固體發動機燃燒流動基礎問題與研究建議

呂 翔，何國強，劉佩進，李 強

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引 言

固體火箭發動機通過燃燒推進劑來實現能量轉換、進而產生推力。因其結構簡單、體積較小、發射準備時間短、適于長時間存儲、使用維護方便等特點，在航天發射、導彈武器和軌姿控動力等方面具有重要的應用價值。據不完全統計，目前世界有90%以上的戰略導彈、80%以上戰術導彈均采用固體發動機作為主要動力。

自1957年的固體動力第一芯以來，經過60多年自力更生和艱苦創業，中國固體發動機從無到有，從小到大，突破并掌握了一大批核心技術，形成了擁有自主知識產權的技術體系，成為中國行業自主發展的典范，為中國的國防建設和航天發展做出了突出貢獻。錢學森先生曾這樣評價：中國固體火箭發動機取得的成績，完全是依靠自力更生得來的，沒有外國援助，沒有經過仿制的階段。這是一個偉大的成就，是中華民族的驕傲[1]。

面對固體發動機技術的快速發展和取得的優異成績，我們需要重視與國際先進固體發動機之間的差距，重新審視當前國內固體動力的發展現狀，充分正視當前存在的不足。應當說，行業基礎薄弱、基礎研究不足是導致中國固體動力與國際先進技術之間存在差異的主要原因。總的來說，中國固體發動機基礎研究領域的研究現狀可以簡括為如下三個特點：

1)工程引領：以服務工程研制為主，缺乏對固體發動機研制的引領性作用。

2)聚焦當下：針對在研在役的型號，缺乏對固體發動機發展的前瞻性考慮。

3)宏觀粗放：研究手段還不夠精細，缺乏對固體發動機技術的基礎性支撐。

相比之下，歐美國家尤其是美國在固體發動機基礎研究方面開展了大量的工作[2-4]。以《火箭推進技術及集成化演示計劃》為代表的專項計劃，持續推動了美國對固體動力基礎問題的研究。以多學科倡議計劃[3]為牽引，全面研究并認識了固體發動機燃燒不穩定問題。由伊利諾伊大學牽頭的先進火箭發動機仿真計劃[4]針對固體發動機的全系統全工作過程數值模擬，開展了大量細致深入的基礎研究，建立了固體火箭發動機工作過程精細化數值模擬軟件平臺Rocstar3，同時牽引了國家數據庫的建設，為其低飛行故障率做出了巨大貢獻。

可以看出，以固體發動機發展需求為牽引、以相關核心技術和關鍵問題為突破點，長期開展系統全面的基礎研究，是固體發動機技術強國的成功之道。如若我們不去主動加強基礎研究、為固體發動機發展打下良好基礎，與國外先進技術之間的差距有被拉大的危險。我們應當進一步加大基礎研究的力度、深度和廣度，針對固體發動機行業的瓶頸和短板，系統性、針對性地開展基礎研究工作。

如若不以發展的眼光去看待當前不足、尋求解決方法，在基礎研究領域仍然會陷入僅聚焦當下的弊端。因而，本文嘗試對固體發動機發展趨勢進行分析，并結合未來發展對發動機重要支撐技術的需求，探討發動機燃燒流動領域所面臨的重要基礎問題，以期能夠服務于增強國內固體發動機行業基礎、提升基礎研究水平，更好地促進我國的固體發動機技術發展。

1 固體發動機的未來發展趨勢

不論哪一種動力形式，其追求的發展目標都離不開能量更高、速度更快、性能更優、適用更廣。從軍民領域對固體發動機的需求和應用來看，固體發動機未來的發展趨勢可概括為：高能量、高壓強、高過載、寬適應、極型化。

高能量主要是通過采用新型高能推進劑來不斷提高發動機的燃燒溫度和比沖性能，以盡可能地提高航天運載能力和導彈武器的射程。使用CL-20、ADN、TKX-50等含能材料,添加AlH3、MIC等金屬基燃料可以使理論比沖得到大幅提高[5-7]。Deluca等[6]的研究結果表明，添加AlH3可在某些條件下使推進劑比沖提高23 s。未來的推進劑燃燒溫度將由現有的3000 K以上提升到4000 K以上，這給發動機的燃燒建模、能量釋放調控和熱結構防護帶來了一系列的挑戰。

高壓強可以有效提高發動機的燃燒溫度、燃燒效率和比沖性能，同時也有利于減小發動機尺寸、實現發動機和彈箭的小型化。圖1給出了兩種不同類型推進劑的燃燒壓強對理論燃燒溫度的影響。盡管圖1中壓強遠超出當前的實用范圍，但從中可以清楚看出提高壓強對燃燒溫度的影響非常顯著。大幅提高壓強的同時，必須采用高性能復合材料以解決高壓強帶來結構質量大幅增加問題。例如，代表防空系統最先進發動機技術的THAAD導彈采用了高強度復合材料殼體，發動機工作壓強達到20 MPa。

高過載包括了高加速帶來的軸向高過載和高機動帶來的橫向高過載。對于防空導彈來說，固體發動機所承受的橫向過載目前已達到60[8]。隨著武器攻防對抗加劇，未來防空導彈的過載有可能進一步提高到100。應當說，過載飛行給發動機的內絕熱結構[9-11]和燃燒穩定性[12-14]帶來了挑戰。

寬適應主要是指固體發動機需要保證飛行器能夠滿足不同任務需求(例如：同一戰術導彈需覆蓋遠近高低不同射程，盡量減少作戰盲區)、能夠適應復雜的貯存和使用環境。固體發動機可以采取電控燃燒和磁流體控制等燃燒流動主動控制技術、并輔以人工智能技術來實現推力的大范圍快速調節，從而滿足寬廣的飛行任務要求。在不同的飛行彈道下過載的量值和持續時間可能存在數倍差異，對發動機內絕熱結構可能產生差異顯著的影響[10-11]。環境高低溫交變、艦載環境多自由度寬頻振動等因素產生的應力應變、脫濕等會影響發動機工作特性和工作安全性。

極型化主要是指發動機規模在逐漸向大型化和微型化發展。隨著人類的太空探索步伐不斷前進，建立大型空間站、月球基地乃至火星基地對重型運載火箭的要求不斷提高，通常需要并聯一定數量的大型固體助推器以提供足夠的起飛推力，這就促使固體火箭發動機向大型化方向發展。對于空間應用來說，微型航天器適合集群編隊工作，具有生命周期成本低等優點，而結構簡單的固體發動機成為了微型航天器的首選動力，這類發動機的直徑通常在毫米量級及以下。西北工業大學的劉歡[15]利用微機電系統(MEMS)技術研制了布局容量為16個/cm2的微推進系統(見圖2)，單個推力器的沖量為0.1～1 mNs。

2 未來固體發動機的重要支撐技術

面對固體發動機的未來發展，需要在材料、工藝、燃燒、設計、分析和試驗等方面開展大量基礎研究工作，以提供有效的基礎理論和可靠的技術手段予以支撐，實現發動機的精準設計和調控、精細分析和檢測、精確預示。我們認為在發動機技術層面有四個重要的支撐技術需予以重點關注，甚至是需要轉變傳統的研究思路和方法。

1)多學科協同的發動機總體設計優化技術

傳統的發動機總體設計方法，數據流近乎單向單源，由飛行器總體根據各分系統的綜合情況給出發動機的設計指標和約束，后續再根據總體的反饋進行方案修改。當前，發動機與其它學科的耦合在不斷增強，約束條件和輸入輸出參數已經與其它學科緊密關聯。例如，飛行彈道對發動機的影響和約束，不再僅僅體現在極限工況，全彈道歷程[10-11](過載矢量及持續時間、飛行器滾轉姿態)對發動機的綜合影響也非常關鍵。

這就需要突破傳統的總體設計思路，采取多學科耦合設計優化理論[16-17]，建立起多輸入多約束(來自于飛行器總體、彈道、制導控制)的發動機系統總體設計方法和發動機性能分析方法，開展復雜約束條件下多目標尋優算法和實現方法研究。實現發動機與飛行器總體、制導控制、彈道等學科的耦合設計優化。

2)發動機精細化設計和性能精確調控技術

傳統設計技術以工程經驗為指導，依靠大量試驗進行篩選、驗證/修正、完善。對于創新性強、新機理規律顯著的發動機來說，若繼續沿用現有模式、以傳統經驗模型為主，預研、模樣和初樣階段的周期會大幅增加，研制成本也會較高。需要形成精細化設計方法，以大量精細可靠的設計分析技術指導各分部件的詳細設計和評價分析，有效減少驗證試驗數量、縮短研制周期和降低研發成本。

發動機比沖IS的不確定度與飛行器質量數μ存在如下關系[18]：

(1)

某運載火箭質量數μ=27.307，初始質量200543 kg[18]，如果發動機比沖的不確定度增加0.2%(設計時按比沖降低0.2%進行處理)，則火箭的質量數要增加0.661%，有效載荷質量至少要減少48.3 kg。當質量數μ越大時，比沖不確定度對效載荷質量的影響越顯著。這就要求實現發動機性能的精準設計和精確調控，在設計分析和加工生產等多個環節保障發動機性能的精確程度、降低其不確定度，以盡可能地降低發動機和飛行器的設計余量、減少附加的調節控制系統質量。

3)發動機虛擬試驗與數字孿生技術

當前工程研制的最大特點是“試”，靠大量不同目的、不同規模的試驗來發現問題和解決問題，這導致研制周期長、成本高、風險大。試驗所能覆蓋的范圍有限、獲得的信息也有限，僅能發現易于觀察的問題。對于未試驗的狀態來說，其工作特性存在一定的未知性。例如：某發動機地面試驗均工作正常，但在某個過載飛行工況下出現了燃燒不穩定問題[13-14]。

應當依托高置信數值模擬和大規模并行計算所形成的虛擬試驗技術，在不進行點火試驗的情況下，實現對發動機工作特性的高精度評判、對發動機工作過程的全方位分析。利用虛擬試驗技術可以徹底革新“唯有試驗出現故障才能消滅故障”的傳統研制模式。

先進加工制造領域的數字樣機技術可以很好地實現設計方案與加工實物之間的參數映射，實現加工結果的精準跟蹤。融合了數字樣機、大數據和虛擬試驗等技術的數字孿生技術[19]，可以將發動機精細化設計、性能精確調控技術、發動機壽命評估技術和虛擬試驗技術有機結合起來，實現發動機全壽命周期的精準跟蹤。

4)發動機先進試驗與測量技術

對于發動機實際工作時所處的真實環境，目前地面試驗中仍無法完全模擬。尤其對于全彈道歷程下發動機工作特性，必須開展全彈飛行試驗，所帶來的時間成本、資金成本和人力成本都非常可觀。未來需要解決發動機全彈道飛行過程的地面模擬試驗技術和半實物仿真技術，以最大程度減少飛行試驗、提高研發效率。

受測量技術所限，目前發動機試驗依然只能沿用傳統方法、測量傳統參數。例如：對于3000 K以上的推進劑燃燒溫度，目前仍無成熟測量技術；受燃氣中大量凝相顆粒的影響，先進光學測量技術很難成功使用。解決這一問題，需要大量的新理論、新材料、新技術和新方法的強力支撐。微小傳感器已經成功應用于發動機健康狀態實時監測[20-21]，未來借助于微納米傳感器技術有望對固體發動機工作過程進行精細測量。目前，西北工業大學采用數字全息技術和顯微成像技術對固體推進劑細觀燃燒過程的研究已經取得了一定的進展[22-23](見圖3)，獲得了燃面附近凝相顆粒的空間分布和三維速度矢量，清晰捕獲了鋁的動態燃燒過程。

3 燃燒流動過程的重要基礎問題

從固體發動機的發展趨勢和支撐技術來看，其中大量涉及燃燒和流動問題。事實上，固體發動機工作過程的核心也正是通過燃燒和流動過程實現能量的兩次轉換。為了解決固體發動機領域基礎研究不足的問題、很好地支撐固體發動機的發展，需要針對固體發動機的燃燒流動過程開展深入的基礎研究，掌握其中的規律機理并形成技術方法，以完善的理論方法指導設計、以精確的分析方法評估性能。以發動機虛擬試驗技術為例，需要針對推進劑燃燒過程、燃燒產物輸運過程、燃燒產物與固體壁面的作用過程進行準確建模，以實現發動機工作過程的高精度高置信度仿真分析。

高能量和高壓強的發展趨勢使得未來固體發動機的燃燒產物具有非常典型的超高溫超高壓技術特征(≥4000 K、≥20 MPa)，這給燃燒流動基礎研究帶來了很大的挑戰。

經過分析，認為固體發動機要想實現細粒度建模、多維度設計和高精度仿真，在其燃燒流動領域有如下6個重要基礎問題需加以解決。

3.1 發動機環境下固體推進劑細觀燃燒機理和燃燒模型

目前行業內普遍采用的固體推進劑燃燒模型多是20世紀80年代以前的相關研究成果。近40年以來，固體推進劑組分和特性在不斷換代發展，其工作狀態和工作環境也在不斷變化，在實踐過程中發現了許多值得重視的新現象和新規律。例如，某改性雙基推進劑的壓強指數在16 MPa以上迅速由常規的0.18躍升為0.85，發動機在點火階段發生了結構失效問題。因而，需要結合固體發動機的當前技術和未來發展深入研究推進劑在超高溫超高壓下的燃燒機理，以適應固體發動機的未來發展需求。

目前國內外仍然缺乏固體推進劑細觀燃燒模型和數值模擬方法。Thomas等[24]基于隨機堆疊(Random Pack)方法建立了固體推進劑細觀燃燒數值模擬方法，但是仍無法考慮鋁等金屬添加物的燃燒，其主要原因是學術界對于鋁的燃燒模型仍沒有統一的認識。近燃面區域的推進劑燃燒模型不僅包含常規意義的化學反應，還包括了凝相之間復雜的運動規律和碰撞聚合規律等。圖4展示了典型的推進劑燃燒試驗照片[23]，可以看出在燃燒火焰區凝相顆粒存在復雜運動規律和熔融團聚規律，這給鋁的燃燒建模帶來了挑戰。

燃燒溫度和壓強升高會增強分子和原子之間的碰撞與反應，使燃燒產物中活性組分含量大幅增加、產物的離子化程度顯著增強，進而影響燃燒產物特性和多相流狀態。屆時發動機內的燃燒產物將不再是固、液、氣三態共存，而是固、液、氣、等離子四態共存，其流動規律、能量轉換規律也將隨之發生變化。

在推進劑燃燒機理和模型方面需要重點關注以下相關內容：

1)多相燃燒產物物理化學特性。

2)近表面區域細觀火焰結構與燃燒模型。

3)表面區域金屬基燃料熔融與著火過程。

4)鋁在燃燒室內分散燃燒機理。

5)高能推進劑燃燒反應動力學模型。

6)推進劑細觀燃燒過程的數值模擬方法。

3.2 發動機非線性燃燒不穩定機理

早在20世紀50～60年代就曾出現固體發動機燃燒不穩定問題，使用含鋁推進劑很好地解決了該問題。但是20世紀90年代以來，隨著高能量推進劑戰術發動機和分段式大型固體發動機的研制使用，燃燒不穩定問題又重新出現。例如，美國已退役航天飛機的助推器、歐洲阿里安-5火箭的助推器、翼柱型裝藥戰術發動機[25-26]都曾出現不同程度的燃燒不穩定問題。經過分析，這些燃燒不穩定問題主要是跟燃燒室內渦脫落引起的壓強振蕩相關[26]。渦脫落形成壓強振蕩幅值通常在1‰量級，而發動機燃燒不穩定時壓強振蕩幅值則達到1%～10%，這說明其中存在復雜的能量傳遞機制和不穩定形成機理(見圖5)。

近些年個別戰術發動機在工作末期發生非線性燃燒不穩定問題[12-13]：周期性的極限振幅壓強振蕩、聲模態的多階諧波被激發導致波形畸變、燃燒室內平均壓強上升。對于這些非線性特征，目前還缺乏足夠的理論和方法予以解釋，也缺乏相應的方法對固體發動機的燃燒穩定性進行預示。

線性穩定性預估理論已經寫入美國的標準穩定性預測程序(SSP)中，但是對于其中增益和阻尼項的研究一直在進行當中。目前主流的幾種非線性理論方法[27-28]各有優缺點，在實際應用中并不是很成熟，還有待于進一步開展大量工作。

在燃燒穩定性方面需要重點關注以下相關內容：

1)固體發動機系統的非線性動力學特性和相關理論分析。

2)非線性燃燒不穩定的觸發和演化機制。

3)熱聲不穩定和脈動加質不穩定對壓強振蕩的作用機制。

4)湍流和聲對推進劑細觀燃燒的作用機理。

5)發動機結構參數對燃燒不穩定的增益和阻尼機制。

6)固體發動機燃燒穩定性預示方法。

3.3 發動機內凝相運動行為模式及多相流輸運規律

推進劑燃燒形成的多相產物在發動機內輸運過程中，會存在凝相蒸發、燃燒、碰撞和聚合過程耦合，改變凝相粒徑分布和空間釋熱規律，進而影響其輸運規律。在氣動力和徹體力影響下，凝相的運動規律和空間分布規律會發生改變，進而影響發動機燃燒穩定性和對壁面的力熱作用狀態[29]。

噴管內氣流溫度和壓強快速降低，富含活性組分和等離子體的燃燒產物容易發生復合反應和相態變化，影響燃燒產物對噴管壁面的力熱作用狀態，也影響發動機的能量轉換規律。此時，發動機中兩階段能量轉換的傳統認識將發生變化，在噴管流動過程中既有傳統的內能到機械能的轉換，也有化學能到內能轉換的新機制。噴管熱力計算時，傳統的凍結流和平衡流假設都將不再成立，需要采用非平衡動力學相關結論和方法。例如，在開展推進劑新配方研究過程中，某試驗的實測比沖與成熟算法預測值之間偏差達到了3.5%，經分析認為發動機內多相流輸運過程的能量釋放規律與傳統推進劑有很大差異，從而導致原有的計算方法不再適用。

在多相流方面需要重點關注以下相關內容：

1)燃燒室內流動過程中凝相成分的形態演化規律。

2)氣動力對凝相成分空間分布的影響規律。

3)徹體力作用下受限空間內凝相顆粒運動及相互作用規律。

4)噴管流動過程中多相燃燒產物相變動力學。

5)多相燃燒產物在發動機內流動和演化的數值模擬方法。

3.4 凝相撞擊壁面的行為模式和對壁面的力熱作用規律

凝相顆粒(尤其是高溫熔融態凝相)撞擊壁面時將形成飛濺、反彈、吸附和鋪展等現象，對其后續運動規律產生影響，同時也呈現出不同的對壁面作用狀態，影響絕熱結構的工作環境和邊界輸入狀態。凝相顆粒群持續撞擊壁面時，容易形成強化粘附效應，加劇對壁面的力熱作用，進而影響熱結構的工作安全性和失效破壞機理。近些年來，凝相在發動機壁面的沉積問題逐漸受到重視。對于分段式固體發動機來說，過量的熔渣沉積是其面臨的一個重要問題。例如，國內某直徑2 m的大型分段式固體發動機的熔渣沉積量約210 kg，是同等尺寸整體式發動機的3倍[30-31]。晁侃等[32]對運載火箭所用的斜噴管固體助推器進行了數值模擬研究，發現噴管斜置會引起大量的凝相顆粒在噴管收斂段壁面沉積。

超高溫超高壓狀態下多相燃燒產物組分呈現出四態共存，在作用到壁面時熱交換導致燃氣溫度下降、組分相態發生變化，對壁面形成復雜的機械侵徹作用和能量傳遞規律，進而影響絕熱結構的燒蝕機理。

在凝相對壁面作用方面需要重點關注以下相關內容：

1)發動機內凝相顆粒撞擊壁面的行為模式。

2)粒子群效應下凝相顆粒與壁面的粘附作用機理。

3)凝相燃燒產物對壁面的機械侵徹作用規律。

4)凝相燃燒產物對壁面的能量傳遞規律。

5)多相燃燒產物與壁面力熱作用的數值模擬方法。

3.5 多相燃燒產物作用下絕熱結構失效模式與破壞機理

在超高溫超高壓狀態下，凝相顆粒的粘性和表面張力增加，更加容易聚合成大粒徑顆粒。由隨流性好、運動速度相對較高的小粒徑顆粒聚合而成的大粒徑顆粒，具有更高的速度。這樣，多相燃燒產物對壁面作用狀態將呈現出粒徑更大、速度更快、溫度更高、組分活性更強等特點。在粒徑更大、動量能量更高的凝相燃燒產物持續侵徹作用下，絕熱材料燒蝕破壞機理較以往會發生改變。受氣動力和徹體力的影響，非均勻稠密多相流撞擊絕熱結構時，交變溫度/壓力場會形成動態應力，對絕熱結構破壞機理也產生一定影響。

超高溫超高壓的多相燃燒產物富含活性組分，易與絕熱材料發生復雜化學反應，影響絕熱結構燒蝕機理。在這種情況下，燃燒產物對絕熱機理的破壞將與以往的存在很大的不同，絕熱結構的失效模式也會有所不同。

傳統研究方法主要關注絕熱材料宏觀的燒蝕性能和動態燒蝕過程、微觀的燒蝕形貌，對燒蝕的微觀動態過程還沒有足夠的關注。未來需要從微觀燒蝕過程入手，建立起絕熱結構的精細化燒蝕模型。

在絕熱結構失效破壞方面需要重點關注以下相關內容：

1)凝相侵徹作用下絕熱材料的微觀結構動力學響應。

2)高能多相流與絕熱材料的非平衡化學動力學作用機理和細觀反應模型。

3)多相流強化傳熱模式下絕熱材料傳熱與熱分解規律。

4)多過程耦合作用下多相燃燒產物引發的絕熱結構失效機理。

5)多場多相復合作用下絕熱結構工作過程的數值模擬方法。

3.6 多相燃燒產物生成與輸運過程對能量轉換的影響規律

如前文所述，高能量高壓強特征在燃燒室內形成超高溫超高壓狀態，導致發動機的工作狀態和規律較以往具有顯著的不同：燃燒產物中氣、固、液、等離子四態共存，富含大量活性組分，燃燒室內鋁存在分布式燃燒，噴管流動過程中相變和非平衡動力學特征突出。這將影響固體發動機的能量釋放與轉換規律，進而影響發動機內彈道計算方法和性能預示方法。在3.2節提到的比沖預示偏差較大的試驗發動機，其內彈道預示偏差達到了10%。這說明，當前迫切需要建立起適用于高能量高壓強固體發動機的內彈道計算方法和性能預示方法。

在發動機能量轉換方面需要重點關注以下相關內容：

1)燃燒室內燃燒產物相態和形態變化對能量轉換和發動機性能的影響。

2)噴管內非平衡化學動力學過程對能量轉換和發動機性能的影響。

3)化學動力學與熱力學復雜過程耦合作用下固體發動機熱力計算方法。

4)考慮多相燃燒產物復雜流動與熱力過程的內彈道計算方法。

5)全彈道下發動機性能精確預示方法。

4 相關建議

1)加強對基礎研究內涵的科學認識，科學規劃基礎研究體系。

基礎研究包含三個不同層次的內涵，如圖7所示。學術意義的基礎研究是針對科學問題或技術問題開展基礎研究。目前本行業內更多的是面向工程問題和技術問題開展基礎研究。應當說，不同層次的基礎研究所面對的研究對象、研究目標和實現途徑等均有很大差異，必須實行差異化對待以避免同一規劃、同一部署、同一標準。

2)加強對基礎數據庫的建設和行業標準算法軟件的開發應用。

目前本行業缺乏大量的基礎數據，在建模計算時此問題非常突出，導致算不準、無法算、算不全等各類問題，計算結果易受質疑、且重復性不夠好。缺乏標準算法軟件易導致大量重復性工作，致使科研成本高。對此，在基礎數據方面，應借鑒美國國家標準與技術研究院(NIST)的運行模式和作用，同國家自然科學基金委員會、相關學科專業的學會合作，逐步推動建立國家級或行業級的標準數據庫，以解決計算模型常見的輸入問題和基礎問題。在標準算法軟件方面，應借鑒NASA以標準程序和開源軟件等途徑加強標準算法軟件的建設與普及，CEA軟件就是一個非常成功的例子。當前首要工作是，從本行業實際需求出發，完成對基礎數據體系和標準算法體系的梳理和規劃。需要注意的是，應當同步加強對知識產權的保護，有力保障公共數據庫和標準算法的建設和應用。

3)加強對嚴酷環境試驗技術、精細化試驗和測量技術的研究。

固體發動機的高溫高壓環境已經超出常規研究手段的工作范圍，目前缺乏行之有效的精細化試驗技術和測量技術。應當綜合考慮當前工程研制和技術研究的需求、未來的發展需要，合理編制固體發動機領域試驗與測量技術體系規劃。目前來看，可以重點圍繞四個方面開展相關研究：發動機環境下推進劑燃燒過程的精細試驗與測量、發動機環境下多相流形態和相態變化規律的精細試驗與測量、熱結構工作過程中瞬變力熱參數和物理化學過程的精細測量、嚴酷環境下溫度、熱流等熱工參數精細測量。

4)加強對新興技術跟蹤與應用研究，推動固體發動機行業的重大創新與變革。

基于傳統思路和方法進行新材料和新技術研發，在既有的理論體系和研究框架內，可預見的性能提升空間有限，而且繼續前進的難度更大。對于發動機行業來說，應當積極開展新技術的應用研究。例如：利用人工智能技術研發新材料和新藥物，其速度可以提升上千倍；利用人工智能技術進行健康體檢結果分析，可以及早發現疾病、實現主動治療。對于固體發動機領域來說，同樣可以利用人工智能技術研發推進劑和其它材料、進行發動機健康預警和壽命預估等工作。這就需要固體發動機專業與人工智能專業進行深度交流合作，使人工智能概念在固體發動機行業得以落實和應用。

5 結 論

經過60多年的發展，中國的固體發動機技術取得了豐碩的成果，同時也暴露出基礎不牢、技術不足等弊端，制約了工程研究和未來發展。亟需通過加強基礎研究來夯實固體動力的發展基礎，實現“基礎推進發展、創新引領未來”。

在固體發動機的燃燒流動領域，需要重點加強推進劑細觀燃燒過程、多相燃燒產物在發動機內輸運過程及其對壁面作用規律、發動機不穩定燃燒機理、發動機能量轉換機理與性能分析方法的相關基礎研究，實現固體發動機的細粒度建模、多維度設計、高精度仿真。

致謝

本文在寫作過程中得到了行業內眾多專家的指導，同時也參考了很多專家的學術報告資料，因篇幅所限無法逐一予以標注和致謝，在此一并表示誠摯謝意。