固体火箭超燃冲压发动机技术

第1章 绪论 1.1 超燃冲压发动机 飞行速度的不断提升是飞行器发展过程中长期追求的目标。飞行速度的提升可以缩短飞行时间，提高战争中的主动性和快速反应能力，增强武器装备的作战效能和攻击力，提升飞行器进入太空的能力等。大气层内的高超声速飞行是人类长期追求并已逐步实现的梦想。 高超声速飞行器大致分为三类，分别为空间轨道机动飞行器、助推滑翔再入飞行器和吸气式高超声速飞行器［14］。 空间轨道机动飞行器以X37B［5］为代表，其采用火箭或其他组合循环发动机为动力，具有进入近地轨道和再入大气层进行滑翔的能力。空间轨道机动飞行器可在轨道长期驻留且具有机动变轨能力，可快速到达指定区域，进行监视、侦察、电磁干扰，主要用于快速部署及回收卫星、对地面及空中目标实行攻击等。 助推滑翔再入飞行器以HTV2［6］为代表，其采用火箭等助推方式进入高空，然后无动力滑翔再入，通过反作用控制和气动控制两套控制系统联合控制飞行器实现机动飞行和全球快速到达。目前，此类飞行器主要用于高超声速导弹。 吸气式高超声速飞行器以X43A［7，8］、X51A［9］和HyFly［10，11］为代表，以超燃冲压发动机或其组合循环发动机为动力，可用于高超声速巡航导弹和组合循环动力空天飞机。 超燃冲压发动机是高超声速飞行器理想的动力装置，是实现高超声速巡航飞行的核心关键技术。超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。针对发动机各部件性能、各部件间的性能匹配，以及发动机的整体性能等问题，国内外学者已进行了大量的研究，并逐渐取得了显著的成果。X43A和X51A等飞行器飞行演示验证试验的成功，证实了超燃冲压发动机的实际可行性，标志着超燃冲压发动机技术研究已走出实验室环境，进入工程研制阶段，极大地激发了相关领域学者们的研究热情。 自20世纪50年代提出超燃冲压发动机这一概念以来，已经历了半个多世纪。2000年以后，Curran等［12］和Fry［13］对超燃冲压发动机的研究成果进行了总结，超燃冲压发动机技术大致经历了以下几个研究阶段。 20世纪50年代，主要是超燃冲压发动机概念提出及其可行性验证。1958年，Weber等［14］对冲压发动机在Ma 4～7范围内的工作性能进行了理论分析，指出超燃冲压发动机的性能在Ma 7以上具有较大优势。同年，美国的Ferri等［15］通过实验实现了燃料在超声速（Ma 3）气流中的稳定燃烧，从此开始了超声速燃烧和超燃冲压发动机技术研究［1618］。 20世纪60～70年代，主要是以高超声速飞行器为应用背景的氢燃料超燃冲压发动机技术研究。美国国家航空航天局开展了高超声速研究发动机（hypersonic research engine，HRE）计划。约翰斯？霍普金斯大学应用物理实验室开展了超燃冲压发动机导弹（supersonic combustion ramjet missile，SCRAM）计划［1921］。此阶段的研究主要以燃料点火及火焰稳定为主，在燃料射流方式、喷嘴结构形式、点火辅助方式、燃烧室构型等方面取得了大量的研究成果。 20世纪80～90年代，是超燃冲压发动机研究的一个高潮时期。美国开展了国家空天飞机（national aerospace plane，NASP）计划，德国开展了“桑格尔”（Sanger）空天飞机计划［2227］。以上两个计划受技术、经费等困难限制，*终相继中止，但为后续的研究积累了大量的经验。相比之下，俄罗斯在超燃冲压发动机技术方面取得了较大的研究进展，巴拉诺夫中央航空发动机研究所和茹科夫斯基中央空气流体力学研究院联合开展了“冷计划”，于1991～1998年先后进行了4次飞行试验，获得了大量的双模态冲压发动机实验数据［28］。我国也陆续开展了超燃冲压发动机理论分析［2931］工作，进行了基础实验［3236］和数值仿真［3742］研究。 20世纪90年代至今，为超燃冲压发机技术模型发动机和工程研制阶段［43］。 美国已相继开展了可承担快速响应导弹演示（affordable rapid response missile demonstrator，ARRMD）计划、高超声速飞行器试验（HyperX）计划、高超声速技术（hypersonic technology，HyTech）计划和高超声速飞行（hypersonic flight，HyFly）计划等。其中，*受世人关注的莫过于HyperX计划中X43A飞行器的飞行演示验证试验。2004年3月和11月，X43A飞行器分别进行了两次飞行试验，先后实现了Ma 6.83和Ma 9.68受控飞行，创造了新的纪录，奠定了美国在超燃冲压发动机技术领域的领先地位，标志着超燃冲压发动机技术从实验室研究进入工程研制阶段。X43A飞行器飞行试验的成功也极大地激发了相关领域学者的研究热情，吸引了更多学者的关注。 在碳氢燃料弹用超燃冲压发动机研制方面，美国开展了比较有影响的HyFly和X51A飞行试验。HyFly计划是在美国海军研究实验室和美国国防部高级研究计划局的联合支持下进行的，目标是通过飞行试验验证碳氢燃料超燃冲压发动机动力系统。HyFly飞行器采用轴对称构型，以双燃烧室超燃冲压发动机为动力，设计巡航高度27km、Ma 6.5。2004～2010年，美国先后进行了5次HyFly飞行试验，均以失败告终。X51A是一种高超声速导弹的缩比试验飞行器，采用碳氢燃料（JP7）主动冷却的超燃冲压发动机SJX612为动力装置。美国于2010年和2011年先后进行了两次有动力X51A飞行试验，采用吸热型碳氢燃料，飞行器由Ma 4.5成功加速至Ma 5以上，验证了碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术的可行性。 法国开展了PREPHA计划和Promethee计划，目的是研制以吸热型碳氢燃料双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹。澳大利亚开展了HyShot计划，目的是开展超声速燃烧性能研究，并先后进行了4次飞行试验。日本提出了HopeX计划，旨在开展可重复空间运输系统技术的研究。 我国陆续研制了大量的基础试验设备，开展了氢燃料和碳氢燃料的超燃冲压发动机技术研究，对进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管，以及发动机系统进行了探索性研究，并取得了卓越的成果。 1.2 固体燃料超燃冲压发动机 在超燃冲压发动机技术研究早期，主要采用液氢燃料，随着发动机技术的不断发展和改进，逐渐改用航空煤油等碳氢燃料作为发动机的推进剂。采用固体燃料的超燃冲压发动机技术的相关研究相对较晚，20世纪90年代后，以色列、美国等国家陆续开展了相关研究［44］。相对于使用液体燃料的发动机，使用固体燃料的发动机有大量优点： 结构简单，制造及维护成本低；推进剂长期储存在发动机内部，作战反应时间迅速；推进剂能量密度高；发动机体积比冲高等。因此，采用固体燃料的超燃冲压发动机的飞行器在特定的飞行任务中具有独特的优势。 与液体燃料超燃冲压发动机类似，固体燃料超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管三部分组成，只是燃料的储存、供给和燃烧室内的燃烧组织方式与液体燃料超燃冲压发动机有所不同。根据固体燃料的携带和燃烧组织方式，目前采用固体燃料的超燃冲压发动机构型大致可分三种［45，46］，分别为内壁装药固体燃料超燃冲压发动机、双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机和固体火箭超燃冲压发动机。 内壁装药固体燃料超燃冲压发动机结构简图如图1.1所示，固体推进剂粘贴或浇注于发动机的内壁，冲压空气经进气道压缩后进入超声速燃烧室，直接与固体燃料接触。固体燃料在超声速气流中热解，热解产物与空气掺混燃烧，燃烧产生的高温燃气流经尾喷管膨胀加速产生推力。 图1.1 内壁装药固体燃料超燃冲压发动机结构简图 双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机结构简图如图1.2所示，发动机有两个燃烧室，分别为亚声速燃烧室和超声速燃烧室，亚声速燃烧室主要用作燃气发生器。来流空气经进气道压缩后分为两股，分别进入超声速燃烧室和亚声速燃烧室。在亚声速燃烧室中，浇注或粘贴在壁面的固体燃料在亚声速气流中热解、燃烧，其工作过程与传统的固体燃料冲压发动机燃烧室相同，产生的富燃燃气进入超声速燃烧室，与超声速气流二次掺混燃烧，燃烧产生的高温燃气流经尾喷管膨胀加速后产生推力。 图1.2 双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机结构简图 固体火箭超燃冲压发动机结构简图如图1.3所示。贫氧固体燃料在燃气发生器中自维持燃烧，燃烧产生的富燃燃气进入超声速燃烧室，与超声速空气二次掺混燃烧，燃烧产生的高温燃气流经尾喷管膨胀加速后产生推力。 图1.3 固体火箭超燃冲压发动机结构简图 1.2.1 内壁装药固体燃料超燃冲压发动机 采用固体燃料的超燃冲压发动机的关键技术是实现燃料在超声速气流中的点火和稳定燃烧。1989年，美国的Witt［47］通过实验证实了固体燃料可以在超声速气流中燃烧，并提出了内壁装药固体燃料超燃冲压发动机燃烧室构型，其结构简图如图1.4所示，燃烧室壁面由固体燃料聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）制成，为轴对称结构，燃烧室前端设有凹腔。实验中来流空气总温为917K，经尾喷管膨胀至Ma 1.5后进入燃烧室。为维持固体燃料的稳定燃烧，在燃烧室中加入了少量的氢气。实验结果表明，固体燃料可以在超声速气流中燃烧，但点火及火焰稳定困难，燃烧室燃烧效率较低。 图1.4 内壁装药固体燃料超燃冲压发动机燃烧室结构简图 图1.5 Angus改进的超燃冲压发动机燃烧室结构简图 DTH：加热器喷管的喉径；XR：凹腔段的长度；DR：凹腔段的直径；Dr：等直段的直径；Lc：等直段的长度；α：扩张段的扩张角 1991年，Angus［48］在Witt的研究基础上进一步开展了超燃冲压发动机燃烧室实验，实验中改进了Witt采用的燃烧室构型，初步评估了超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。改进后的燃烧室构型包括凹腔、等直段和扩张段三部分，如图1.5所示。实验中燃烧室入口空气参数为： 总温556K、总压1.0MPa、Ma 1.5。实验中同样采用少量的氢气进行火焰稳定，实验结果表明，固体燃料的燃烧效率约为57％，固体燃料超燃冲压发动机具有作为超声速导弹动力装置的潜能。 1994年，以色列的Ben-Yakar等［49，50］在Augus的研究基础上改进了超燃冲压发动机燃烧室构型，改进后的燃烧室火焰稳定区由后向台阶、等直段和具有一定角度的前向台阶组成，结构简图如图1.6所示。在无外界辅助措施的情况下，改进后的燃烧室构型实现了固体燃料在超声速气流中的自维持燃烧。结合实验结果，给出了可自维持燃烧的燃烧室构型设计参数分布，如图1.7所示，图中数字为试验次数。实验中采用的固体燃料为PMMA，燃烧室入口空气参数为： 总温1200K、总压1.6MPa、Ma 1.6。通过壁面压力数据和影像数据，记录燃面退移过程，给出了燃料退移速率和燃烧室内的型面变化特性，固体燃料的燃烧效率为40％～50％。 图1.6 Ben-Yakar等改进的超燃冲压发动机燃烧室结构简图 图1.7 火焰稳定燃烧室构型设计参数分布 图1.8 实验中模拟的飞行工况 1998年，如图1.8所示，Cohen-Zur等［51］在Ben-Yakar等的基础上，通过实验研究了燃烧室入口参数和燃烧室几何参数对发动机性能的影响，拓宽了Ben-Yakar等及前人的研究范围。研究结果表明，燃烧室内流动和燃烧的特性受燃烧室入口条件的影响，在燃烧室工作前期，燃烧室内的流动状态可分为壅塞和非壅塞两种情况，后期，随着壁面的退移变为非壅塞状态。Cohen-Zur等并结合壁面压力测量数据和影像数据，给出了