2018, Vol. 39
随着人类对近地空间的开发以及对外太空领域的探索，航天器飞行任务日趋多元化，工作环境更加复杂多变。对于长期执行在轨任务的武器装备以及星际旅行任务的飞行器，其动力系统不仅需要满足在太空极端环境温度下正常工作和长时间储存的性能，同时还要具备发动机多次启动、推力调节等能量管理的功能；对于航程远、周期长的星际探索任务（如月球、火星、金星探测任务）飞行器，其推进剂形式不仅需要满足高能、钝感、成本低、无毒性的传统性能要求[1, 2]，还应具有就地取材[3, 4]，临时补充飞行能源的能力[5, 6]，以减小飞行器质量、降低发射成本。各国研究者在努力完善常规推进方式的同时，亦在积极拓展新型推进方式，以满足航天飞行任务的多元化需求，推动人类对外太空资源的探索与开发。
20世纪60年代，PDFB（Positive Displacement Fluidized Bed）应用于火箭发动机环境中粉末输送以来[7]，粉末储存与燃烧空间开始隔离，其在新型粉末推进系统中的利用再度被重视起来。粉末推进剂在发动机中储存形态为固体颗粒，输送状态为气固两相流体。相对于传统推进系统，粉末推进剂具有以下优点：
（1）流态化的粉末推进剂具有理想的流动、流变特性，推进剂供给具有较强的节流能力，便于推进剂输送的关停与流率控制。
（2）粉末推进剂储存形态为固体颗粒，具有优秀的环境温度适应能力，不存在低温玻璃化、低温凝结等储存问题，粉末输送与点火无需预热，这使推进系统在近地空间、外太空等高寒环境中可实现长期贮存和即时响应。
（3）粉末推进剂无需粘结剂与液载成分，粉末推进剂制备无需考虑相容性问题，推进剂组元选择更加灵活多样，制作成本更加低廉。
（4）同传统推进剂相比，粉末推进剂的贮存、运输以及使用对推进剂预处理、包装等技术工艺要求更加宽松。
（5）颗粒燃烧尺寸与颗粒原始粒径、流化破碎效果相关，颗粒燃烧初始条件为气固两相流中的弥散形态，因此颗粒聚团燃烧带来的负面影响大幅减小，颗粒掺混与燃烧效果显著提升。
（6）粉末原料取材与来源广泛，粉末颗粒无毒、化学稳定性好、不易泄露，便与储存与运输[8]，符合推进剂绿色环保的发展趋势。
新型粉末火箭推进系统以粉末颗粒为推进剂，具有结构相对简单、对环境温度不敏感的性能优势，同时又具有推力实时可调、多脉冲启动关机等功能优势，特定组合方式条件下可满足深空探测就地取材要求，在近地空间开发以及深空探测领域具有深远的研究价值。当前粉末火箭发动机类型主要包括：Al/AP粉末火箭发动机[9~12]，PE/AP粉末火箭发动机[13]，Mg/CO2粉末火箭发动机[5, 14~16]，Al/LOX粉末火箭发动机[17]，Al/N2O粉末火箭发动机[18]等。
目前，新型粉末火箭发动机研究普遍处于概念和实验室预研阶段，各国粉末火箭发动机研究并不系统，为便于发动机研究历程的叙述和关键技术的横向对比，本文主要针对具有代表性的双粉末组元Al/AP粉末火箭发动机和单粉末组元Mg/CO2粉末火箭发动机，介绍粉末火箭发展历史与现状，简述了粉末装填与预处理、粉末输送供给、粉末喷注与燃烧等粉末火箭发动机关键技术，介绍了粉末火箭发动机系统实验研究的主要方法，概括了粉末发动机当前面临的主要技术问题以及研究方向。
2 粉末火箭发动机研究历史与现状推进剂技术的发展是火箭发动机发明与革新的必要技术条件，粉末推进剂的应用与相关发动机技术的革新贯穿火箭推进研究历史过程。从早期黑火药火箭的发明到当今新型粉末火箭技术的改进，研究者开展了大量的理论研究与工程尝试，在粉末发动机技术研究领域积累了宝贵的经验。因此，回顾粉末火箭发展历程对于后续研究者理解粉末火箭工作特点，把握粉末火箭技术现状，明确未来发展与应用方向具有重要意义。
2.1 黑火药粉末火箭中国在唐代就已经发明了黑火药，而粉末形态的黑火药则是火箭发动机推进剂的原始形态。经过不断的改进，中国、印度、欧洲的黑火药火箭技术被广泛的应用到军事，比较著名的有康格里夫火箭、黑尔火箭等。
19世纪末~20世纪初，齐奥尔科夫斯基火箭理论的提出和拉瓦尔喷管的应用，现代火箭技术得到迅猛的发展，以改良的黑火药为推进剂的粉末火箭发动机是火箭推进动力系统的主要形式[19]。其通过将黑火药直接装填或者经过压缩成型后装填至发动机壳体中点燃产生推力。粉末火箭发动机由于结构简单、制作加工方便、推进剂成本低廉、储存运输性能好、便于使用等优点，被广泛应用于反坦克火箭弹、防空火箭弹、轰炸机炸弹以及飞机起飞助推装置，如图 1。
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Fig. 1 Inchoate powder rocket booster applied to airplane[19] |
1926年，Robert首次发射液体火箭以来，美国火箭学会（ARS）就关于液体火箭或干火箭（Dry rocket）的性能优势等问题展开了探讨。Parsons和Gordon对粉末火箭性能开展了大量的实验研究[20, 21]，受限于粉末供给技术条件，粉末装药与燃烧场所无法隔离，粉末火箭较差的稳定性与安全性使得粉末火箭技术的发展受到较大冲击。
20世纪50~60年代，Brandenberger等[22]提出了一种喷管喉径可变的粉末火箭发动机构型（如图 2所示），在一定程度上改善了受环境温度影响条件下推进系统点火燃烧性能，使粉末火箭发动机能够满足极端温度条件下（-60~60℃），空-空导弹、空-地导弹的使用要求；Precoul[23]提出了一种多管状装药粉末火箭发动机构型（如图 3所示），该种结构增加了粉末发动机工作的稳定性和安全性，提高了粉末推进剂装填效率，简化了发动机结构和加工难度，主要用于反坦克武器动力系统。
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Fig. 2 Powder rocket with throat pintle[22] |
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Fig. 3 Antitank powder rocket engine[23] |
近代粉末火箭研究中，粉末推进剂主要为改进型的单组元黑火药，虽然在粉末包装、改性、发动机壳体结构等方向进行了探索与改进，但相较于同时期液体火箭技术，粉末火箭性能在以下四个方面有待提高：
（1）粉末燃速难以控制，燃烧室压力不确定性较大，发动机工作重复性无法保障。
（2）粉末燃烧稳定性较差，装药量较大情况下发动机爆炸危险性较高。
（3）发动机工作时间较短，难以实现恒压燃烧，推力有效输出能力较差。
（4）发动机只能实现单脉冲工作，无法实现多次启动关机。
虽然受到粉末供给技术、粉末燃烧技术以及粘结技术的限制，黑火药发动机的研究一度被搁置，粉末推进系统的探索与尝试从未停止过。粉末连续喷注、推进剂物理形态改进[20]以及相关粉末预包装[19]构想的相继提出为后续新型粉末火箭发动机和固体火箭发动机的发展指明了方向。
2.2 新型粉末火箭发动机新型粉末火箭发动机具有优秀的环境温度适应能力，在高轨道以及深寒太空环境下实现长期储存和即时启动，这对加速环地球太空和外太空环境的探索与开发具有重要意义；另外，粉末火箭子技术（如粉末输送技术、粉末点火与燃烧技术）便于移植，不同类型的推进技术交叉融合将会显著促进混合动力技术的发展，如粉末-液体火箭发动机、粉末-固体燃料组合冲压发动机[24]、粉末燃料冲压发动机[25~27]、粉末水冲压发动机[28, 29]等。
新型粉末火箭发动机具有独立粉末储箱与燃烧室，发动机工作时，首先利用粉末供给装置将粉末推进剂输送到粉末离散器中，而后粉末在流化气体的夹带作用下均匀喷撒到燃烧室中，在燃烧室内进行充分掺混燃烧，产生高温高压燃气，最后通过喷管排出产生推力。Mg/CO2粉末发动机和Al/AP粉发动机分别属于单粉末组元和双粉末组元发动机，以下对其研究进程进行简要介绍。
2.2.1 Al/AP粉末火箭发动机1968年，贝尔航空公司提出了一种新型粉末火箭发动机系统（图 4），并验证了该系统稳定工作的可行性。该发动机是一种以Al/AP粉末为推进剂的双组元火箭动力系统[9]，其首次将粉末推进剂的储存与燃烧场所隔离开，大大提高粉末火箭发动系统工作与储存的安全性和稳定性。该类型粉末推进系统具有了粉末输送冷调节的能力，使粉末火箭发动机能量管理和推力输出更加灵活，并且使发动机具有在极端环境温度下长时间储存和正常工作的能力，在粉末火箭发展史上具有重要意义。贝尔航空公司针粉末火箭技术进行了系统研究，包括：粉末装填包装技术、粉末输送技术、粉末流化技术[30]及粉末燃烧技术[31]等，为PE/AP粉末燃气发生器[32]以及后续的Mg/CO2粉末火箭发动机的研究奠定了基础。
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Fig. 4 Al/AP powder rocket system[9] |
2015年，西北工业大学Li等[12]针对Al/AP粉末火箭发动机多脉冲功能开展了较为细致的实验研究，其采用气压驱动活塞气流夹带粉末供给方式和非预混粉末环形喷注方式，实现了短时间间隔条件下发动机连续四次启动，以及长时间间隔条件下发动机三次启动，试验结果显示发动机多脉冲启动具有较好的重复性，通过提高发动机工作压力可以有效减小燃烧室压力震荡幅度（如图 5）。
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Fig. 5 Four-pulse test of powder rocket[12] |
星际探索过程中，通过在外太空环境就地补充能源可大大降低飞行费用[5]。自从1969年水手6号成功掠过火星，首次获得火星大气成分数据以来，能够利用火星大气环境中CO2的推进方式[33, 34]就一直是火星探测就地取材方案[35, 36]关注的热点。90年代初，Shafirovich等对各种燃料与CO2燃烧方案的筛选分析，最终提出Mg/CO2火箭作为火星表面推进动力的方案[37~39]。
目前，已开展Mg/CO2粉末火箭发动机系统相关实验研究的单位有：韦克曼航天推进公司（Wickman Spacecraft & Propulsion Co.）、马歇尔空间飞行中心（NASA Marshall Space Flight Center）、滨州州立应用实验室（Applied Research Laboratory，The Pennsylvania State University）以及西北工业大学等，见表 1，具体研究情况如下：
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Table 1 Research work of Mg/CO2 powder rocket system |
（1）1999年，Wickman[15]针对火箭模式和涡轮吸气模式的Mg/CO2推进可行性进行了验证试验，其中涡轮吸气式发动机工作数秒就因涡轮叶片的积碳问题停止了工作，而火箭模式试验通过采用双电弧点火、改进燃烧室构型以及内部流动参数克服了发动机点火问题，测量获得了3s左右180N推力，同时也遭遇了燃烧室压力震荡等问题，如图 6。
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Fig. 6 Ignition of Mg-CO2 powder rocket[15] |
（2）2005年，John等[40]对Mg/CO2粉末火箭发动机作为返回火星轨道上升段飞行器（MAV）及跳跃式火星探测器动力系统方案可行性进行了系统分析，提出通过常压燃烧研究、高压燃烧研究逐步开展Mg/CO2粉末火箭样机的研制，并通过实验对粉末供给、常压稳定燃烧等单项技术进行了尝试，如图 7。
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Fig. 7 Atmospheric combustor for Mg/CO2[40] |
（3）2011年，Szabo等[5]首次搭建了Mg/CO2粉末火箭发动机系统，该系统主体由3部分构成：燃烧系统、氧化剂供应系统、粉末燃料供应系统，相关附属器件包括：H2/O2点火器、光学测温设备、压力和推力测量设备等。通过改变氧燃比进行了Mg/CO2点火实验，最大推力达到53N，实验过程中出现了一定的燃烧震荡和燃烧压力缓慢爬升现象，如图 8，图 9所示。
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Fig. 8 Ignition of Mg/CO2 prototype rocket engine[5] |
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Fig. 9 Mg/CO2 powder rocket system[5] |
（4）西北工业大学张胜敏等[16]进行了电机驱动和气压驱动式的Mg/CO2粉末火箭发动机实验研究，实现了Mg/CO2推力调节以及热启动条件下的多脉冲功能，同时针对Mg/CO2燃烧积碳和多次进气的燃烧组织等问题进行了系统的研究。图 10为发动机实验羽流，图 11为燃烧室沉积实物，其中沉积表层为关机时凝结的少量MgO，基层为异质反应导致的积碳。
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Fig. 10 Ignition of Mg/CO2 rocket engine with multiple-inlet of gas |
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Fig. 11 Deposition in combustion chamber |
自1968年Loftus等[9, 10]首次实现了粉末推进剂储存空间与燃烧空间的隔离，使发动机工作可靠性、稳定性、重复性、可控性等工作性能有了较大的提升，粉末火箭发动机技术涉及粉末输送、气固两相点火燃烧、发动机系统工程等多个领域，本文通过对以往研究材料的梳理，从粉末推进剂包装与预处理、粉末供给与输送、粉末喷注与燃烧等角度对粉末发动机关键技术梳理。
3.1 粉末推进剂装填与预处理技术储存状态下，粉末推进剂与固体推进剂具有较高的相似性，例如：体积比冲较高、无需带压储存、便于运输等；推进剂输送状态下，流态化的粉末推进剂与液体推进剂较为类似，例如：通断实时可控、较强的节流性和可分流性等；除此之外，粉末推进剂对外界温度不敏感，这使其具有较强的温度适应能力。但在当前的研究过程中，粉末推进剂在储存、装填、流化、点火等性能方面仍然存在以下难点：
（1）粉末推进剂在单粒径自然装填情况下装填率较低[42, 43]，影响粉末推进剂体积比冲的提高。
（2）在开放或者半封闭环境中储存时，粉末氧化剂（如AP，RDX，HMX等）吸收空气中的水分易产生结块、黏度增加等现象，粉末燃料（如Al，Mg等）易受到氧化而造成化学活性降低。
（3）普通的粉末表面黏度较大时，活塞推送与气流流化难度较大，对粉末输送稳定性产生较大影响。
（4）发动机启动时，气固两相着火过程属于异质反应，点火难度较大。
为解决粉末推进剂在工程应用过程中存在的上述问题，各国研究者尝试从粉末推进剂流化方法[15]、粒径选择与搭配[30]、装填工艺[44]以及粉末包覆与团聚[45]等方面对粉末推进剂进行包装与预处理，进一步改善推进剂的输送、储存、点火、燃烧能量特性。
3.1.1 粉末推进剂装填粉末推进剂一般采用微米或亚微米的粉末颗粒，其自然装填密度一般为真实密度的40%[44, 46]左右，这使得粉末推进剂高体积能量密度的优势很难得到发挥，如表 2所示，表中松装密度取颗粒装填率40%，经处理后装填密度按装填率为60%进行对比。因此，粉末高效装填方法的研究对于提于发动机密度比冲的提高是十分必要的。
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Table 2 Energy parameters between powder fuel and liquid fuel |
理论上，按照一定的规则排布，可以使单一颗粒条件下空间占用率实现最大化，然而实际装填过程中受范德华力、静电力以及颗粒间粘附作用的影响，颗粒无法完全按照上述模型排布，单一粒径的粉末装填对装填密度的提升是十分有限的。图 12为经过装填工艺处理的雾化球形Al粉紧实装填密率，由图可见：（1）相对松装状态，经过搅拌和机械振实处理的粉末颗粒装填密度有了较为显著的提升；（2）紧密装填状态下，Al粉颗粒装填密度随着粒径的增大先增加后减小；（3）即使采用装填工艺处理，受壁面效应[42]和颗粒干涉效应[46]影响，粉末颗粒的装填密度仍然远远小于理论值。
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Fig. 12 Relationship between nebulization Al particle fill ratio and particle diameter |
采用多粒径级配装填的方法可以有效提高颗粒装填空间利用效率，也为粉末推进剂高效装填提供了新的思路，图 13为多粒径级配装填原理。理论上，为使粉末装填更加紧密，颗粒级配粒径比高于6.5，颗粒级配不会超过3级，各级颗粒质量比如式（1）所示，理论装填率如式（2）所示。
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Fig. 13 Principle of ideal grain composition |
| ${m_{{\rm{d}}1}}:{m_{{\rm{d}}2}}:{m_{{\rm{d}}3}} = \left( {1 - {\varepsilon _1}} \right):{\varepsilon _1}\left( {1 - {\varepsilon _2}} \right):{\varepsilon _1}{\varepsilon _2}\left( {1 - {\varepsilon _3}} \right)$ | (1) |
| $\varphi = 1 - {\varepsilon _1}{\varepsilon _2}{\varepsilon _3}$ | (2) |
式中φ为粉末装填率，εi为第i级颗粒单一装填空隙率，mi为不同第i级颗粒质量。
西北工业大学朱小飞[47]对颗粒级配及其装填工艺进行实验研究，研究过程中通过搅拌使不同粒径级别颗粒在空间中均匀分布，通过机械振动使粉末排布更加紧密，实验对粉末装填率与粉末装填均匀特性进行了测量，获得较为理想的效果。
目前技术状态下粉末推进装填率可达到70%以上。但要实现级配粉末装填在发动机中的应用，还需要对级配粉末流化性、级配粉末粒径分层等问题进行进一步研究。
3.1.2 粉末推进剂预处理粉末颗粒的改性技术研究广泛应用于固体火箭发动机[48]、粉末冲压发动机以及金属/水冲压发动机[49]研究中。采用包覆[49, 50]与团聚方法对粉末颗粒进行预处理可从改善粉末推进剂储存、流化及燃烧性能。
颗粒改性选用能量高、化学性质稳定的添加剂作为改性材料，通过颗粒表面包覆工艺或者颗粒团聚工艺可以使颗粒表面包覆一层均匀致密的包覆层或者将小颗粒团聚成大颗粒，进而改善粉末颗粒物理和化学性质，以达到降低颗粒感度、减小输送储存难度、提升颗粒点火燃烧性能的目的。
图 14为颗粒表面包覆改性原理，通过对颗粒表面进行改性处理，将一定的包覆剂均匀包裹在颗粒表面以改善粉末推进剂的使用性能。对于粉末推进剂而言，颗粒表面包覆改性优势主要表现在以下3个方面：（1）增加粉末颗粒抗吸湿性、抗氧化性，降低颗粒温度感度与机械感度，提高颗粒储存能力；（2）增加颗粒硬度，减小颗粒黏度，提高气压驱动活塞与颗粒流化输送稳定性；（3）缩短颗粒点火时间，降低发动机点火难度，增加颗粒放热量，提高比冲性能。
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Fig. 14 Modified principle of powder propellant |
粒径较小颗粒由于具有较大的比表面积，具有易点火、燃速快的优势；较大粒径颗粒黏度较小，不易进入活塞与储箱间隙，具有稳定的输送特性及流化特性。颗粒团聚技术主要是为了平衡颗粒粒径选择时颗粒储存输送性能与颗粒点火燃烧性能之间的矛盾。图 15为微小颗粒团聚与燃烧原理，原始推进剂一般为粒径较小的微米颗粒，通过使用粘结剂将其团聚在一起，经过混合、造粒、固化、打磨等工艺制作成粒径较大团聚颗粒，粉末推进剂输送与喷注燃烧时团聚大颗粒受颗粒碰撞、壁面摩擦与高温环境作用发生破碎，并以微小颗粒状态实现点火与燃烧。
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Fig. 15 Particle agglomeration for powder propellant |
目前，针对粉末氧化剂及粉末燃料，西北工业大学武冠杰等进行了粉末包覆[45]及团聚等预处理工艺及预处理颗粒性能研究。证明了团聚AP颗粒可有效降低温度感度、吸湿性，提高能量特性，而且经过包覆处理可有效保持粉末燃料化学活性，提高颗粒点火燃烧性能。粉末推进剂的改性研究可从推进剂性能上提高发动机能量特性，增加发动机系统适应能力，是粉末火箭发动机研究的重要方向之一。
3.2 粉末供给与输送技术粉末推进剂的供给与流化输送是粉末火箭发动机系统工作的关键环节，发动机多次启动、推力调节功能的实现均源于粉末输送的冷调节，因此，基于粉末流化输送的粉末推进剂供给与输送系统无疑是粉末火箭发动机技术研究的关键。
3.2.1 粉末推进剂供给系统分类基于气体流化的粉末供给可以有效将粉末燃烧与储存空间隔离，20世纪60年代以来，各国研究者对粉末供给系统进行了大量研究，发动机环境粉末供给装置主要有如2种类型（图 16所示）：（1）气压驱动活塞式粉末供给，又称之为正向位移流化床式粉末供给（PDFB），该种类型驱动方式采用气体驱动活塞实现粉末床体稳定输送，粉末供给结构较为紧凑，系统消极质量较小；（2）电动机驱动活塞粉末供给，该种类型驱动方式采用管路联通粉末供给的驱动腔体与流化腔体使活塞两端压差保持相对稳定，通过电动机驱动活塞移动实现粉末供给，系统管路相对简单，推力调节操作难度相对较小，但消极质量较大，发动机系统集成较高。
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Fig. 16 Main type powder feed |
表 3为近年来粉末供给类型及其在发动机系统中的应用情况，由表可见，基于流化输送的粉末供给方式在火箭发动机、冲压发动机、水冲压发动机以及混合发动机等前沿领域均有重要的应用，是未来航天航海领域研究与应用的重要方向之一。其中PDFB方式采用气压驱动活塞，气体流化的粉末输送方式受到研究者的普遍认可，经过近些年来的不断改进该类型粉末供给方式逐渐趋于成熟，已经具备了不同背压环境条件下长时间粉末推进剂稳定供给的能力，可实现粉末输送的即时关停、粉末流率调节、多粉末储箱同步供给的功能。图 17为采用文献[11]粉末供给系统获得的双粉末同步供给活塞位移曲线。
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表 3 Powder feed methods and its application in engine |
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Fig. 17 Piston displacement of Al and AP tank[11] |
目前，发动机环境中一般采用PDFB方法进行粉末供给与输送，该系统通过气压驱动活塞将粉末床体推送至粉末流化区域，通过气体实现粉末流态化，并以气固两相流体的形态将粉末输送至推力室。粉末推进剂在粉末储箱中的推送与流化过程是粉末供给的关键，因此针对粉末推进剂进行受力分析有利于了解PDFB供给方式特点，理解粉末供给过程。
如图 18所示，以粉末储箱中粉末床体与活塞为研究控制体，忽略驱动腔与流化腔内部梯度，其受力主要包括：活塞与粉末储箱之间的动摩擦力、粉体与粉末储箱之间的动摩擦力、驱动腔压力、流化腔压力、流化腔壁面反作用力等，控制体的受力方程可以近似表示为
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Fig. 18 Force analysis of powder feed initiation |
| $\frac{{{\rm{d}}v}}{{{\rm{d}}t}}M + \dot m\tilde v = {F_{{\rm{P}}\_{\rm{expul}}}} - {F_{{\rm{P}}\_{\rm{fluid}}}} - {F_{{\rm{friction}}}} - {F_{{\rm{reaction}}}}{\rm{sin}}\theta $ | (3) |
式中M为活塞与粉末床体总质量，v为活塞移动速度，
控制体与储箱壁面的摩擦力主要由活塞摩擦力Fpiston，粉体与平行壁面间的摩擦力Fpowder-1，粉体与收敛壁面间摩擦力Fpowder-2组成，因此其在活塞运动方向合力Ffriction可以表示为
| $ {F_{{\rm{friction}}}} = {F_{{\rm{piston}}}} + F_{{\rm{powder}} - 1}^{} + F_{{\rm{powder}} - 2}^{}{\rm{cos}}\theta $ | (4) |
| $ F_{{\rm{powder}} - 2}^{} = \mu {F_{{\rm{reaction}}}} $ | (5) |
当粉末火箭发动机稳定工作时，活塞保持匀速前进，Mdv/dt = 0，结合式（3）~（5），可获得储箱压降表达式为
| $ \begin{array}{*{20}{l}} {{\rm{\Delta }}{P_{{\rm{feed}}}}{A_{\rm{p}}} = {F_{{\rm{P}} - {\rm{expul}}}} - {F_{{\rm{P}} - {\rm{fluid}}}} = }\\ {{F_{{\rm{piston}}}} + F_{{\rm{powder}} - 1}^{} + \left( {\mu {\rm{cos}}\theta + {\rm{sin}}\theta } \right){F_{{\rm{reaction}}}} + \dot m\tilde v} \end{array} $ | (6) |
为保证供给流率连续、稳定，粉末推进剂床体会受到一定的预紧力FT（式7）以保证粉末处于紧实状态。粉末预紧力主要由储箱控制压差相关，并受到粉末流率及流速的影响。粉末输送过程对推进剂预紧力非常敏感，实际供粉中粉末受力可分为以下3种情况：
（1）粉末理想状态下，流化腔收敛段粉末推进剂处于由固定床向流化床转化的过渡状态，收敛型面对粉末床体的反作用力较小，压差力主要提供活塞摩擦力与粉体摩擦力，储箱压差一般在0.03~0.2MPa。
（2）当储箱压差增加时，式（5）中，反作用力项Freaction以及由此产生的摩擦力项Fpowder-2逐渐增加，收敛段处于过渡状态的粉末床体首先被压缩，用来表征粉末流率的活塞位移数据逐渐失真，此时储箱压差一般为0.1~0.25MPa。
（3）当储箱压差继续增大时，随着反作用力项与摩擦力项继续增加，粉末床体与收敛段壁面转化为硬接触，粉末推进剂输送受阻而不能正常流化出粉末储箱，粉末床体密度、摩擦系数逐渐增大，当arctan1/μ < θ时，粉末输送停止或者只能以依靠粉体内部滑移挤压出少量粉体，粉末输送陷入死区，粉末供给系统丧失通过流化进行粉末供给的能力，此时储箱压差一般为0.3MPa以上。
| $\begin{array}{*{20}{l}} {{F_{\rm{T}}} = {\rm{\Delta }}{P_{{\rm{feed}}}}{A_{\rm{p}}} - \dot m\tilde v = }\\ {{F_{{\rm{piston}}}} + F_{{\rm{powder}} - 1}^{} + \left( {\mu {\rm{cos}}\theta + {\rm{sin}}\theta } \right){F_{{\rm{reaction}}}}} \end{array}$ | (7) |
气固输送领域前期研究成果[51]表明：粉末气固两相流动存在与气相流动相类似的壅塞现象。粉末火箭发动机工作压力环境一般为高压状态（0.4~5MPa），粉末推进剂输送为高压输送条件。根据发动机系统上游粉末供给压力状态与下游燃烧压力状态差异的大小，粉末推进剂输送可分为非壅塞式与壅塞式两种方式。
气固两相壅塞机理复杂，达到壅塞条件的影响因素众多（如：固气比、颗粒大小、环境压力、管道收敛型面、气体种类等），目前气固流动壅塞并无原理性判定准则，主要是通过气固两相流动上、下游压力波动关联分析[52]进行经验性判断。当粉末输送处于非壅塞式供给状态时，粉末输送系统压差较小，上、下游压力在低频域波动关联性较强，粉末输送稳定性以及抵抗下游压力扰动能力较差，但系统气源利用率较高，发动机结构消极质量较小；当粉末输送处于壅塞状态时，粉末输送系统压差较大，上、下游压力在低频域波动关联性较弱，粉末供给过程抗干扰能力较强，粉末输送较为稳定，但却不利于气源的有效利用以及系统结构消极质量降低产生不利影响。
表 4为近年来各国开展粉末发动机研究时，粉末供给上下游压力信息以及粉末输送状态，表中pc为燃烧室压力，pF/pc为压力比，压力比为1.6时，认为是壅塞与非壅塞的临界点，当发动机为燃烧室低压工作时，研究者倾向于采用壅塞式供给，这有利与粉末输送稳定性的提高，当发动机燃烧室工作压力较高时，研究者更倾向于采用非壅塞式供给，这主要是由于保持较高的上下游压力比会减小气源的使用效能以及过分加重系统结构负担。
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Table 4 Powder feed type of rocket and ramjet |
通过对粉末流化压力波动与燃烧室压力波动进行相干性分析可获得粉末输送与与燃烧室压力相关性。针对文献[12, 25]粉末输送与燃烧数据进行分析相干性分析，结果如图 19所示：（1）冲压实验中粉末输送上下游压力比为3左右，其相干性较弱，粉末输送状态为非壅塞式，该条件下活塞移动较为平稳，粉末供给过程流畅，其抵抗下游压力扰动能力较强；（2）火箭实验中粉末输送上下游压差比为0.04~0.2MPa，其相干性较强，粉末输送方式为非壅塞式供给，与冷态实验相比，下游扰动对上游粉末输送影响较为明显，活塞位移与系统压力波动较大。
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Fig. 19 Pressure relationships with choking and non-choking condition |
推进剂高效、稳定燃烧过程是发动机性能得以充分发挥的保障。由于高压条件下气固两相相互作用机理十分复杂，其流动与燃烧控制难度较大，因此粉末火箭发动机高效燃烧技术一直是研究重点与难点。为实现粉末推进剂的充分掺混与燃烧，当前研究主要集中在粉末喷注与燃烧组织方式两个方面。
3.3.1 Al/AP粉末喷注与燃烧流态化的粉末颗粒具有一定的拟流体性质，但其流变特性远远不如液体推进剂，复杂的粉末喷注结构往往会造成气固两相流动分离，进而导致粉末推进剂的局部沉积与阻塞，对粉末推进剂燃烧的稳定性与安全性带来较大影响。当前技术条件下，粉末喷注器结构形式选择普遍放弃了集液腔配合多点阵列喷注的构型，而采用结构更为简单，流动更为通畅的单点喷注或者环形喷注方式，以达到粉末推进剂连续喷注的目的。此外，Al/AP粉末推进剂的燃烧环境极端恶劣（燃烧温度最高可达3500K以上，凝相产物质量分数达40%以上），极高的热流密度与恶劣的凝相沉积环境对燃烧室结构安全性与可靠性提出了更高的要求，较为简单凸扩结构与钝体火焰稳定器是当前粉末火箭燃烧室火焰稳定的主要选择。
图 20为1972年Bell航空公司采用粉末喷注器构型，图 20（a）为预混粉末喷注方式，粉末燃料与粉末氧化剂分别从中心管路和侧向管道进入预混结构内，并经过掺混后注入燃烧室中进行燃烧，该喷注方式工作时燃烧室压力有震荡的现象；图 20（b）为非预混性粉末喷注方式，粉末氧化剂以旋流方式进入中心入口，粉末燃料由侧向进入喷注器并以环形喷注进入燃烧室，该喷注方式具有较好的安全性，通过采用可燃流化气使发动机工作稳定性得到了较大的改善。另外，西北工业大学开展的Al/AP粉末火箭发动机点火实验中采用了非预混方式进行粉末推进剂喷注（如图 21），其中心环形通道为氧化剂通道，以半角为17°喷注进入燃烧室，外侧环形通道为粉末燃料通道，以旋流形式喷注进入燃烧室，喷注器具有良好的喷注性能与火焰稳定能力。
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Fig. 20 Powder injection type of bell aerospace company[24] |
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Fig. 21 Powder injection type of northwestern polytechnical university[12] |
表 5为Al/AP粉末喷注器的主要参数，由当前的研究经验分析可以看出：（1）非预混方式是粉末喷注的主要选择。（2）粉末喷注速度主要14~42m/s，具有爆燃特性的AP粉末输送速度较快，Al粉输送速度较慢，其主要与达到悬浮流的流动速度条件相关。（3）喷注器压降区别较大，其原因主要与粉末喷注气的构型以及流化气量的不同有关。
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Table 5 Powder injection velocity of Al/AP powder rocket |
Mg/CO2燃烧形式主要以流态化的Mg粉、气态或液态CO2形式进行气-固两相或者气-固-液三相燃烧，其燃烧组织形式与常规推进系统燃烧组织方式具有很大差别。Mg粉末喷注方式、CO2喷注方式、火焰稳定方式以及氧燃比控制是进行Mg/CO2喷注燃烧考虑的主要问题，此外，还要考虑Mg/CO2发生异质反应（式9）产生的积碳问题，这使得Mg/CO2燃烧过程需要精细的研究与设计。
均质燃烧反应
| ${\rm{Mg}} + {\rm{C}}{{\rm{O}}_2} = {\rm{MgO}}\left( {\rm{s}} \right) + {\rm{CO}}$ | (8) |
异质燃烧反应
| ${\rm{Mg}} + {\rm{CO}} = {\rm{MgO}}\left( {\rm{s}} \right) + {\rm{C}}\left( {\rm{s}} \right)$ | (9) |
表 6为研究者开展的Mg/CO2喷注与燃烧的相关情况，Mg粉末的喷注与Al和AP的喷注方式具有很大的相似性，Mg粉的气固两相流体主要是通过环形或者单点形方式喷注进入燃烧室，并在有限的燃烧空间中离散开来。由于CO2与Mg的氧燃比通常为2~6，CO2单独以流化气形式进入燃烧室参与燃烧组织是远远不够的，因此通常CO2以气体或者液体形式由单独喷注通道进入燃烧室参加燃烧反应。此外，CO2还会可以选择以多次喷注的方式[8]进入燃烧室，通过调整氧燃比的空间分布实现燃烧室局部区域流动速度、燃烧温度的控制，提高燃烧室火焰稳定性并缓解Mg/CO2燃烧产生的积碳现象。
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表 6 Injection and combustion type of Mg/CO2 |
新型粉末火箭发动机技术尚属于探索研究阶段，需要建立系统的实验平台对发动机关键技术、发动机子系统工作特性、发动机整体性能与功能进行全面的研究。粉末火箭发动发动机实验系统主要由粉末火箭发动机主体、发动机控制系统、发动机测试系统以及附属系统组成，具备实现工作参数控制与实时测量等功能。粉末火箭发动机主体结构由粉末供给装置、气源供给装置、粉末燃烧装置、点火装置等组成；发动机系统控制参量主要有：流化气流量、驱动气流量、气固两相输送的通断、点火器开关等；发动机测量主要包括：粉末流率、储箱与燃烧室压力信息、温度信息等；附属装置主要包括管路吹除装置、粉末装填与回收装置、冷态条件下用于模拟燃烧室压力的背压模拟装置等。西北工业大学、贝尔航空公司、滨州州立应用实验室针对粉末火箭发动机搭建了较为完整的实验系统。
4.1 冷态标定粉末火箭发动机通过控制活塞移动速度与流化气体流量实现粉末推进剂定量输送与喷注，而粉末输送与喷注品质会受到摩擦力（活塞摩擦力与粉体摩擦力）、粉末流化效果、活塞两端压差、粉末喷注压差、下游燃烧室压力等不确定性因素的影响，往往会导致发动机工作参数出现较大偏差、粉末火焰回传等一系列问题。为保证发动机点火参数准确性与发动机工作过程安全性，需要模拟预定发动机工作条件下的燃烧室压力环境，对发动机主要工作参数（粉末流率、喷注压降、喷注效果）进行预先的测试与矫正，确保发动机点火工作研究的可靠性与安全性，提高发动机研究效率。
图 22为粉末火箭冷态标定系统，该系统由粉末推进剂供给装置和燃烧室环境压力模拟系统组成。粉末供给系统包括粉末输送装置与粉末喷注装置两部分，可按照发动机工作操控参数进行标定和矫正；燃烧室环境压力模拟系统由稳压腔与隔离腔组成，稳压腔压力模拟范围在0.3~5MPa，标定过程中活塞由左向右运动，一方面可实现粉末回收，另一方面可通过稳压溢流阀体连续排出气相实现标定系统压力的动态稳定。
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Fig. 22 Schematic diagram of calibration for powder rocket |
气压驱动活塞气流夹带式粉末火箭发动机技术是一种新型的推进剂技术，为提升发动机研究过程中的稳定性与安全性，在发动机点火工作研究之前，通常采用无喷管式的常压点火实验对发动机启动与关机过程进行标定与改进。
粉末火箭发动机的启动与关机是粉末发动机工作过程研究中的两个关键阶段[12]，其主要是由于以下两个原因：
（1）粉末火箭发动机点火过程影响因素十分复杂，点火工作参数难以准确预测，常温常压下，粉末燃料与粉末氧化剂均为高体积能量密度的推进剂，发动机点火过程中易造成点火延迟产生的粉末推进剂堆积等现象，粉末推进剂在推力室中的爆燃易诱导形成发动机启动压力震荡，甚至燃烧室火焰向粉末储箱的回传，对发动机安全、稳定启动带来严重威胁。图 23为Al/AP发动机启动过程不稳定造成的燃烧室压力震荡。
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Fig. 23 Pressure oscillation caused by initiation unstability[12] |
（2）当发动机工作关机时，滞留在燃烧室及管路中粉末推进剂的不确定着火会给发动机关机以及在此启动安全带来巨大威胁。
因此，由于粉末火箭发动机点火环境与关机环境一般为常压和负压环境，在进行粉末火箭发动机发动机点火之前，采用无喷管的常压实验对粉末火箭发动机点火燃烧性能进行初步研究[12, 40]是十分必要的，通过调整工作参数（流化气流量、粉末流量、点火功率、吹除气量等）与结构保证（点火位置，点火结构、关停机构等）发动机启动与关机过程稳定、安全。
4.3 发动机样机点火试车粉末火箭发动机是一种能量管理较为灵活的推进方式，其可通过控制推进剂输送的通断和调节推进剂流率的大小实现发动机工作状态的关停以及推力输出大小的调节。该领域研究者在对发动机定压燃烧性能进行研究同时，也针对发动机多脉冲启动功能和推力调节功能开展了相关研究。
韦克曼公司的Wickman[15]进行了Mg/CO2粉末火箭发动机可行性验证试验，其工作时间相对较短，最大工作压力180N左右。滨州州立的Szabo等[5]对Mg/CO2粉末火箭发动机进行了最长为40余秒的点火实验研究，并采用UV和可视光谱等仪器对发动机工作过程发动机温度进行测量，根据Planck定律（如式8）计算得到Mg/CO2火焰平均温度为3500K左右，燃烧室温度约为3200K左右，这与理论计算结果十分接近，同时点火实验中出现了较为明显的压力偏移与压力震荡问题，如图 24所示。
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Fig. 24 Internal trajectory of Mg/CO2 rocket engine[15] |
| ${I_{\rm{b}}}\left( {{\lambda _{\rm{i}}}} \right) = \frac{{2h{c^2}}}{{\lambda _{\rm{i}}^5\left[ {{\rm{exp}}\left( {\frac{{hc}}{{\lambda kt}}} \right) - 1} \right]}}$ | (10) |
图 25为西北工业大学胡春波等完成的气压驱动式Al/AP粉末火箭发动机推力调节内弹道。通过对比两种不同粉末供给方式推力调节实验结果，电机驱动式直接通过电机驱动，采用压力平衡管平衡驱动流化端压力，粉末流率调节迅速，发动机推力转调响应快；气压驱动式通过控制供粉系统压力参数实现粉末供给冷调节，粉末流率调节相对迟缓，转调响应较慢。
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Fig. 25 Thrust modulation of Al/AP powder rocket |
图 26粉末为西北工业大学胡春波等完成的粉末火箭发动机多脉冲启动点火实验内弹道。实验结果表明了多脉冲工作具有较强的安全性与稳定性，脉冲之间具有良好的重复性，验证了粉末火箭发动机多脉冲启动工作时间、工作压力可控，脉冲间隔、脉冲次数实时可调的功能，同时试验中亦出现了明显的发动机低频振荡现象。
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Fig. 26 Internal trajectory of four-pulse test of Al/AP powder rocket[12] |
粉末发动机兼具液体发动机及固体发动机的优点，具有能量管理灵活及环境适应性高的优点，适应航天飞行任务多元化的需要，在未来近地空间的开发与外太空探索等方向具有较大的研究价值。当前条件下，研究者通过试验与分析的手段针对Al/AP粉末火箭发动机和Mg/CO2粉末火箭发动机进行了概念验证，粉末发动机研究尚处于单项技术可行性初步展示和技术攻关的初步尝试阶段，基础理论与关键技术成熟度仍需完善。针对目前粉末发动机在粉末推进剂处理、供给、燃烧组织等技术领域的发展状态，提出以下几点展望：
（1）粉末推进剂包装与预处理研究
粉末装填与点火燃烧特性是影响粉末火箭发动机储存与工作性能的重要因素，需要通过开展粉末装填工艺、粉末改性等研究提升颗粒装填效率、推进剂能量特性，降低颗粒点火条件与燃烧滞留时间，从而进一步提升发动机比冲及密度比冲性能，降低系统消极质量，增加极端环境条件下系统工作稳定性。
（2）发动机低压环境点火
由粉末颗粒特性研究着手，研究低压条件下粉末推进剂点火性能与颗粒特性、环境气氛与流动状态等因素的影响关系，探索适应低压环境的发动机点火方案，保证发动机在稀薄氧化气氛环境条件下稳定、快速的点火能力。
（3）粉末输送分流与多点喷注
优化粉末输送供给与粉末喷注方式，通过开展粉末输送分流流率特性研究，实验发动机系统多出口供给功能，通过多点喷注空间分布特性研究，提高粉末喷注掺混效果与流率调节适应性，提升发动机工作比冲与稳定性。
（4）发动机系统控制
快速响应的实现包括控制反馈系统、作动系统、发动机冲量的实现等诸多环节。控制反馈系统可采用数字控制器作为发动机的控制中心，通过控制程序的优化技术，实现对发动机的快速控制。
（5）温度适应性研究
极端温度条件下发动机长期储存与快速响应是未来空间推进对动力系统的基本要求之一，较强的温度适应能力是粉末推进剂重要性能优势。因此，针对不同粉末推进系统的温度适应范围、极端温度条件下储存性能、流化及点火燃烧性能进行科学评估与改进是粉末发动机研究的重要方向之一。
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