DOI ：10.19297／j .cnki .41－1228／tj .2018.04.008
固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验
赵 翔1
，夏智勋1
，马立坤1
，吕 仲
2
（1.国防科技大学空天科学学院，长沙 410073；2.海军研究院，北京 100000）
摘 要：针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统，测量了推力、压力、温度和质量流量等参数，分析了试验结果，得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1％，燃烧效率为84.0％，推力增益为0.718kN ，推力增益比冲为3726.9N ·s ／kg 。
关键词：固体火箭超燃冲压发动机；地面直连试验；比冲；碳氢固体推进剂；燃烧室性能中图分类号：TJ 763；V 435 文献标识码：A 文章编号：1673－5048（2018）04－0057－05
0 引 言
X －43A 的成功飞行标志着使用液体燃料的超
燃冲压发动机技术趋于成熟。与液体燃料超燃冲压发动机相比，使用固体燃料的超燃冲压发动机具有结构简单、可靠性高、能量密度高等特点。由于不需要复杂的燃料供应系统或者作动装置，固体燃料超燃冲压发动机的系统可以设计得更加安全紧凑，且相比于液体推进剂，固体推进剂更易于
存储［1－2］
。但是，固体燃料超燃冲压发动机也存在一些缺点，比如流量调节控制困难、重复点火困难［3］
。目前，学术界对液体燃料超燃冲压发动机的
关注较多［4－6］
，而对固体燃料超燃冲压发动机的研究仍处于起步阶段。
Witt ［7］
和Angus ［8］
进行了固体燃料超燃冲压发动机的开拓性试验研究。Witt 用聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA ）作为固体燃料，通过使用氢气燃烧形成引导火焰，实现了燃烧室的点火和火焰稳定。但是，掺混燃烧效率对燃烧室的结构非常敏感。在Angus 的试验中，燃烧室的燃烧效率达到57％。后
来，Vaught 等人［9］
研究了双模态固体燃料超燃冲
压发动机在海拔H ＝24.4km 、马赫数Ma ＝6.0的
飞行工况下的可行性。但是，这种双模态构型增加了进气道设计的复杂性。随后，Ben －Yakar 等人［10－11］采用PMMA 作为固体燃料，通过一系列试验，在不需要任何辅助点火措施的情况下，实现了燃烧室的自点火和火焰稳定。采用凹腔作为火焰稳定器，但是固体燃料的燃烧会导致凹腔的消失，
最终燃烧室熄火。Cohen －Zur 和Natan ［12］
进一步研究了采用凹腔作为火焰稳定器的固体燃料超燃冲压发动机，建立了平均燃面退移速率和进口流量
参数的关系式。Ben －Arosh 等人［13］
利用简化燃烧模型，对超声速来流条件下固体燃料的燃烧进行了数值模拟，研究了进口气流马赫数和结构参数对
燃烧室性能的影响。Wang 等人［14］
针对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的比推力展开了研究，得出
比推力呈现持续下降趋势的结论。Saraf 和Gany ［15］
研究了添加金属粉末和不添加金属粉末的固体推进剂对超燃冲压发动机燃烧室的影响，得出含铝固体推进剂可以增加比推力，但是会降低比冲的
结论。Simone 等人［16－17］
对LiH 作为超燃冲压发动机固体燃料的可行性及其超声速燃烧性能
收稿日期：2018－07－09
基金项目：国家自然科学基金项目（11572349）
作者简介：赵翔（1992－），男，江苏扬州人，博士研究生，研究方向为航空宇航推进技术。
引用格式：赵翔，夏智勋，马立坤，等.固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验［J ］.航空兵器，2018（4）：57－61.
Zhao Xiang ，Xia Zhixun ，Ma Likun ，et al .Direct －Connected Ground Test of Solid －Fuel Rocket Scramjet ［J ］.Aero Weaponry ，2018（4）：
57－61.（in Chinese ）
2018年第4期2018年8月 航空兵器AERO WEAPONRY
2018No .4
Aug .2018
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