李潮隆，夏智勛，馬立坤，趙翔，羅振兵，段一凡

國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

高超聲速飛行器X-43A[1-3]和X-51A[4-6]的飛行試驗成功演示，證實了超燃沖壓發(fā)動機作為高超聲速巡航動力的實際可行性，逐漸推動超燃沖壓發(fā)動機進入工程研制階段，已經(jīng)得到了國內(nèi)外相關(guān)領域科研工作者的高度重視[7-11]。固體火箭超燃沖壓發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、作戰(zhàn)反應時間短、體積比沖高等優(yōu)勢，有潛力成為未來高超聲速飛行的優(yōu)選動力裝置，具有廣闊的軍事應用前景。

2015年，夏智勛等[12-14]首次開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機地面直連試驗。該超燃沖壓發(fā)動機除了進氣道、隔離段，超聲速燃燒室和尾噴管之外，同時還搭載一個裝有貧氧固體推進劑的燃氣發(fā)生器。高能貧氧固體推進劑可在燃氣發(fā)生器內(nèi)自維持燃燒，一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃氣噴射進入超聲速燃燒室與經(jīng)過高超聲速進氣道和隔離段壓縮后的高溫主流進行二次摻混燃燒，燃燒產(chǎn)物經(jīng)過尾噴管膨脹加速產(chǎn)生推力。試驗設計工況為17 km和馬赫數(shù)4，證實了富燃燃氣可在超聲速燃燒室中穩(wěn)定點火燃燒，表明了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)方案的試驗可行性。

隨后，劉仔等[15]開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機燃氣噴注方式對發(fā)動機的性能影響研究，對燃氣噴注方式進行了優(yōu)化設計，表明存在一個最佳噴孔數(shù)量使得燃燒室性能最佳。趙翔等[16]使用碳氫推進劑開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機地面直連試驗，獲得了發(fā)動機直連推力增益比沖為372 s。劉洋等[17]使用含硼貧氧固體推進劑開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗和數(shù)值研究，實現(xiàn)了富燃燃氣在超聲速燃燒室中的穩(wěn)定點火，超聲速燃燒室的燃燒效率和總壓恢復分別為0.56和0.44。Salgansky等[8]開展了富燃燃氣溫度對發(fā)動機性能影響的理論研究，表明溫度較低的富燃燃氣可以延長固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的工作時間，進而起到降低發(fā)動機熱防護壓力和增大航程的作用。作者團隊[18]開展了不同擾流結(jié)構(gòu)對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的性能影響研究，表明支板、斜劈等擾流裝置的確可以增強富燃燃氣在超聲速燃燒室中的摻混性能，從而提升發(fā)動機整體性能。王寧飛等[19]采用凹腔-氣動斜坡組合穩(wěn)焰的方式開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗和數(shù)值研究，表明對于固體火箭超燃沖壓發(fā)動機性能而言，燃氣噴注方式的影響遠遠超過凹腔幾何結(jié)構(gòu)尺寸的影響。

綜上所述，目前關(guān)于固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的研究主要處于性能優(yōu)化階段，著重表現(xiàn)為如何實現(xiàn)帶有硼、碳等含能顆粒的氣固兩相富燃燃氣在超聲速燃燒室中的高效摻混燃燒。本文針對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的高效燃燒組織難題，選取了3種燃燒室構(gòu)型、兩種貧氧固體推進劑及其當量比這3個關(guān)鍵因素，開展了共計8次的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機性能試驗研究，獲得了超聲速燃燒室和發(fā)動機整體的試驗性能參數(shù)，為固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的工程設計與應用提供了參考。

1 試驗裝置及測量方法

1.1 試驗系統(tǒng)及測量方法

本文中的試驗開展均依托于國防科技大學固體火箭超燃沖壓發(fā)動機直連試驗系統(tǒng)，其系統(tǒng)架構(gòu)如圖1所示。該直連試驗系統(tǒng)由試驗臺架、加熱器、試驗發(fā)動機以及測量控制系統(tǒng)組成。加熱器采用氧氣/酒精/空氣三組元燃燒式加熱器，模擬的飛行工況為23 km，馬赫數(shù)5.5。加熱器出口的模擬空氣總溫約1 460 K，總壓約1.28 MPa，流量約1 kg/s。

圖1 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機直連試驗系統(tǒng)

試驗測量參數(shù)主要包括推力、質(zhì)量流量和壓力3類。試驗系統(tǒng)中各供應管路均采用柔性軟管且與軸向保持垂直連接，以去除管路連接對實際軸向推力測量的影響。試驗臺架通過兼具高強度和高柔韌性的鋼板彈簧與地面固定架進行柔性懸掛連接，以此保證推力傳感器實際測量值為加熱器和試驗發(fā)動機的軸向推力總和。推力傳感器選用量程為0～3 kN，其測量誤差為總量程的0.1%。質(zhì)量流量測量主要針對加熱器三組元的流量監(jiān)測，測量設備均采用渦輪流量計，其測量誤差為全量程的0.2%。壓力測點主要包括加熱器燃燒室、燃氣發(fā)生器內(nèi)部以及試驗發(fā)動機沿程壁面。加熱器燃燒室和燃氣發(fā)生器內(nèi)部壓力測量設備選用0～6 MPa的壓力傳感器，而壁面沿程壓力測量設備選用0～0.8 MPa的壓力掃描閥，兩者測量誤差均為總量程的0.5%。另外，采用攝像機對試驗過程中的燃燒室出口火焰圖像進行拍攝記錄，所有測量設備結(jié)合既定時序和同步器進行觸發(fā)，并通過以太網(wǎng)將測量數(shù)據(jù)實時傳輸至測控系統(tǒng)進行存儲。

1.2 試驗發(fā)動機及貧氧推進劑

本文中涉及的試驗采用了3種不同的發(fā)動機構(gòu)型，均由隔離段、燃燒室和燃氣發(fā)生器3部分組成，具體結(jié)構(gòu)及尺寸如圖2所示。其中，構(gòu)型2中的凹腔長深比為6.25(125 mm×20 mm)的開式凹腔構(gòu)型，凹腔-支板組合構(gòu)型3中的擾流結(jié)構(gòu)詳細尺寸參見文獻[20]。燃氣發(fā)生器內(nèi)部設計采用等截面積裝藥構(gòu)型，貧氧固體推進劑在燃氣發(fā)生器中一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃氣經(jīng)過燃氣發(fā)生器出口處的喉部以超聲速噴射進入燃燒室與來流空氣進行摻混燃燒。圖2中紅色箭頭表示富燃燃氣噴注位置及角度，構(gòu)型1、構(gòu)型2和構(gòu)型3的富燃燃氣噴射方向與來流方向夾角分別為60°、60°和30°。試驗中采用2種不同的貧氧固體推進劑，其主要成分分別為碳氫推進劑CH (丁羥∶鎂鋁∶高氯酸銨=50∶10∶40)和含硼質(zhì)量分數(shù)35%的推進劑B-35 (丁羥∶鎂鋁∶硼∶高氯酸銨=26∶7∶35∶32)。

圖2 3種固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗構(gòu)型

1.3 試驗工況設置

為了研究不同因素對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響，試驗工況設置如表1所示，共計開展了8次地面直連熱試發(fā)動機試驗。文中通過開展Exp-1、Exp-3、Exp-6、Exp-8共計4次試驗研究發(fā)動機構(gòu)型對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響；通過開展Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6和Exp-7共計5次試驗研究推進劑類型對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響；通過開展Exp-2、Exp-3、Exp-4和Exp-5、Exp-6、Exp-7共計6次試驗分別研究CH推進劑和B-35推進劑的試驗當量比對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響。

試驗當量比φ的定義為實際燃料/空氣質(zhì)量流量比與化學當量比的燃料/空氣質(zhì)量流量比的比值，計算公式為

(1)

表1 總試驗工況

2 試驗數(shù)據(jù)處理方法

由1.1節(jié)可知，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗中可測量的參數(shù)有推力、質(zhì)量流量和壓力。本文中評估超燃沖壓發(fā)動機性能的參數(shù)選取燃燒效率、燃燒室內(nèi)阻、內(nèi)推力比沖等。求解上述性能參數(shù)關(guān)鍵是要求解試驗發(fā)動機燃燒室的入口截面(即加熱器出口截面)和出口截面的實際流動參數(shù)，詳細計算過程請參見文獻[18, 21-22]。

超燃沖壓發(fā)動機燃燒效率ηΔT可定義為燃燒室出口-入口總溫升的實際值與理論值之比。計算公式為

(2)

式中：T為溫度；下標“t”表示滯止狀態(tài)；下標“exp”和“the”分別表示試驗值和理論值；下標“in”和“out”分別表示燃燒室入口截面和出口截面。燃燒室出口截面實際總溫可通過聯(lián)立出口截面壓力、質(zhì)量流量以及臺架推力三參數(shù)計算獲得[21]，燃燒室入口和出口截面的理論總溫可由熱力計算程序CEA[23]確定。

燃燒室內(nèi)阻D是綜合評價燃燒室內(nèi)流道設計的重要指標。燃燒室內(nèi)阻D定義為燃燒室熱試內(nèi)推力Fhot_in與推力增益ΔF之差，定義為

D=Fhot_in-ΔF

(3)

式中：Fhot_in數(shù)值上等于超聲速燃燒室出口截面與入口截面的沖量差值； ΔF數(shù)值上等于試驗臺架的推力增益值。

發(fā)動機內(nèi)推力比沖If是評價超燃沖壓發(fā)動機總體性能的關(guān)鍵參數(shù)。計算超燃沖壓發(fā)動機總體性能時，假設進氣道絕熱且流量系數(shù)為1，無附加阻力，尾噴管為理想膨脹。根據(jù)假設，可計算發(fā)動機高空狀態(tài)下的總內(nèi)推力Ftotal_in[21]。內(nèi)推力比沖If則可表示為

(4)

3 試驗結(jié)果與討論

3.1 不同發(fā)動機構(gòu)型

發(fā)動機內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)對發(fā)動機內(nèi)流場有著重要影響，本文研究了3種不同內(nèi)部構(gòu)型對試驗發(fā)動機的性能影響。試驗工況設置如表2所示，通過開展Exp-1和Exp-3兩次試驗可比較構(gòu)型1和構(gòu)型3在選用CH推進劑且在相近當量比下的發(fā)動機性能差異，通過開展Exp-6和Exp-8兩次試驗可比較構(gòu)型2和構(gòu)型3在選用B-35推進劑且在相近當量比下的發(fā)動機性能差異。

表2 不同發(fā)動機構(gòu)型的試驗工況

圖3和圖4分別為Exp-1和Exp-3兩次試驗中燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨當量比的變化規(guī)律。在近似相同的當量比范圍內(nèi)，使用CH推進劑的發(fā)動機構(gòu)型3的燃燒效率和內(nèi)推力比沖遠高于構(gòu)型1的對應性能參數(shù)。由圖2可知，基準構(gòu)型1的摻混模式為壁面富燃燃氣橫向射流直接與主流摻混，而構(gòu)型3壁面富燃燃氣橫向射流與主流摻混之后的混合氣又通過凹腔-支板組合裝置得到了進一步摻混。這表明雖然單獨橫向射流的摻混模式已經(jīng)在液體超燃沖壓發(fā)動機領域扮演了十分重要的角色[24-28]，但在固體火箭超燃沖壓發(fā)動機中摻混性能有限，導致富燃燃氣在超聲速燃燒室中燃燒組織性能較低。相對來說，使用凹腔-支板組合裝置的構(gòu)型3在試驗過程中摻混效果得到了顯著增強，從而發(fā)動機性能得以大幅提升。另外，使用構(gòu)型1和構(gòu)型2開展試驗時的燃氣噴射角度為60°，而使用構(gòu)型3的對應噴射角度為30°。眾所周知，對于橫向射流摻混而言，噴射角度越大，射流穿透深度越大，從而摻混效果越好，進而燃燒效率越高。而實際試驗過程表明使用構(gòu)型3的燃燒效率更高，因此進一步表明凹腔-支板組合裝置使得摻混效果得到了顯著增強。在試驗當量比范圍內(nèi)，使用構(gòu)型3的Exp-3燃燒效率均值接近0.8，內(nèi)推力比沖均值接近680 s，表明該凹腔-支板組合裝置可以顯著提升固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的燃燒效率和總體比沖性能。

圖3 Exp-1和Exp-3的燃燒效率

圖4 Exp-1和Exp-3的內(nèi)推力比沖

圖5和圖6分別為Exp-6和Exp-8兩次試驗中燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨當量比的變化規(guī)律。兩次試驗均使用B-35推進劑，在試驗當量比的范圍內(nèi)，構(gòu)型3的燃燒效率和比沖性能均高于構(gòu)型2。這里先定義極限摻混當量比，極限摻混當量比的定義為在給定燃料類型和發(fā)動機構(gòu)型的前提下，試驗發(fā)動機燃燒效率隨當量比變化函數(shù)極值點所對應的當量比。顯然，極限摻混當量比與推進劑類型、試驗構(gòu)型、燃料噴注方式、來流工況等因素相關(guān)。

從圖5可以看出，在試驗當量比范圍內(nèi)，構(gòu)型2的燃燒效率隨著當量比的增大而下降，而構(gòu)型3的燃燒效率隨著當量比的增大而增大。因此，構(gòu)型3的極限摻混當量比相對更大。對更高的當量比范圍，構(gòu)型3仍然能夠保持較好的摻混燃燒效果。

圖5 Exp-6和Exp-8的燃燒效率

圖6 Exp-6和Exp-8的內(nèi)推力比沖

圖7表示4次試驗中燃燒室內(nèi)阻隨當量比的變化規(guī)律。從圖中可以看出，相同燃燒室構(gòu)型的內(nèi)阻隨當量比的變化較小。燃燒室內(nèi)阻主要包括燃燒室自身結(jié)構(gòu)阻力以及燃燒室內(nèi)流場阻力，這表明由于橫向射流引起的燃燒室內(nèi)部激波結(jié)構(gòu)變化進而引起的燃燒室內(nèi)流場阻力隨當量比變化較小，而由于燃燒室內(nèi)部結(jié)構(gòu)變化引起的燃燒室內(nèi)阻變化較大。從Exp-3和Exp-6兩次試驗結(jié)果來看，雖然試驗當量比和試驗推進劑都不一致，但由于燃燒室結(jié)構(gòu)相同，兩次試驗計算所得到的燃燒室內(nèi)阻較為接近。因此，在給定來流參數(shù)的條件下，燃燒室內(nèi)阻主要取決于燃燒室內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)，而與試驗當量比和推進劑類型相關(guān)性不大。從燃燒室內(nèi)阻分析來看，3種構(gòu)型的燃燒室內(nèi)阻從小到大排序為構(gòu)型1<構(gòu)型2<構(gòu)型3。這說明相比基準構(gòu)型1，帶凹腔的構(gòu)型2會進一步增大冷流內(nèi)阻，約40 N；而構(gòu)型3的冷流內(nèi)阻則大大增加，約210 N。燃燒室內(nèi)阻的大小直接關(guān)系發(fā)動機的整體推力性能，雖然構(gòu)型3的凹腔-支板組合裝置帶來了較大燃燒室阻力，但是同時也增強了燃燒室內(nèi)部的摻混性能，從而進一步提升了發(fā)動機的整體比沖性能。

綜上所述，3種構(gòu)型的性能優(yōu)劣為構(gòu)型3>構(gòu)型2>構(gòu)型1。雖然構(gòu)型3的燃燒室內(nèi)阻較大，但相比構(gòu)型1和構(gòu)型2，其帶來的摻混效率增益進而帶來的性能增益要大于燃燒室內(nèi)阻增大引起的劣勢影響。因此，發(fā)動機幾何結(jié)構(gòu)設計應該全面考慮燃燒室內(nèi)阻、摻混性能等因素的綜合影響。

圖7 Exp-1、Exp-3、Exp-6和Exp-8的燃燒室內(nèi)阻

3.2 不同推進劑

為了探究推進劑類型對發(fā)動機的性能影響，本文以構(gòu)型3開展了使用兩種不同推進劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗，試驗工況設置如表3所示。

表3 不同推進劑的試驗工況

首先利用熱力計算軟件對兩種類型的貧氧固體推進劑進行能量特性分析及一次燃燒產(chǎn)物理論分析。使用熱力計算軟件CEA[23]得到2種不同推進劑的熱值，CH推進劑熱值約24.7 MJ/kg，而B-35推進劑熱值約33.5 MJ/kg。因此，相比碳氫推進劑而言，在同樣釋熱效率的情況下，含硼推進劑的理論比沖應該更高。

通過CEA[23]熱力計算對兩種推進劑的一次燃燒產(chǎn)物進行簡化處理，只提取一次燃燒產(chǎn)物中的可燃組分，包括氣相和凝相兩部分。圖8為兩種推進劑的一次燃燒產(chǎn)物中各可燃組分的質(zhì)量分數(shù)和能量分數(shù)占比情況。由圖8可知，CH推進劑一次燃燒產(chǎn)物的主要可燃組分為一氧化碳(CO)、氫氣(H2)和碳(C)顆粒，而含硼推進劑中則多了一項硼(B)顆粒。表4為兩種不同推進劑的一次燃燒產(chǎn)物中氣相和凝相的質(zhì)量分數(shù)和能量占比分數(shù)，相比CH推進劑，B-35的一次燃燒產(chǎn)物中凝相組分的質(zhì)量分數(shù)和能量占比分數(shù)顯著增大，其凝相組分能量占比分數(shù)高達75.30%。因此對于高能含硼貧氧固體推進劑的二次燃燒組織問題，首要考慮的是如何實現(xiàn)含能顆粒(碳、硼顆粒)在超聲速燃燒室中的高效燃燒。也只有實現(xiàn)了顆粒的高效燃燒，才能發(fā)揮出高能固體推進劑的高熱值和高比沖優(yōu)勢。

圖8 兩種推進劑的一次燃燒產(chǎn)物中可燃組分的質(zhì)量和能量分布

表4 一次燃燒產(chǎn)物中氣相/凝相質(zhì)量和能量占比

圖9和圖10分別為Exp-4和Exp-6兩次試驗的燃氣發(fā)生器試驗前后喉部對比，可見后者的喉部沉積更為嚴重。表5為Exp-4和Exp-6兩次試驗在試驗前后的喉徑測量值，使用CH推進劑的喉徑變化約1%，而使用B-35推進劑的喉徑變化接近9%，這表明使用B-35推進劑的一次燃燒產(chǎn)物更容易在喉部沉積，這是可能是由于碳顆粒燃燒產(chǎn)物為氣不易沉積，而硼顆粒燃燒產(chǎn)物為三氧化二硼，沸點較高，更容易附著于喉部壁面處。

圖9 Exp-4試驗前后燃氣發(fā)生器喉部照片對比

圖10 Exp-6試驗前后燃氣發(fā)生器喉部照片對比

表5 試驗前后喉徑測量

圖11為Exp-4和Exp-6兩次試驗中燃氣發(fā)生器壓力隨工作時間的變化曲線，可以發(fā)現(xiàn)兩次試驗的燃氣發(fā)生器壓力都存在點火壓力峰，這是由點火藥在有限空間突然爆炸形成的。除此之外，使用B-35推進劑的燃氣發(fā)生器壓力曲線明顯存在更多峰值振蕩，分析認為該壓力振蕩正是由于在試驗前期一次燃燒產(chǎn)物在喉部反復沉積、脫落而引起喉部面積突然變化進而引起燃氣發(fā)生器內(nèi)部的壓力振蕩。而到了試驗后期，壓力曲線較為平穩(wěn)，這是由于隨著反應的進行，燃氣發(fā)生器喉部殼體已經(jīng)維持了較高溫度，這時硼顆粒的燃燒產(chǎn)物三氧化二硼不再那么容易在喉部冷凝沉積。對于存在峰值振蕩的現(xiàn)象更為直觀的解釋可以仔細觀察圖9和圖10的試驗后喉部圖像，可以發(fā)現(xiàn)使用CH推進劑的試驗后喉部沉積表面較為光滑，可能是一直緩慢沉積而未脫落形成的，而使用B-35推進劑的試驗后喉部沉積表面具有明顯的不光滑起伏物，這其實有可能是試驗前期表面塊狀沉積物反復沉積、脫落造成的。

圖11 Exp-4和Exp-6的燃氣發(fā)生器壓力隨時間變化曲線

圖12和圖13分別為Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7這5次試驗的燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨當量比的變化。圖中顯示，針對構(gòu)型3在相近當量比的條件下，使用CH推進劑的燃燒效率和內(nèi)推力比沖均高于使用B-35推進劑的對應性能參數(shù)。由圖8推進劑能量特性分析可知，B-35推進劑的一次燃燒產(chǎn)物中的凝相能量占比顯著增大，其凝相中硼顆粒的能量占一次燃燒產(chǎn)物總能量的56.98%。而硼顆粒的燃燒溫度[29-31](約2 000 K)遠高于碳顆粒燃燒溫度[32-33](約1 000 K)，所以硼顆粒在超聲速燃燒室中更難組織燃燒。從圖12可知針對構(gòu)型3使用相同推進劑的試驗中，燃燒效率和當量比呈近似的正相關(guān)關(guān)系，這表明不論是CH推進劑還是B-35推進劑，使用構(gòu)型3的極限摻混當量比較大，因為圖12中暫未出現(xiàn)燃燒效率隨當量比增大而下降的現(xiàn)象。因此，對于使用CH推進劑或者B-35推進劑，構(gòu)型3均可以滿足高當量比下的燃燒性能。

圖12 Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7的燃燒效率

圖13 Exp-2、Exp-3、Exp-4、Exp-6、Exp-7的內(nèi)推力比沖

圖14為Exp-4和Exp-6兩次試驗的燃燒室出口火焰圖像。由圖14可知，使用CH推進劑的Exp-4中燃燒室出口火焰明亮，邊緣呈亮黃色而中心呈白亮，而且出口尾流中未見明顯兩相流動，這表明Exp-4中的一次燃燒產(chǎn)物的碳顆粒燃燒較好，因此總體燃燒性能較好。在Exp-6的燃燒室出口火焰呈現(xiàn)微弱的綠色，表明該次試驗中的一次燃燒產(chǎn)物的硼顆粒發(fā)生了燃燒，但出口尾流中仍然可以觀測到明顯的顆粒射流，這表明在該次試驗中的顆粒燃燒效率較低，從而總體燃燒效率較低。

圖14 Exp-4和Exp-6的燃燒室出口火焰圖像

綜上所述，推進劑類型對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響較大。理論上講，對于同空燃比、同燃燒效率的情況，推進劑熱值更高顯然會帶來更高的理論比沖。而對于固體貧氧推進劑而言，一般會通過添加高能顆粒，例如硼等(鈹有劇毒)的方式來提升推進劑綜合熱值。但由于硼的理化性質(zhì)，使得硼顆粒在超聲速燃燒室中的燃燒組織較為困難。因此，對于固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的推進劑選擇，需要更加注重推進劑熱值及其理化性質(zhì)等綜合因素之間的權(quán)衡。

3.3 不同當量比

對于固體火箭超燃沖壓發(fā)動機，在保證推力性能滿足要求的前提下，當量比越低，飛行器攜帶同樣質(zhì)量或體積的推進劑射程更遠。由3.2節(jié)可知，不同推進劑在不同當量比下的試驗燃燒性能不同，甚至有些推進劑在低當量比下燃燒效率很低，不足以為飛行器提供足夠的巡航推力。

為了探究當量比對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響，使用構(gòu)型3開展了使用2種不同推進劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機試驗，試驗工況設置如表6所示。通過開展Exp-2、Exp-3、Exp-4和Exp-5、Exp-6、Exp-7共計6次試驗分別探究CH推進劑和B-35推進劑的試驗當量比對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的性能影響。

表6 不同當量比的試驗工況

圖15和圖16表示Exp-2、Exp-3、Exp-4這3次試驗的燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨當量比的變化。由圖可知，使用CH推進劑以構(gòu)型3進行試驗，在當量比0.4～0.7的范圍內(nèi)，燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨著當量比的升高而增大。對于給定構(gòu)型，從化學動力的角度分析，燃燒效率主要取決于摻混效率和燃燒室的溫度與壓力參數(shù)。由3.1節(jié)極限摻混當量比定義可知，針對構(gòu)型3，使用CH推進劑的極限摻混當量比應大于0.7。在低于極限摻混當量比下，隨著當量比的上升，一方面富燃燃氣射流的穿透深度增加，提升了摻混效率；另一方面，富燃燃氣燃燒釋熱增加，提升了燃燒室的溫度和壓力。這兩個因素綜合影響，進而提升了有限長度燃燒室中的化學反應速率，最終提升了發(fā)動機的燃燒效率和內(nèi)推力比沖。使用CH推進劑以構(gòu)型3進行試驗，在當量比0.4～0.7的范圍內(nèi)，燃燒效率在0.6～0.8之間變化，內(nèi)推力比沖變化范圍為500～700 s。在當量比0.60附近，燃燒效率峰值達0.82，內(nèi)推力比沖峰值達687 s。

圖15 Exp-2、Exp-3、Exp-4的燃燒效率

圖16 Exp-2、Exp-3、Exp-4的內(nèi)推力比沖

圖17和圖18表示Exp-5、Exp-6、Exp-7共3次試驗的燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨當量比的變化，該3次試驗采用構(gòu)型3研究了使用B-35推進劑時當量比對發(fā)動機性能的影響。由圖17可知，針對構(gòu)型3，使用B-35推進劑的極限摻混當量比在0.65附近。在當量比0.4～0.9的變化范圍內(nèi)，燃燒效率和內(nèi)推力比沖隨著當量比同步變化，均呈現(xiàn)出先增大后減小的趨勢，極值點位于極限摻混當量比附近。在該3次試驗研究的當量比范圍內(nèi)，燃燒效率在0.5～0.7之間變化，內(nèi)推力比沖的變化范圍為400～600 s。當量比接近極限摻混當量比時，燃燒效率最高達0.69，內(nèi)推力比沖最高達592 s。

圖17 Exp-5、Exp-6、Exp-7的燃燒效率

圖18 Exp-5、Exp-6、Exp-7的內(nèi)推力比沖

綜上所述，在保證試驗構(gòu)型、來流條件和當量比一致的情況下，使用CH推進劑的燃燒效率和內(nèi)推力比沖均大于使用B-35推進劑的，而且使用CH推進劑的極限摻混當量比要比使用B-35推進劑的更大。這也進一步表明：在超聲速來流下，CH推進劑一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃氣更容易組織燃燒。另外，與理論計算結(jié)果[34]對比發(fā)現(xiàn)，試驗發(fā)動機比沖并不是隨著當量比的上升而不斷減小，這是因為在理論計算中，一般假設燃燒完全。而實際試驗過程需要綜合考慮富燃燃氣在超聲速燃燒室中的摻混效率和燃燒效率，才能進一步確定影響推力或比沖性能的關(guān)鍵因素。

4 結(jié) 論

1) 通過開展不同構(gòu)型的發(fā)動機試驗，表明帶有凹腔-支板組合裝置的構(gòu)型3性能最優(yōu)。雖然其冷流內(nèi)阻最大，但該裝置帶來的摻混效率增益進而帶來的性能增益要大于燃燒室內(nèi)阻增大引起的劣勢影響。

2) 以構(gòu)型3分別開展了使用碳氫推進劑和含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑的試驗研究，使用碳氫推進劑的發(fā)動機性能整體優(yōu)于使用含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑對應的性能參數(shù)。這是由于在超聲速氣流中，硼顆粒更難實現(xiàn)高效燃燒導致的。

3) 通過開展使用碳氫推進劑和含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑的發(fā)動機試驗研究，結(jié)果表明使用含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑的一次燃燒產(chǎn)物更容易在喉部沉積，其燃氣發(fā)生器壓力曲線也存在更多峰值振蕩的現(xiàn)象。

4) 使用構(gòu)型3開展了不同當量比對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機性能影響的試驗研究。使用碳氫推進劑的極限摻混當量比大于0.7，而使用含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑的極限摻混當量比在0.65附近。

5) 在本文試驗研究的范圍內(nèi)，針對構(gòu)型3，使用碳氫推進劑的燃燒效率峰值約0.82，此時對應內(nèi)推力比沖峰值約687 s；而使用含硼質(zhì)量分數(shù)35%推進劑的燃燒效率峰值約0.69，此時對應內(nèi)推力比沖峰值約592 s。