体燃料也进行了广泛研究，在固体燃料超燃冲压发动机结构以及燃烧室火焰稳定极限的研究方面取得了显著成就。国内对固体燃料超燃冲压发动机的研究工作，还仅处于探索性研究阶段。

由于超音速气流流动速度快，在极短时间内就可穿过燃烧室(燃气在燃烧室内的驻留时间通常小于1 ms)，且沿燃烧室的轴向位置气流参数分布极不均匀。因此，在固体燃料超燃冲压发动机研究中，燃料的可靠点火、稳定燃烧和燃料的退移是亟需解决的关键技术。本文对固体燃料超燃冲压发动机进行了原理性实验研究。

1 超音速燃烧室研究

固体燃料超音速燃烧室是一个自由通道，如图1所示。

图1 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作原理图Fig.1 Sketch of solid fuel scramjet chamber principle

当飞行马赫数较高时，燃烧室入口静温超过固体燃料-空气的自燃温度，燃烧室壁面的固体燃料自动着火开始热分解，与入口的超音速气流进行混合燃烧。燃烧室由入口段(直连式试验时用，实际为进气道和隔离段)、火焰稳定段、等截面圆柱段和扩张段等几部分组成，入口段和火焰稳定段形成带有后向台阶的凹腔，实现燃烧室火焰的稳定;通过等截面圆柱段的加热，使气流速度接近临界状态;扩张段使得燃烧过程中不会出现正激波，燃烧室出口气流仍为超音速。

固体燃料亚燃冲压发动机燃烧室的火焰稳定，通过入口段后的后向台阶形成凹强来实现(即突扩台阶)，火焰稳定范围根据气流入口面积比(表征台阶高度)与出口喷管面积比(表征燃烧室流速)的关系确定，这方法经过大量理论和实验研究验证是合理可行的［9-10］。

在超音速流动的燃烧室中，入口气流速度很高，火焰稳定更加困难，需更高的台阶高度，通常的突扩结构存在一定的局限性。台阶高度越高，将进一步减小给定燃烧室容积内的实际装药量。根据超音速流动的特点，Ben-Yakar等将火焰稳定区的突扩结构进行改进，火焰稳定区由入口后向台阶、定截面区域和倾斜的前向台阶组成，实验研究表明具有一定的火焰稳定能力，并确定了火焰稳定的几何参数和火焰稳定极限。火焰稳定参数为dfhLfh/，表示火焰稳定区的相对尺寸，(dfh/dcy1)2表示流速的度量［11］。

根据参考文献［11］的实验结果，确定了可稳定燃烧的固体燃料超燃燃烧室几何构型如图2所示，得到火焰稳定参数dfhLfh/=12.8，(dfh/dcy1)2=5.76，处于火焰稳定的范围。

图2 固体燃料超燃燃烧室几何构型Fig.2 Sketch of solid fuel scramjet chamber geometry

2 实验研究

2.1 实验系统

实验采用电阻加热的超燃冲压发动机实验台进行，系统由7个子系统组成:气源及供电系统、燃料供应系统、电阻加热器系统、超燃冲压发动机燃烧室实验系统、排气系统、控制和数采系统、监控系统，如图3所示。电阻加热器加热流过的气流，在温度未达到预设温度之前，主路上的高温电磁阀关闭，旁路上的系统电磁阀打开，气流经旁路系统进行冷却后，通过排气系统排出，加热器出口总温探针及压力探针将测量的压力和温度值反馈到控制系统，当加热器出口温度即将达到实验预设温度时，控制系统进行自整定，对加热器的输出功率进行控制，使加热器出口温度平缓达到预设温度，并平稳保持在一定范围内;这时打开主路上的高温电磁切换阀，同时关闭旁路电磁阀进行试验。

2.2 实验方案

试验装置由转接头、进气喉道、固体药柱、壳体、后顶盖、密封件和连接件组成。试验装置一可观察流场的燃烧和燃面的退移规律，采用透明的聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)制成的固体药柱，装在开有观察口的金属壳体内，沿轴向不同位置开设测压孔，监测压强随轴向位置的变化。进气喉道由耐高温的非金属材料制成，设置4个φ4 mm测压孔用于测量火焰稳定区的头部压强，进气喉道与转接头连接为可拆式，根据进气入口条件的改变，可改变进气喉道直径。试验装置一结构见图4。

试验装置二中转接头和进气喉道与试验装置一相同，后顶盖设置测压孔用于测量出口压强，固体燃料选用主要组分为HTPB+AP碳氢燃料，试验装置二结构见图5。为保证进气喉道出口反压不能影响和扰动喉道入口的流动，喉部截面的气流马赫数Ma=1，即q(λ)=1。设计进气喉道dt=14.1 mm的入口，喷管出口直径为 15 mm。因此，喷管面积比At/Ae=0.883 6，由气动函数表得出，入口气流马赫数Ma=1.43，满足超音速入口流动条件，实验方案见表1。

图3 固体超燃冲压发动机实验系统简图Fig.3 Sketch of solid fuel scramjet experiment system

图4 试验装置一结构图Fig.4 Sketch of experiment device No.1

图5 试验装置二结构图Fig.5 Sketch of experiment device No.2

表1 实验方案Table 1 Experiment scheme

3 结果讨论与分析

3.1 固体碳氢燃料试验结果分析

固体碳氢燃料SCH-16的试验状态为第1 s引火棒开始点火，试验过程持续20 s左右，第2 s开始打开主路电磁阀，通入温度为900 K的气体进行试验，高温空气流量约0.33 kg/s，入口空气马赫数为Ma=1.43，第12 s开始给燃烧室喷入氢气，氢气喷孔2 mm，喷氢压力2.0 MPa，预定流量 3 ～4 g/s，燃烧室p-t曲线和T-t曲线如图6和图7所示。发动机燃烧状态中引火棒为低压缓燃型药柱，点火时，先用电点火头将其引燃，产生长明的火苗，在高速气流作用下点燃药柱。

从燃烧室p-t曲线可看出，燃烧室头部的压强下降很快，点火初始的压强约为1.046 MPa，发动机稳定燃烧13.8 s之后，压强下降为0.1 MPa，压强下降是由于过渡段药柱燃烧导致燃烧室通道变大造成。此时，从T-t图上可得燃烧室头部和出口的温度约为2 000 K。在第12 s给燃烧室喷入氢气，用作引燃先锋火焰之前，固体碳氢燃料已进行了充分燃烧，验证了固体碳氢燃料在超音速气流中，只在引火棒点火情况下能可靠点火，且稳定燃烧。

固体碳氢燃料SCH-14的试验状态为第1 s引火棒开始点火，试验过程持续20 s左右，第2 s打开主路电磁阀，通入温度约为900 K的气体，高温空气流量约0.32 kg/s，燃烧室入口空气马赫数为Ma=1.43，燃烧室p-t曲线和T-t曲线如图8和图9所示。

图6 固体碳氢燃料SCH-16的燃烧室压强Fig.6 Chamber pressure of solid fuel SCH-16

图7 固体碳氢燃料SCH-16的燃烧室温度Fig.7 Chamber temperature of solid fuel SCH-16

图8 固体碳氢燃料SCH-14的燃烧室压强Fig.8 Chamber pressure of solid fuel SCH-14

图9 固体碳氢燃料SCH-14的燃烧室温度Fig.9 Chamber temperature of solid fuel SCH-14

从燃烧室p-t曲线可看出，燃烧室头部的压强下降很快，点火初始的压强约为0.97 MPa，发动机稳定燃烧5.5 s之后，由于试验台空气供气流量提高，出于安全考虑，打开了旁路泄气阀门，压强下降为0.1 MPa。此时，从T-t图上可得燃烧室出口的温度约为2 100 K。此次试验只用引火棒点火，实现了固体碳氢燃料在超音速气流中的可靠点火和稳定燃烧。

3.2 PMMA药柱试验结果分析

PMMA药柱1试验状态为第1 s引火棒开始点火，试验过程持续时间为20 s，第2 s开始打开主路电磁阀，通入温度为900 K的气体进行试验，高温空气流量约0.33 kg/s，入口空气马赫数为Ma=1.43，前10 s给燃烧室喷入氢气，以引燃固体PMMA燃料，第11 s后停止氢气喷入，检验在没有氢气作为引导火焰时，固体PMMA燃料燃烧的情况，燃烧室p-t曲线图10所示，发动机燃烧状态如图11所示。

从燃烧室p-t曲线可看出，燃烧室头部的压强下降很快，点火初始的压强约为0.65 MPa，发动机稳定燃烧10 s后，压强下降为0.1 MPa并熄火，压强下降是由于过渡段药柱燃烧导致燃烧室通道变大造成。此次试验在第1 s给燃烧室喷入氢气，用作引燃固体PMMA燃料的先锋火焰，在第11 s后停止氢气喷入，固体PMMA燃料在前10 s进行了充分地燃烧，验证了固体PMMA燃料在超音速气流中有氢气作为先锋火焰时能可靠点火，且稳定燃烧。

图10 PMMA药柱1的燃烧室压强Fig.10 Chamber pressure of PMMA fuel No.1

图11 PMMA药柱1的试验过程Fig.11 Experiment process of PMMA fuel No.1

PMMA药柱2试验状态为第1 s引火棒开始点火，试验过程持续时间为20 s，第2 s开始打开主路电磁阀，通入温度为900 K的气体进行试验，高温空气流量约0.32 kg/s，入口空气马赫数为Ma=1.43，此次试验过程中一直喷入氢气作为先锋火焰，燃烧室p-t曲线和T-t曲线如图12、图13所示。

图12 PMMA药柱2的燃烧室压强Fig.12 Chamber pressure of PMMA fuel No.2

图13 PMMA药柱2的燃烧室温度Fig.13 Chamber temperature of PMMA fuel No.2

从燃烧室p-t曲线可看出，燃烧室头部压强下降很快，点火初始的压强约为0.67 MPa，发动机稳定燃烧14.5 s后，压强下降为0.1 MPa，压强下降是由于过渡段药柱燃烧导致燃烧室通道变大造成。从图12可看出，过渡段的压强要低于燃烧室头部的压强，气流在通道中一直在加速且大于音速，说明整个通道内的流动是超音速的，压强是沿着轴向逐渐降低的，这和理论分析相吻合。在压强下降到0.1 MPa之前的时间内，燃烧室头部温度和出口温度较低，平均温度约为1 750 K。此次试验从第1 s开始一直给燃烧室喷入氢气，用作引燃固体PMMA燃料的先锋火焰。试验结束后，停止喷入氢气，固体PMMA燃料在整个试验过程中进行了充分燃烧，验证了固体PMMA燃料在超音速气流中有氢气作为先锋火焰时能可靠点火，且稳定燃烧。

3.3 燃料退移规律分析

固体燃料冲压发动机中，燃料的后退速率特性是发动机设计的关键。固体燃料的燃烧是一个扩散火焰，其后退速率沿轴向变化，不仅与燃烧室压力有关，还与飞行器的飞行高度和速度、进气道进气流量、燃烧室几何尺寸和温度等因素有关。固体燃料超燃冲压燃烧室设计成中空的圆柱形轴对称结构，由火焰稳定区、等直段和扩张段3部分组成，火焰稳定区的作用是产生稳定火焰的回流区，该区域内气流速度低、温度高、燃气比高;等直段的作用是防止气流过快加速;扩张段的作用是防止发生热壅塞。

图14和图15为PMMA药柱1和药柱2试验的燃烧室燃面剖面图。从图中可看出，在扩张段，燃料表面出现起伏，变得更为粗糙。分析认为，这是由于湍流附面层边界和激波串相互作用的结果，是超音速湍流附面层燃烧所特有的，已被试验所证实。固体燃料药柱的火焰稳定区未出现凹坑，说明边界层的分离只发生在扩张段，等截面圆柱段也可能出现激波串，但不会产生局部回流区。

图14 PMMA药柱1燃烧室剖面Fig.14 Chamber section of PMMA fuel No.1

图15 PMMA药柱2药柱燃烧室剖面Fig.15 Chamber section of PMMA fuel No.2

图16和图17为PMMA药柱1和药柱2试验结束后燃烧室燃面退移型面和初始型面的比较。从图中可明显看出，固体燃料超燃冲压燃烧室燃面的退移在各个位置并不一致，沿着轴向位置变化，在不同区域退移程度有所不同。

图18和图19为PMMA药柱1试验和PMMA药柱2试验的燃面退移速率曲线，这和文献［6］中的试验结果基本一致。从图上可看出，燃料退移速率最大的位置出现在火焰稳定区和等直段的相交点处，在不同区域燃料退移速度不同，火焰稳定区燃料退移速度相对较低，火焰稳定区下游退移速度出现峰值。等截面圆柱段初始阶段退移速度较高，燃烧后期接近平均值。扩张段的燃料退移速度随轴向位置的增加单调减小。燃料退移速度随时间变化，燃烧趋向于将燃面轮廓变平，区域圆柱形。

图16 PMMA药柱1试验燃面的退移Fig.16 Regression of PMMA fuel No.1 burning surface

图17 PMMA药柱2试验燃面的退移Fig.17 Regression of PMMA fuel No.2 burning surface

图18 PMMA药柱1试验燃面退移速率Fig.18 Regression rate of PMMA fuel No.1 burning surface

图19 PMMA药柱2试验燃面退移速率Fig.19 Regression rate of PMMA fuel No.2 burning surface

4 结论

(1)试验获得了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室内弹道曲线，验证了固体碳氢燃料能在超音速气流中可靠点火，且稳定燃烧。

(2)发动机燃烧室压强下降很快，分析认为是由于过渡段药柱燃烧导致燃烧室通道变大造成，且沿着轴向压强逐渐降低。

(3)发动机燃烧室内燃料退移速率最大的位置出现在火焰稳定区和等直段的相交点处，在不同区域燃料退移速度不同。火焰稳定区，燃料退移速度相对较低;火焰稳定区下游，退移速度出现峰值。

［1］Fry R S.A century of ramjet propulsion technology evolution［J］.Journal of Propulsion and Power，2004，20(1):27-58.

［2］刘小勇.超燃冲压发动机技术［J］.飞航导弹，2003(2):38-42.

［3］李岩芳，郑凯斌，陈林泉.固体燃料超燃冲压发动机技术研究进展［C］//第二届冲压发动机学术会议文集，2007.

［4］Jarymowycz T A，et al.Numerical study of solid-fuel combustion under supersonic crossflows［J］.Journal of Propulsion and Power，1992，8(2):346-353.

［5］Ben-Arosh R，et al.Mixing of supersonic airflow with fuel added along the wall in a sudden expansion chamber［R］.AIAA 97-3241.

［6］Ben-Yakar A，et al.Experimental study of a solid fuel scramjet［R］.AIAA 94-2815.

［7］Ben-Yakar A.Investigation of the combustion of solid fuel at supersonic conditions in a ramjet engine［D］.M.Sc.Thesis，Dec.1995.

［8］Cohen B，et al.Experimental investigation of a supersonic combustion solid fuel ramjet［R］.AIAA 97-3237.

［9］Allen C W，et al.Fuel-air injection effects on combustion in cavity-based flameholders in a supersonic flow［R］.AIAA 2005-4105.

［10］Edens S G，King P I，Gruber M R，et al.Performance measurements of direct air injection in a cavity-base flameholder for a supersonic combustor［R］.AIAA 2006-4861.

［11］Ben-Yakar A，et al.Investigation of a solid fuel scramjet combustor［J］.Journal of Propulsion and Power，1998，14(1):447-455.

Experiment study on the principle of solid fuel scramjet

YANG Xiang-ming，LIU Wei-kai，CHEN Lin-quan，ZHENG Kai-bin
(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi＇an 710025，China)

Solid fuel scramjet was investigated by experiment.Ignition and combustion experiments that include solid hydrocarbon fuel and PMMA fuel were successfully done，which proved reliable ignition of the solid fuel in supersonic flow and stable combustion of the flame.Finally supersonic chamber characteristics of solid fuel were obtained.Combustion of PMMA fuel in supersonic flow was also investigated，and its regression rule was analyzed.Results show that regression rate of PMMA fuel changes with time，combustion outline tends to be plane and combustion region exhibits column.

scramjet;solid fuel;supersonic combustion;principle experiment

V435

A

1006-2793(2012)03-0319-06

2011-10-17;

2012-03-06。

航天科技集团科技创新研发项目。

杨向明(1981—)，男，工程师，研究方向为航空宇航推进理论与工程。E-mail:yxmdwj@163.com

(编辑:崔贤彬)