粉末发动机技术研究现状及展望①

董新刚，霍东兴，张 强，杨玉新

(1.中国航天科技集团有限公司第四研究院，西安 710025；2.中国航天科技集团有限公司四院四十一所，西安 710025)

0 引言

提高能量密度、提高推力可控性水平是航天发动机研究者始终追求的目标。为此，混合发动机[1]、凝胶/膏体发动机(推进剂为gelled propellants，slurry propellants，pasty propellants，或colloid propellants)、电控推进剂[2]、粉末发动机等概念在近年来逐渐被提出，这些概念大多都设法应用固体颗粒物质，因为这种物质密度大、能量高。固体颗粒是一个宽泛的概念，根据颗粒直径一般分为[3]nanosized particle(d<0.1 μm)、ultra-fine particle(0.1～1.0 μm)、superfine particle(1.0～10 μm)、granular particle(10～100 μm)、granule(100 μm～3.0 mm)、grain(3.0～10 mm)，通常将直径小于1 mm的离散颗粒的集合体称为粉末。粉末物质是介于固体和流体之间的一种物质，微观上它是固体，宏观上它又能够流动，这种性质使它具有密度高、稳定性好、应用较为方便等特点。炸药、黑火药等很多含能物质都是以固体颗粒形式存在的[1]，在火箭发动机诞生的时代，火箭发动机的先驱者们就提出并实践了利用粉末推进剂的方案。但是，由于粉末物质的输送和控制极为困难，火箭技术的先驱Herman Oberth教授在1930年代认为“Powder believes it must explode all at once；from the old use in shells and guns，it is too well-trained always to destroy.”[4]。后来才出现了将粉末物质制作成固体推进剂的方案，即把燃料颗粒、氧化剂颗粒用胶粘剂粘合在一起，并获得合适的力学、燃烧性能，固体颗粒的总质量含量可达80%左右。为提高液体推进剂的能量密度，将一定质量的固体颗粒如Mg、Al、B、B4C等加入液体燃料中，形成液浆/膏体推进剂，以期获得更高的发动机性能[5-11]，但出现了液体粘度随温度变化大、雾化颗粒较大、颗粒聚集等问题，导致燃烧效率不高，许多研究者正致力于解决这些问题[12]。金属在常温下多为固体，也有人曾设想把金属熔融成为液体[13]，像液体发动机那样来利用金属物质，但这是不可能的[14]。在水下动力中，可以用熔融的金属作为燃料[15]，不属本文的研究范围。

可见，粉末推进剂就像粉末物质一样，很早就已经存在，但由于粉末输送、流量调节、沉积等问题很难解决，直接应用存在困难，因此粉末发动机技术发展缓慢。粉末物质是工业领域以及人们日常生活应用第二多的一类物质[16]，针对粉末的输送、包装、筛分、压制、流量控制等应用经验不断丰富，为解决上述难题奠定了良好基础。近几十年来，美国、法国、俄罗斯、德国等军事强国在含能物质的应用方面开展了细致的基础研究工作，促进了固体推进技术、绿色能源、凝胶推进剂等技术的快速发展，太空开发、高性能导弹推进、水下动力等发展需求，使粉末发动机技术逐渐成为研究热点。

关于粉末发动机技术的综述性报道极少，仅有粉末燃料冲压发动机、粉末火箭发动机等方面的进展报道[17-19]，粉末发动机的种类不全面，无法展现粉末发动机领域的全貌及内在联系。鉴于粉末发动机涉及学科领域宽广，种类较多且工作原理复杂，本文首先对粉末发动机进行分类，然后对各类粉末发动机的研究现状进行综述，阐明各种粉末发动机的异同，最后对粉末发动机技术进行总体评估，提出了关键技术及基本要求，为粉末发动机的进一步发展提供参考。

1 粉末发动机的研究现状

1.1 分类

根据工作原理及推进剂种类，对目前在研的粉末发动机进行如下分类。

1.2 研究现状

1.2.1 粉末火箭发动机

粉末火箭发动机是指同时携带氧化剂和燃料，并且至少有一种组元为粉末物质的发动机。Al/AP火箭发动机是最典型的粉末火箭发动机，氧化剂AP和燃料Al分别贮存，分别供应至燃烧室进行混合燃烧。金属粉末/H2O火箭发动机的两种组元可以分别存贮，分别供应；也可以预混到一起形成凝胶推进剂(Slurry propellants)；还可以冷冻/固化成固体推进剂，如铝冰推进剂(ALICE)。

早期的粉末火箭由于装药与燃烧场所无法隔离，稳定性和安全性较差，粉末火箭的发展受到较大冲击。粉末火箭发动机1960年代之前的发展情况可参阅文献[18]。由此可知，性能稳定可靠的粉末输送装置是粉末火箭发动机稳定工作的重要基础。

金属粉末燃烧机理的研究不可避免地要解决金属粉末的播撒问题，一种用活塞推送、气体流化的装置很早就被大量应用[20-21]，但这仅能满足实验室应用，粉末流量很小，流量控制方法也非常简陋。受这种粉末输送装置的启发，直到1960年代后期才出现真正意义的粉末输送装置，粉末火箭发动机技术从此得到快速发展。

(1)Al/AP火箭发动机

Al/AP火箭发动机的原理示意图见图1[22]。

氧化剂AP和燃料Al均为粉末态物质，用两个输送装置分别把它们注入燃烧室进行混合燃烧，生成的高温高压燃气从喷管喷出，产生推力。

贝尔航空公司1971年～1972年对Al/AP发动机进行了大量试验验证[23-24]。试验发动机有关设计参数为：推力室内径102.9 mm/88.9 mm两种规格，长度309.4 mm/250.4 mm两种规格，喷管喉径32.1 mm。通过调整内径和长度，获得燃烧室特征长度L*分别为65、85、105。喷注器结构有两种形式，一种是AP和Al同轴喷注，另一种为带有混合腔的混合喷注；点火药包括4 g无烟粉剂及12.4 g的BKNO3颗粒。通过30多次的冷流试验，获得了粉末输送系统的压降、流量特性。之后进行了14发热试车，其中500磅推力热试验进行了8次，900磅推力的热试进行了6次。

图1 Al/AP火箭发动机原理图[22]

试验采用的粉末推进剂有多种组合，其中铝粉直径约3～5 μm，AP颗粒的平均直径有两种，分别为20、55 μm。试验发现燃烧室压强存在一定的低频脉动，原因是粉末输送系统与铝粉的燃烧延迟之间存在耦合。试验表明，减小粉末颗粒尺寸，压强脉动会减弱。压强最平稳的试验是采用X-65铝粉(3 μm)和20 μm的AP，压强脉动在±5%内，500磅推力和900磅推力两种级别的试验发动机最大比冲效率分别为0.90和0.93。部分试验结果见表1，其中比冲为真空比冲，喷管扩张比为6。表2为Al/AP火箭发动机理论性能，燃烧室压强为3.45 MPa，扩张比为6。

在Al/AP粉末火箭发动机研究中，贝尔航空公司采用了正推流化床(Positive Displacement Fluidized Bed)粉末输送装置[24]，即用驱动气驱动活塞推动粉末进给，流化气穿过活塞，将粉末从头部流化输出。该输送装置的外径114.3 mm，通过控制活塞前后的压差来控制粉末流量，压差范围为0.34～2.07 MPa，粉末流量范围为0.23～2.27 kg/s。

表1 Al/AP粉末火箭发动机性能试验结果[24]

表2 Al/AP粉末火箭发动机理论性能[24]

近年来，西北工业大学对这种粉末输送装置进行了结构简化和优化，见图2。采用该装置，西北工业大学对Al/AP火箭发动机进行了系统研究[25-31]，不但成功验证了发动机的多次启动和推力调节能力，还在发动机点火系统设计、燃烧流动特性以及颗粒燃烧及火焰传播特性等基础研究方面取得了长足进展。

图2 粉末输送装置

李悦[25]采用颗粒轨道模型对Al/AP粉末火箭燃烧流场进行数值模拟，研究了不同氧燃比、不同颗粒粒径对燃烧流动的影响，验证了用特征长度来确定燃烧室体积大小的合理性，为试验发动机设计提供了参考。邓哲[26]在Al粉粒径20 μm，AP粒径95.86 μm，AP/Al质量比3∶1以及固相粉尘总浓度3223 g/m3的情况下，成功调试出Al/AP/N2气固两相本生灯层流火焰，得到层流火焰传播速度为72 cm/s。同时研究了颗粒粒径、颗粒质量比、环境压强等因素对点火燃烧性能的影响，建立了Al/AP混合物激光点火模型，为粉末火箭发动机燃烧室、火焰稳定器、点火装置的设计提供了依据。LI Yue[27]计算表明，在3 MPa时，混合比(O/F)由1.5增大到5.0时，比冲在217.6～224.2 s范围内先增大后减小，混合比为2.5时取得最大值，燃烧温度由4140 K逐渐降低至3415 K，凝相质量含量在29.5%～47%范围内；并用实验研究了AP/Al粉末火箭的多脉冲性能，分别进行了间隔1 h的三脉冲试验和间隔15 s的四脉冲实验，表明供粉及其点火燃烧过程正常。多脉冲实验也表明，提高燃烧室压强可以抑制压强振荡，提高燃烧效率，但是响应时间随之加长。武冠杰[28]采用40 μm的Al粉和100 μm的AP粉末进行点火试验，表明随着燃烧室压强的升高，燃烧效率增大，最高可达86.7%；在喷管喉径8 mm不变，且氧燃比不变的情况下，发动机推力调节比达到了1∶2.94。李旺[29]用数值模拟的方法分析了非同轴式粉末喷注、火焰稳定器、铝粉颗粒粒径对发动机流场特性的影响，表明采用非同轴的供粉方式可以促进反应物掺混燃烧，安装火焰稳定器、减小铝粉粒径可以促进铝粉燃烧，提升燃烧室的压强和温度。

从以上实验研究可见，Al/AP粉末火箭热试过程中多次出现压强振荡，粉末的稳定输送是稳定燃烧的首要条件。孙海俊等[30-31]研究了高压环境粉末流化输送与发动机燃烧振荡的耦合机制，表明颗粒起动过程大致分为静态起动、颗粒大量输出和颗粒少量输出三个阶段。实验研究了气固两相壅塞输送特性，建立了气固壅塞流动判据。结合多脉冲实验结果，分析了粉末输送与燃烧室压强振荡之间的关联性，指出在气固壅塞条件下，二者几乎没有关联性，燃烧室压强更加平稳。李超[22]研究了粉末喷注压降对Al/AP粉末火箭发动机工作特性的影响。发现流化气质量流量对火箭工作过程存在一定影响，过小会导致粉末供给系统卡顿，过大会导致发动机性能降低。由于粉末推进剂输运时滞导致燃烧室压强振荡，通过提高喷注压降可以有效抑制这一振荡。

50年来，Al/AP粉末火箭发动机项技术不断成熟，粉末流量控制水平，燃烧稳定性不断提升；粉末输送、粉末流量调节、粉末物质的流化机理的研究取得重要进展。同时看到，Al/AP粉末火箭发动机目前还处于实验室验证阶段，粉末输送装置的稳定性、可靠性还需要进一步研究，对振动、过载环境的适应性还需要试验考核。

(2)金属粉末/CO2火箭发动机

直接利用外星球当地资源，是长期、持续进行太空开发的关键技术之一[32-33]。火星大气中的CO2占95.3%，温度约240 K，大气压0.07～0.09 MPa，低温条件使得CO2容易通过增压液化获取。FOOTE[34]对火星表面多次起飞/降落的载荷及速度进行计算分析，表明Mg/CO2火箭推进尽管比冲较低，但由于需要在火星表面多次起飞/降落，而CO2随处可取，这种方案比从地球携带双组元推进剂的火箭方案好得多。

GOROSHIN[14]对多种Mg/CO2火箭发动机方案，认为直接利用镁粉的Mg/CO2双组元推进方案是最好的选择，见图3。镁粉和CO2分别置于贮箱内，并用燃气发生器进行驱动。CO2分多个流道注入燃烧室，其中一部分对镁粉进行流化。

图3 Mg/CO2火箭发动机原理图[14]

SHAFIROVICH[35]对metal/CO2推进概念进行了回顾，包括金属在CO2中的燃烧、发动机类型及其特性，以及在火星上制取液体CO2、金属燃料等的方案，认为Mg、Al与CO2的点火燃烧基础研究已经开展了很多，是金属粉末/CO2火箭发动机的优选燃料；Mg/CO2小型原型机已经成功验证，技术准备度已经足够高，可以开展该领域的工程开发。

何国强[36]进行Mg/CO2粉末火箭发动机试验，测量燃烧室的温度发现，燃烧区域主要位于燃烧室后半段。张胜敏[37]采用高能火花塞点火，验证了发动机可以实现多次点火启动及关机，且关机次数、时间间隔等可以任意调节，通过调节粉末推进剂流量，获得的推力调节比为6.5。

铝是地壳含量最高的金属元素，具有成本低、燃烧无污染的特性；与镁相比，铝的密度更高。铝和空气、O2、CO2、H2O燃烧可以释放大量热量，因此铝粉是重要的含能金属。但是，铝的熔点低(933 K)，而氧化铝的熔点很高(2282 K)，氧化膜对氧气的阻挡作用使铝很难被氧化。为搞清其中的机理，促进铝的燃烧反应，铝和这些气体的燃烧过程研究近乎浩如烟海。LARITCHEV[38]对三种微米级的铝粉在空气和CO2中的燃烧过程进行实验，发现都有三个反应加速阶段，亚微米铝和微米铝的放热过程是不同的，采用10～15 nm的铝粉，可以极大提高燃烧速率。

总之，金属粉末/CO2火箭发动机的应用方向是火星开发，它将直接利用火星大气中的CO2，大大降低空间推进系统的成本。至于CO2的捕获问题，国内外都已经开展研究，不属本文的研究范围。

(3)金属粉末/O2火箭发动机

月球土壤中的氧含量约43%、铝含量6%、镁为4%。为减少从地球携带的推进剂质量，降低空间推进的费用，ISMAIL等[13,35,39]提出应用月球当地资源，以Al/O2火箭发动机作为推进系统。MEYER[13]评估了月球上升/下降火箭发动机(以月球上的铝和氧为推进剂)的设计问题，提出铝/LOX体系的四种概念的发动机概念：液体金属喷注/LOX、固体含铝药柱/LOX混合发动机、Al/LOX凝胶单组元推进剂、铝粉燃料/LOX，针对铝的燃烧、喉部侵蚀以及推力室的冷却问题对各种概念进行对比，表明后两种概念的可行性较强。ISMAIL[39]对已有的粉末贮存、粉末输送、粉末喷注、粉末的点火和燃烧等子系统的现状进行了回顾，认为这些子系统的技术可以支撑Al/O2粉末火箭发动机的设计，建议对这些技术进行评估和优选，开展Al/O2粉末火箭发动机的设计和开发。

MEYER[40]实验了铝粉/氧气在混合比0.5～3.0范围内的燃烧效率，获得的特征速度效率和真空比冲效率分别为72%和68%，推测是因为混合效果差，导致燃烧效率低；同时发现，铝镁合金(9.8%Mg)合金粉末没有看出比纯铝有优势。BELONI[41]研究了铝粉的电火花点火，铝粉粒径有3～4.5 μm和10～14 μm两种，发现这种点火可以形成单个颗粒的点火，也能形成气雾胶火焰，随着点火能量的增大，点燃的颗粒数量会增多。

金属粉末/O2火箭发动机目前主要是Al/O2火箭发动机，应用方向是月球开发，它将直接利用月球上的Al和氧，大大降低空间推进系统的成本。

(4)金属粉末/H2O火箭发动机

铝在工业领域有着重要的应用，早在1950年代，就发现熔融的铝和水很容易发生剧烈爆炸。研究发现，爆炸之前总是伴随着局部温度的骤升，并且需要振动的刺激[42]。这表明，铝水反应的确可以释放大量的热。铝水燃烧在1960年代就开始研究[43]。同时，用水制氢被认为是新能源开发的重要方向，目前采用的技术途径包括太阳能分解水[44]、电解水以及金属水反应制氢[45-46]。尽管1 kg铝粉和水反应后只生成0.11 kg 的氢气，但同时释放了15.2 MJ的热量。铝水反应的氢能、热能在能源开发、空间推进、水下动力领域在近年来受到热切关注。

MILLER[47]计算了Mg/H2O和Al/H2O火箭的比冲。Al/steam的最大比冲为3200 m/s(水蒸气温度500 K，喷管扩张比100，考虑两相流损失)，在H2O/Al约为1时取得最大值，随着H2O/Al比的增大，比冲值缓慢下降，说明实际应用中H2O/Al比的可取范围较宽。Al/液体水的最大比冲约3000 m/s，是因为液态水的蒸发消耗了部分热能。和文献[24]类似，采用了正推活塞流化床装置进行粉末输送，通过软管将密相粉末注入燃烧室。软管内的固相保持在跳跃速度(saltation speed)以上，以避免粒子在管内沉积，铝粉的平均粒径为5～15 μm，固气比约15∶1。分析表明，粉末流量可以通过控制活塞压差以及出口直径来实现。他们还开展了Mg/水蒸气、Al/水蒸气的燃烧试验，最长的持续燃烧时间达到635 s。

考虑到Al/H2O推进剂的制造问题以及月球的低温环境，铝和低温氧化剂的燃烧研究成为Al/H2O推进剂的一个重要方向。同时，由于Al/H2O的非预混燃烧难度较大，机理复杂，也促使一些研究者通过较简单的Al/H2O预混燃烧研究来揭示其中的机理。图4为铝冰推进剂的燃烧尾焰。

Fig.4 铝冰固体推进剂的燃烧尾焰[43]

采用纳米铝和H2O的铝冰推进剂(ALICE)的主要研究情况详见表3[48-54]。

铝水反应是Al/H2O火箭发动机、Al/H2O冲压发动机的共同基础，本小节综述的有关燃烧机理研究以火箭发动机为主要应用目标，对Al/H2O冲压发动机也是适用的。

(5)其他粉末火箭发动机

贝尔航空公司在1972年验证了PE/AP双组元粉末推进剂用作燃气发生器的可行性[55]，发现流化粉末有它们自身的独特的流动和燃烧问题，比如间歇燃烧，只有解决了这些问题，这一概念才能实现其潜在优势。

Al/AP火箭的推进剂均为凝相，且AP的分解温度为673 K，氧化剂的分解时间可能导致氧化性气氛与铝粉掺混效果不佳，导致燃烧振荡。而N2O具有较低的临界温度，临界压强较高，常用作自增压气体，它的分解温度低，文献[56]研究了Al/N2O粉末火箭的燃烧性能，表明燃烧性能较高。

KUNINAKA等[57-59]发明了一种基于粉末推进剂的空间推进装置，先利用静电或者电磁力把粉末推进剂粒子转移到推力室，然后用激光点火，产生推力。这种构想，提供了一种新的粉末输送思路，同时需要一种由氧化剂和燃料共同复合而成的单组元粉末推进剂。

1.2.2 粉末冲压发动机

粉末冲压发动机是指以粉末物质为燃料，以环境物质如空气、水等为氧化剂的发动机，其中氧化剂的捕获依靠高速冲压作用来实现。粉末冲压发动机的优点是：燃料密度大，比冲高，流量调节比大。

(1)金属粉末/空气冲压发动机

金属粉末作为冲压发动机燃料的概念很早就已经产生，BRANSTETTER等[20]实验了铝和空气的燃烧特性，燃烧室内径为50.8 mm。表明铝粉和空气可以稳定燃烧，在当量比为0.080 6～0.240 1范围内的燃烧效率约75%，但在燃烧室内形成的固体沉积是用作冲压喷气燃料的严重障碍。

超燃冲压发动机需要燃料在超音速气流中完全燃烧，应用液体燃料的超燃冲压发动机取得了很大成就。但GOROSHIN等[21]建议在超燃冲压发动机中应用粉末燃料，理由为：1)无论是液体还是固体碳氢燃料，燃烧温度高时(在高超音速条件下)会发生离解，降低了比冲，而金属粉末燃料可以避免。2)在固体推进剂中添加金属粉末，一般最多添加50%，否则会出现工艺可行性、一次燃烧沉积问题。3)固体燃料中添加金属粉末，流量调节困难，沉积严重；在液体燃料中添加金属粉末会使液体燃料输送困难。GOROSHIN还将正推流化床装置进一步发扬光大，在超燃冲压发动机中直接用引自进气道的高温空气流来流化粉末燃料，大大简化了发动机结构，见图5。

2006年以来，国防科技大学对粉末冲压发动机技术做了大量研究。韩超[60]设计了粉末冲压发动机燃料供应系统：粉末燃料贮存在燃料贮箱中，由活塞按照一定的速度推动；高速气流进入环形集气腔，然后经倾斜的切孔喷出；粉末与高速气流相遇，被剪切并携带在缩放通道中进一步加速。通过程序开发和试验研究，实现了高精度控制活塞速度从而达到燃料流量的可控调节。申慧君[61]建立了气固两相流动层流预混火焰传播速度的计算模型并研究了各种因素对火焰传播速度的影响，通过理论计算和数值仿真，研究了宽马赫数和大空域时各种因素下，发动机性能变化规律。通过改变燃烧室结构改变回流区，从而使粉末燃料能独立持续稳定的燃烧。通过发动机直连式试车试验和数值仿真，研究了燃烧室内补燃室各种进气方案、旋转流动、稳定火焰结构、粉末燃料颗粒大小及其颗粒速度等对发动机燃烧效率的影响。XIA Zhixun等[62]在直连试验台上进行了Mg粉/空气冲压发动机的燃烧试验，Mg粉的粒度为200～220目，采用突扩、钝体、旋流等不同的火焰稳定方式，但燃烧效率最高仅72.8%。

图5 粉末冲压发动机原理图[21]

为提高粉末燃料燃烧效率，孔龙飞[63]通过发动机热试实验对比，表明驻涡式结构具有减少燃烧沉积和提高燃烧效率的特点。同时进一步研究了驻涡式镁粉粉末燃料启动、燃烧和沉积的影响因素(一二次进气方式和比例)，总结出了一种能使发动机点火更可靠且燃烧沉积更少的方案。杨晋朝[64]建立了镁粉尘云的一维层流预混燃烧模型，对粉末燃料冲压发动机预燃室内镁粉尘云燃烧过程进行了研究。李超等[65]分析了加入镁的硼基粉末燃料冲压发动机的比冲性能，表明当镁质量含量低于0.3时，可在较大的空燃比范围内维持较高的燃烧温度，与液体和固体冲压发动机相比，在比冲和密度比冲方面具有更突出的优势。

(2)金属粉末/水冲压发动机

如上所述，金属粉末/H2O火箭发动机的主要应用方向是太空开发，目的是应用月球、火星等的当地资源，降低太空开发成本。而金属粉末/水冲压发动机主要用于水下推进，如超空泡鱼雷的推进等。DANIEL[66]、林明东等[67]对热动力鱼雷的多种动力，如HAP/OTTO燃料、Li/SF6闭式循环、金属水反应燃料和涡轮机等的能量密度进行对比，从性能、成本等综合考虑，认为金属/水反应燃料由于具有很高的能量密度，是鱼雷热动力技术未来的主要研究方向。

国内外水冲压发动机的构型主要有两种形式，即药柱式水冲压发动机和粉末式水冲压发动机。药柱式水冲压发动机采用金属燃料、助燃剂、粘合剂等制成的固体推进剂作为能源，该发动机结构与固体火箭冲压发动机比较类似；由于药柱中含有部分非金属组元，其性能受到一定限制。粉末式水冲压发动机携带金属粉末作为燃料，以引入发动机的水作为氧化剂，因此能量密度更高。

近20年来，以水冲压发动机为应用目标的铝水非预混燃烧反应的研究大量开展。FOOTE等[68]测得铝粒子在O2/Ar混合气(质量百分比分别为80%和20%)中的燃烧温度约2900 K，在水蒸汽中的燃烧温度约2500 K。平均直径为17 μm的铝粒子在水蒸汽中的燃烧效率约95%(当量比(O/F)/(O/F)st≈1.10，点火后的驻留时间约为22 ms)。在测定辐射强度和燃烧温度的基础上，用蒙特卡罗数值方法估计了燃烧产物的辐射热损失率：在O2/Ar混合气中燃烧时的最大热损失率计算值为9.5 W/cm3，在水蒸汽中燃烧时的最大热损失率计算值为4.8 W/cm3。文献[69]对水反应Al粉燃料的制备和Al/H2O燃烧反应的研究现状进行了综述，分析认为，Al的超细化和对其包覆处理能够提高Al粉的抗氧化能力与水反应活性，改善Al粉贮存性能及水反应的燃烧性能。DREIZIN等[70]详细研究了铝粒子在CO2、H2O、O2气氛中的点火燃烧过程，发现在任何氧化环境中，铝粒子的点火都受到氧化性气体在颗粒表面氧化膜内的扩散过程的影响。水的存在极大影响着氧化物的性质，存在CO2时，这一影响进一步加大。HUANG Haitao等[71]研究了Al及铝镁合金粉末与水蒸气的燃烧过程，表明铝镁合金粉末的点火温度较低，燃烧效率较高。

国内从事粉末水冲压发动机技术研究的主要有国防科技大学、哈尔滨工程大学。金建民[72]采用理论分析和数值模拟相结合的方法，对粉末水冲压发动机进行了设计和研究。首先介绍了燃烧室壳体的再生冷却系统的传热机理，包括燃烧室内壁面的对流换热，薄壁内的热传导和冷却管内冷却水的吸热三个过程，对这三个过程的计算方法和数学模型进行了系统分析和介绍。提出了粉末水冲压发动机构型设计方案，对燃烧室流场进行了数值模拟和对比分析，认为大速差射流稳燃装置的效果较好，通过直连试验进行了试验验证。林明东等[67]考虑水冲压发动机进水方案特点，建立两级进水管路系统模型；基于水冲压发动机热力计算方法，建立水冲压发动机进水流量模型；基于试验抽样方法，对不同管路系统的压降特性进行对比分析，对于进水管路系统设计具有重要参考意义。文献[73]研究了超细铝粉(0.4～0.95 μm)与水燃烧后的两相流特征，发现燃烧产物凝相含量及其颗粒尺寸对喷管两相流损失影响很大。凝相颗粒0.4～0.7 μm，含量约36%时，试验测得的平均比冲为4900 N·s/kg。

除上述开式循环外，应用于水下动力的铝水反应还可以设计成闭式循环。在闭式循环系统中，水作为氧化剂，铝作为燃料，利用反应后产生的热量来加热水产生高温高压水蒸气与氢气推动涡轮做功并收集氢气。MILLER等[74]报道了应用于AUV的铝水反应能源系统。该系统的铝水反应燃烧室为涡流燃烧室，这样可以通过涡流消除氧化膜的影响。涡流燃烧室产生的燃气含有大量的Al2O3颗粒，会对涡流叶片造成磨损，为此提出了一种高温分离方案，能够把水蒸气和高温Al2O3颗粒进行分离。陈显河等[75]在以往方案的基础上，通过增加蒸发器和固体换热器系统以及采用双燃烧室加壁面冷却换热等方式，提出了几种新的系统方案。对这几种方案的输出功率、能量密度、系统效率等参数进行对比分析，表明了各方案的性能特点，为今后铝水燃烧无人水下航行器混合动力系统总体设计提供参考。VLASKIN等[76]分析了铝水反应的发电效率，表明增加空气-氢气燃料电池，以及增加H2燃烧并驱动涡轮，可以将系统的总效率提高到80%。

可以看出，铝水反应在水下推进、金属制氢、发电等方面都有着良好的应用前景，但铝及其氧化物的性质决定了铝水反应的困难性，除了采用纳米铝粉、凝胶化等手段来促进反应外，等离子体增强技术在近年来也得到研究。KLIMO等[77]采用了等离子体增强的方法来促进铝水燃烧，利用Al∶H2O∶Ar=1∶4∶17的等离子体进行实验表明，采用非平衡等离子体增强，反应速率可能会提高到100～1000倍。LEE等[78]开发了一种直流水蒸气等离子体点火器，通过在大气条件下的铝粉点火燃烧试验，采用光谱分析的方法，得到了OH粒子的强度，证明了它对铝粒子点火的有效性。设计的水蒸气等离子体点火器，稳定电压200 V，电流8 A，功率1.6 kW，等离子体炬内的压强0.17 MPa。

(3)金属粉末/CO2冲压发动机

在火星开发中，以CO2为氧化剂的吸气式推进系统引起人们的关注，这样就免去了CO2的增压、液化、喷注等系统，直接利用超音速进气道来捕获CO2。WICKMAN[79]研究了以铝粉为燃料，以CO2为氧化剂的动力方案。基本想法是用涡喷发动机直接以镁粉为燃料，以CO2为氧化剂，从而可以把涡喷发动机直接在火星上应用。试验中，让镁粉先在火箭燃烧室和CO2燃烧，然后驱动涡喷发动机。结果火箭工作正常，而涡轮发动机工作几秒就被碳粉堵塞。尽管试验没有实现预想目的，但验证了镁粉和CO2的确能够在低压0.21 bars条件下燃烧。这也说明，以Mg粉为燃料，在火星上以冲压模式工作的发动机是可行的。USHIJIMA等[80]分析了Mg/CO2冲压发动机的工作特性，其中空燃比5～10，飞行速度Ma=2～5时，燃烧室温度高于1000 K，在Ma=3～5范围内，比冲为950～1200 s。HARA等[81]通过实验得到结论，随着补燃室压强的升高，Mg-Al在CO2中的燃烧时间减少，随着火焰面积的加大，补燃室内的燃烧效率提高。

1.2.3 粉末爆震发动机

粉末燃料的爆轰问题很早就开始研究，早期主要涉及炸药爆炸、云爆弹[82-83]以及安全防爆[84-85]等领域。爆震发动机目前所用的燃料多为气体(如氢气、甲烷等)和液体(如汽油、煤油等)，但这些燃料的体积热值普遍较低；液体燃料等凝相含能物质爆震技术、计算机仿真技术、实验测量技术的发展，使爆震发动机技术取得长足进展[86]。粉末燃料凭借其质量热值高、贮存使用安全性高、不需考虑雾化等优点，粉末燃料爆震发动机已经引起人们重视[18]。

WILLIAM[82]用长度2754 mm，直径分别为19.5、26.4、44、55.2 mm的管道实验了铝粉/氧气混合物的爆轰，在26.4 mm管道中的爆轰诱导距离小于1.6 mm，这一参数随着铝粉浓度的增大而增加；爆轰波速度约1550 m/s，波后压强约3.1 MPa。郑淼等[87]用两相流模型对一维定常状态下的铝粉尘爆轰进行数值模拟，得到铝粉尘在空气中爆轰时的物理参数，3、5、7 μm的铝颗粒的点火延迟、爆轰波压力以及温度，计算表明，颗粒直径大于14 μm时，不能产生自持爆轰。KRISHNAN等[88]提出了利用固体推进剂颗粒的脉冲爆震的发动机概念，它在推力控制、重复使用性等方面比液体发动机有优势。初步评估表明，这一概念发动机可用于空间推进器、爆震冲压以及脉冲爆震发动机的起爆等方面。

刘龙等[19]总结了气相氛围中悬浮粉末燃料爆震燃烧的实验和数值模拟研究进展，归纳了影响爆震波速度、稳定性、细观结构和胞格尺寸的主要因素。同时，介绍了粉末燃料应用于爆震发动机或燃烧室的案例，提出了下一步需要开展的研究工作。

2 发展现状总体评估

火箭发动机的鼻祖是中国古代的“火箭”，当时的推进剂就是火药——粉末物质。在现代火箭发展初期，粉末火箭也被发明和试验，但由于粉末物质似固非固、似液非液，难以控制，当时大多数研究者都认为液体火箭更有前途。的确，近百年来液体发动机技术的发展不断壮大，各种动力形式深入发展。但是，液体发动机质量比较低，推进剂安全性不高，人们一直在寻求更好的推进方案。固体粉末物质高能量高密度的优势受到人们的青睐，除了在固体推进剂中成功应用外，富含粉末物质的凝胶/膏体推进技术也是重要发展方向。目前研制的含能材料可以组合出更高性能的固体推进剂，但由于工艺性、吸湿性问题，无法实现应用，空间推进系统公司(Space Propulsion Systems Inc.)提出的微单元固体推进剂技术(Microcellular Solid Propellant Technology)就是一种解决方案。可见，粉末含能物质的发展和应用方兴未艾。

液体发动机的推进剂为液态，物态单一，控制方便；而粉末物质的输送需要流化(气固流或液固流)，即使制成固体推进剂，也必然涉及到多相流。流体力学特别是多相流、颗粒流本身就是一门新兴学科，基础学科发展不充分必然会制约工程技术的发展，这也许是粉末发动机技术发展缓慢的主要因素。从应用需求来看，在当前需求背景下，液体发动机、固体发动机等基本可以满足需求；但在水下推进、月球开发、火星开发领域，在同时满足能量密度、调节性能、低成本等方面，粉末发动机优势明显。

目前在研的粉末发动机种类较多，Al/AP粉末火箭发动机、金属粉末/空气冲压发动机研究得最多，均进行了大量的地面试验研究，初步解决了粉末输送、粉末燃烧组织技术。但是，该类发动机未见到有飞行试验的报道，可能是因为粉末输送的稳定性、粉末流量调节精度还没有达到飞行试验的要求。其他类型的粉末发动机应用方向较为单一，金属粉末/O2火箭主要用于月球开发，金属粉末/CO2火箭或者金属粉末/CO2冲压发动机主要用于火星开发，金属粉末/H2O冲压发动机将用于超空泡鱼雷推进。粉末爆震发动机技术才处于概念验证阶段。

总的来看，粉末发动机技术就像粉末流化技术一样，既古老又充满生机，只要掌握了粉末物质的控制方法，粉末输送及流量调节技术取得全面突破，各种类型的粉末发动机将会得到快速发展。

3 粉末发动机的关键技术及基本要求

粉末发动机是将粉末物质的化学能转化为机械能的装置，不管是粉末火箭发动机，还是粉末冲压发动机，都会涉及如下三个关键技术。

3.1 粉末推进剂的配方技术

粉末发动机以粉末物质为能量源，不同类型的发动机粉末种类可能不同，但对粉末燃料的基本要求为：

(1)装填率高，密度大。高能量密度是粉末发动机的重要优势，应该利用各种手段提高装填率，争取将装填率稳定到70%～75%以上。贝尔航空公司用粒径分别为30 μm和3 μm的铝粉以质量比70/30的比例进行混合，可将铝粉的装填率提高到77%[24]。

(2)能量高。针对具体的应用方式，必须筛选能量尽可能高的物质。铝、锂、硼、镁与水、空气、CO2的燃烧热较高，是粉末燃料的优选原料。高氯酸铵含氧量大，是粉末氧化剂的优选原料。

(3)颗粒粒度分布要与输送装置相匹配。对于正推活塞流化床装置，颗粒粒度应该在1 μm以上，否则流动性差，流化困难，也容易出现堵塞。

以上要求对于配方的选择往往存在矛盾，这时需要综合权衡和优化。

3.2 粉末推进剂输送及流量调节技术

总结过去70年提出或用过的粉末输送方法[39,60,89]，主要有五种：螺旋输送[36]，压力输送，活塞输送，粉末泵(文丘里式[60,90]，气动隔膜泵[91])，盘槽输送(slotted disk)。其中压力输送和活塞输送可以设计成多种结构，适应性较强，正推活塞流化床装置[23-24]就属于这种输送方法，而其他输送方法结构单一。除此之外，近年来HITOSHI等[57-59]还提出了利用静电或者电磁力输送粉末推进剂的方案，YOSHIHAMA[92]提出了模拟小肠蠕动来输送粉末的方法。

目前正推活塞流化床装置[23-24]是行之有效的粉末输送方法，但与工程应用的需求差距还很大，主要体现在：

(1)可靠性较低，活塞间隙的设计仅凭经验设计，活塞卡顿[22]等故障的机理不清楚；

(2)对于振动、过载等环境的适应性还有待验证；

(3)流量调节方法以及流量测量方法需要进一步发展和改进；

(4)粉末燃料输送的安全性需要给予足够重视，可以从推进剂配方、粉末输送方法等方面来解决，如对某些活性成分采用包覆工艺降低感度，合理选择粉箱内的挤压压强以及流动速度，降低摩擦生热和静电积累等。

3.3 粉末燃料燃烧组织技术

目前Al/AP粉末火箭发动机的燃烧效率最高约86%，金属粉末/空气冲压发动机的燃烧效率约75%～85%，纳米铝粉与液态水的燃烧效率、及铝粉与水蒸气的燃烧效率约85%～95%。

燃烧是发动机能量转换的关键环节。需要进一步开展粉末燃料燃烧组织技术的研究，借鉴航空发动机旋流燃烧技术、涡流燃烧技术，或者采取高温火焰增强、等离子体促燃等技术，把燃烧效率稳定到90%以上。粉末燃料的爆震燃烧技术需要进一步发展，为该新型发动机的研制奠定基础。

4 结束语

(1)目前在研的粉末发动机种类较多，根据工作原理可划分为粉末火箭发动机、粉末冲压发动机、粉末爆震发动机三大类。

(2)粉末发动机应用领域宽广，发展前景良好。不同推进剂体系的粉末发动机应用方向差异较大：Al/AP推进剂火箭发动机是最典型的粉末发动机，应用领域和常规火箭发动机的相同，其技术成熟度相对较高。金属粉末/空气冲压发动机主要用于超音速导弹或高超音速导弹推进领域。金属粉末/CO2推进剂体系(无论是火箭还是冲压)主要应用于火星开发。金属粉末/H2O推进剂体系可用于水下推进、空间推进、金属制氢等领域，是目前的研究热点。

(3)无论哪种类型的粉末发动机，都会涉及三项关键技术：粉末推进剂配方、粉末推进剂输送及流量调节、粉末燃料燃烧组织技术。其中粉末推进剂输送及流量调节技术是粉末发动机的技术瓶颈。正推活塞流化床装置是行之有效的粉末输送方法，但由于涉及复杂的稠密多相流、颗粒流，输送系统的工作稳定性、安全性，以及流量调节精度还有待提高。只要掌握了粉末物质的输送及流量调节技术取得全面突破，各种类型的粉末发动机将会出现井喷式发展。