固體燃料超燃沖壓發動機研究概況

王寧飛，王俊龍，武 毅

（北京理工大學 宇航學院，北京 100081）

0 引言

高超聲速飛行器一般是指大氣層中飛行速度超過5 馬赫的有翼或無翼飛行器[1-2]，包括高超聲速導彈、高超聲速飛機、空天飛機等，其主要應用于全球快速到達與遠程攻擊、低成本天地往返等領域。由于在國防以及民用航天領域的重要戰略地位，高超聲速飛行器備受重視，一直是美、俄、日及歐盟各國航空宇航技術發展的重點。對于高超聲速飛行器而言，研制與其匹配的動力系統是非常關鍵的一個環節。目前已經應用或在研的動力系統主要包括3 類：火箭基發動機[3-4]、渦輪噴氣發動機[5]、沖壓發動機[6-7]。這3 種發動機的工作馬赫數范圍和比沖范圍如圖1 所示。

圖1 各類推進動力比沖性能Fig.1 Evaluation of specific impulse vs Mach number for different jet engines employing hydrocarbon/hydrogen fuel

基于火箭技術的火箭基組合循環（Rocket-Based Combined Cycle，RBCC）發動機必須自身攜帶全部的氧化劑與燃料混合燃燒，這增加了推進系統和飛行器的質量，其成本高，比沖低，結構復雜；馬赫數4 以上的渦輪噴氣發動機和脈沖爆震發動機（Pulse Detonation Engine，PDE）仍處在早期探索階段，渦輪發動機與雙模態沖壓發動機的組合動力系統（Turbine-Based Combined Cycle，TBCC）、脈沖爆震發動機（PDE）還面臨著與液體燃料超燃沖壓發動機同樣的難題，即如何解決液體燃料在超聲速條件下高效燃燒的問題。此外，由于需要加注液體燃料，這類發動機存在戰備所需時間較長的缺點，易失去戰爭先機。相對而言，基于固體燃料的超燃沖壓發動機（Solid Fuel-Scramjet）能使其吸入的空氣作為氧化劑并快速燃燒，提高比沖，且具有結構簡單、可靠性高、安全性好、反應迅速、存儲運輸方便等優點[8]，使其在高超聲速推進領域中有廣闊的應用前景。若將其用作武器裝備的動力系統，上述優點非常誘人，再加上其超快的速度，將會對作戰目標產生致命的打擊。因此，固體燃料超燃沖壓發動機在未來高超聲速戰術、戰略武器領域有廣闊的應用前景。

本文首先對固體燃料超燃沖壓發動機的基本結構和原理做了簡單介紹；然后針對國內外現有的固體燃料超燃沖壓發動機相關研究做了詳細闡述，其中，包括國內外超燃沖壓發動機所使用的固體燃料相關研究，發動機機理研究相關的數值模擬和實驗研究等；最后對固體燃料超燃沖壓發動機存在的問題和優勢做了總結，并對未來發展方向做了展望。

1 固體燃料超燃沖壓發動機

固體燃料超燃沖壓發動機是一種將固體燃料澆注或黏接在燃燒室內，與超聲速氣流直接燃燒的沖壓發動機。如圖2 所示，固體燃料超燃沖壓發動機通常由進氣道、燃燒室和噴管3 部分組成。來流的超聲速空氣氣流經過進氣道進入燃燒室，固體燃料在超聲速氣流中熱解，熱解燃氣與來流空氣摻混燃燒，燃燒產生的高溫燃氣經噴管膨脹產生推力。

圖2 固體燃料超燃沖壓發動機結構圖Fig.2 Schematic diagram of solid fuel scramjet

類似于固體火箭發動機，因固體燃料沖壓發動機所使用的固體燃料化學性質較穩定，且預先不與氧化劑接觸，故其擁有安全性高、結構簡單、存儲運輸方便等優點。然而固體燃料超燃沖壓發動機也存在諸多問題，比如在超聲速氣流中點火困難，固體燃料表面熱流量可能不足以使固體燃料熱解產生足夠的燃氣，從而無法維持穩定燃燒狀態。此外，由于超聲速氣流在燃燒室內停留時間較短，固體燃料熱解的化學反應時間可能大于停留時間。熱解產生的燃料可能無法與空氣充分混合，從而導致穩定燃燒無法建立，使其燃燒效率較低[9]。針對以上問題，近年來國內外學者做了大量相關研究，具體總結如下。

2 國外研究現狀

針對固體燃料超燃沖壓發動機這個概念，起初研究者對其可行性持懷疑態度。直到20 世紀80 年代，Witt 等[10]使用PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)和HTPB(端羥基聚丁二烯)兩種燃料進行了超聲速燃燒試驗，他們在固體燃料超燃沖壓發動機中使用PMMA，在雙模態沖壓發動機中用HTPB 作燃料。研究發現：盡管燃燒過程中熱損失較高，但兩種構型中均發生了超聲速燃燒，即固體燃料超聲速燃燒是可以實現的。在驗證了SF-Scramjet 概念的可行性后，國外相關研究工作者開始重點關注超燃沖壓發動機中使用的固體燃料性質和固體燃料超燃沖壓發動機機理研究。

2.1 固體燃料相關研究

迄今為止，盡管世界各國研究的固體燃料范圍很廣，但超燃沖壓發動機中對固體燃料要求較高，能夠滿足高能量密度、高燃燒效率及快速反應時間等諸多要求的高性能固體燃料并不多。目前，SFScramjet 發動機試驗使用的碳氫燃料通常為聚合物，如聚丁二烯(PB)、聚乙烯(PE)、聚甲基丙烯酸甲酷(PMMA)、聚丙烯(PP)和聚苯乙烯(PS)。在很多學者的發動機機理研究中均使用了PMMA[11-15]，其易加工且透明易于觀察。然而，因其分子中含有大量含氧成分(32%)，PMMA 并不是一種理想的固體超燃發動機燃料。關于超燃沖壓發動機中使用的固體燃料方面的研究，主要包括：針對固體超燃的特性需求開發新型推進劑的相關研究，常用的碳氫燃料中添加高能金屬顆粒的相關研究，以及對固體燃料熱解性能的相關研究。

2.1.1 新型固體燃料

關于新型固體燃料的研究，其中包括20 世紀80年代某機構研制了新一代含能立方烷衍生物，其中聚氰基立方烷化合物、1-4 二氰基立方烷和四氰基立方烷是一種理想的高能量密度燃料，適用于體積有限的場合。Helmy[11]考察了此類化合物作為固體燃料沖壓發動機燃料的特點。研究發現，當空燃比為6∶10時，兩者性能相似，理論比沖約7 000～11 000 N·s/kg。Friedauer 等[12]將以上二聚物與10%苯乙烯-聚丁二烯共聚物黏合劑制成固體燃料，在馬赫數為0.12～0.25、靜溫為300 K 空氣中點火，發現其熱值是HTPB 固體燃料2 倍，而在相同熱動力學條件和幾何構型下，此聚合物點火時間比HTPB 燃料高一個數量級。Segal 等[16]研究的烯烴二聚物C22H44也是一種高能量密度燃料(PCU)。研究發現，在相同形狀及熱力學條件下，點火時間比HTPB 高一個數量級，熱值約為HTPB 的2 倍。此外，LiH 作為一種新型高能固體燃料，近幾年受到了諸多研究者的關注。LiH 在高溫下分解產物為Li 和氫氣。LiH 的儲氫容量約為13.9%，比液化氫的氫含量還要高[17]。Li 是最輕的金屬，同時也是高含能材料。一方面，若用Li 作為固體燃料來代替固體推進劑，不僅能量高、燃速大，而且具有極高的比沖[17]；另一方面，LiH分解產生的氫氣注入到超燃沖壓發動機燃燒室內，可顯著改善其點火性能，同時提高超聲速燃燒氣流火焰穩定性和燃燒效率，進而提高其比沖。2009年，Simone 等[18]對LiH 作為固體燃料的可行性及其超聲速燃燒進行了數值研究。在對LiH 化學反應特性進行了熱化學計算分析基礎上，給出了詳細的LiH 燃燒模型描述，其中包括LiH 液化、分解、液滴揮發、反應等過程，并通過量級分析和合理假設對燃燒模型進行了簡化。然而，國內幾乎沒有開展基于LiH 的固體超燃沖壓發動機的研究。

2.1.2 金屬顆粒添加對固體燃料性能的影響

第二類關于固體燃料的研究是在常用的碳氫燃料中添加金屬顆粒等成分組成混合物。從熱值的角度考慮，硼是首選，鋁、鎂和碳等次之。Scott等[13，19]針對燃料組分對燃燒影響進行了研究，發現含金屬燃料需要更高的壓力和更長的停留時間來達到更好的燃燒效率。Snyder 等[20]對跨音速和超音速流動下的燃料燃燒特性進行了研究，發現傳統碳氫燃料如HTPB 等在低壓下更難點燃。然而，通過添加一些共聚物如BAMO/NMMO 等可以解決這個問題，因為這些聚合物所需分解熱較少且凝聚相也可與氧反應。1990 年，Netzer[21-22]和Ciezk[16]等針對Ti2B 和B4C 含硼燃料開展了大量試驗研究，主要研究了其在固體燃料沖壓發動機中的點火特性和燃燒過程。研究表明，在藥柱表面，高速氣流對其的沖擊會滯止產生大量熱量，在促使燃料完成相變、分解與氣化的同時，部分未燃顆粒也從表面噴出，進而改變流場結構。這意味著燃料受熱行為研究非常重要。

2.1.3 固體燃料熱解性能

在SF-Scramjet 燃燒室中，時刻發生著處于較強切向流動中的高強度傳熱、傳質的復雜過程，且流動、傳熱與燃燒是高度耦合的。燃燒室內氣體流動狀態與燃料物化性能及整體溫度分布決定了氣固兩者間的熱通量，進而影響著固體燃料的燃面退移速率。同時，燃面退移速率的快慢又會迅速影響到燃燒室內空燃比等參數上，進而影響燃燒特性與流場結構。所以，在研究SF-Scramjet 內固體燃料燃燒特性前，了解固體燃料的熱解性能至關重要。

研究固體燃料熱解特性的早期方法為體積熱解方式為主，主要方法有熱重分析法（Thermal Gravimetric Analysis，TGA）、示差熱分析法（Differential Thermal Analysis，DTA）和掃描量熱法（Differential Scanning Calorimetry，DSC）。此類方法缺點在于升溫速率低（約1～100 ℃/min），燃料樣品少。固體燃料在SF-Scramjet 燃燒室中的溫升速率在107 ℃/min 量級，因此，升溫速率更高的線性熱解方法更為接近固體燃料的實際燃燒過程。根據熱源及傳導方法的不同，線性熱解方法包括熱平板導熱法[23]、熱線導熱法、熱筒導熱法、火箭發動機尾氣導熱法[24]、擴散火焰自加熱法[25]和電弧輻射加熱法[26]。

Martin 等[27]采用熱筒導熱方式（溫升速率可達1 000 ℃/s），對4 種固體燃料在發動機中的熱解特性進行了試驗研究，結果表明，對于純HTPB，當固體燃料壁面溫度Tw＜722 K 時，指前因子A0為3 965 mm/s，活 化 能Ea為55.89 kJ/mol；當Tw＞722 K 時，指前因子A0為11.04 mm/s，活化能Ea為20.56 kJ/mol。Arisawa 等[28-29]利用溫度快速躍升與快速掃描技術研究了HTPB 在惰性環境中的熱解特性。該方法可以在瞬時升溫，以檢測氣體產物種類和濃度變化情況，非常適合研究SF-Scramjet 中固體燃料熱解問題。Wilde 等[30]分別針對PE、PMMA 在混合發動機和SFRJ 中的熱解特性進行了研究，結果顯示，對于PMMA，指前因子A0為7.21 mm/s，活化能Ea為222.260 kJ/mol。

2.2 固體燃料超燃沖壓發動機機理研究

固體燃料超燃沖壓發動機中固體燃料直接暴露在超聲速氣流中并迅速完成燃燒，這相當于將燃燒過程集聚在超短距離、超小空間內迅速實現，固體燃料的相變、分解與汽化、燃燒等復雜過程要在燃燒面處在切向超聲速氣流中快速完成，其中涉及固體燃料在切向高速氣流作用下的傳熱與傳質機理，邊界具有高質量流量燃氣和強熱量交換的主流超聲速流動機理，以及集成于超燃沖壓發動機時的燃燒啟動與穩定性等燃燒流動基礎問題，其涉及諸多復雜物理化學過程，但目前公開的與固體燃料超燃沖壓研究相關的文獻還較少。

2.2.1 理論模型方面

Ben-Arosh 等[31]研究了二維軸對稱模型，如圖3所示，其考慮了火焰穩定段與等直段。數值求解了二維、軸對稱、k-ε湍流模型，兩反應、六組分反應流模型。模擬了5～15 km 下的飛行馬赫數，對應的設計馬赫數為1.5。針對飛行馬赫數、燃燒室尺寸等參數對燃燒性能影響進行了探索，研究顯示燃料與來流空氣在1 ms 左右可以充分摻混，形成擴散火焰，其溫度最大值為2 846 K。燃速從入口截面向附著區逐漸增加，下游區域的燃速近乎恒定?；瘜W反應產生的熱量降低了當地馬赫數，改變了壓力分布，并增加了回流區中的流動。但其采用經驗公式計算燃面換熱量的方式具有局限性、未進行氣流通道面積隨時間變化的非穩態計算，未考慮湍流對化學反應的影響，使得其模型簡化過多，只具有參考價值。

圖3 Ben-Arosh 等的超燃燃燒室構型Fig.3 Ben-Arosh et al.’s scramjet combustor model

Jarymowycz 等[32]對HTPB 特性進行了理論分析，該模型構型如圖4 所示，Jarymowycz 等的超燃燃燒室構型，只考慮了等直段，通過數值計算分析了超音速橫流中固體燃料的燃燒，控制方程基于時間相關的多維可壓縮N-S 方程和組分輸運方程。這一方法的特征是考慮了有限速率化學反應和可變參數，湍流模型采用Baldwin-Lomax 代數模型?？刂品匠痰臄抵登蠼馐褂檬竿糠至袻U-SSOR 技術，隱式對待源相，細致地研究了不同操作條件對HTPB 固體燃料燃燒的影響。從燃料燃燒機理出發，系統地考慮了燃料燃燒與流動及化學反應間的相互影響，而不是采取某些文獻中假定燃料壁面溫度一定或采用對流換熱經驗公式的做法。結果表明，進氣道的溫度和壓力對燃速有強烈的影響。在發動機的工作范圍中，一個最優的壓力值可以使得燃速最大化。但其研究假定燃面固定，未考慮內徑變化及湍流燃燒帶來的影響。

圖4 Jarymowycz 等的超燃燃燒室構型Fig.4 Jarymowyycz et al.’s scramjet combustor model

Ben-Yakar 等[33]建立了簡化的一維準穩態理論模型來分析燃燒室擴張段的流動，控制體如圖5 中Ben-Yakar 模型中控制體所示，分析考慮了壁面燃料汽化產生的加質、燃燒產生的加熱、壁面摩擦及內腔橫截面積的變化，進而對燃速進行預測。其未考慮流動中可能發生的激波以及熱損失，一維模型預測結果與試驗獲得數據符合較好。隨后，其對凹腔在超音速燃燒室內流動用于火焰穩定研究進行了綜述[34]，總結了許多學者對凹腔基礎流場特性的研究，包括基于長深比的凹腔不同流動機理（開式或者閉式）、振蕩以及振蕩控制、不同凹腔構型的阻力、對點火過程至關重要的凹腔內流體的駐留時間。

圖5 Ben-Yakar 模型中控制體Fig.5 Geometry and nomenclature for the differential control volume of Ben-Yakar model

2.2.2 數值模擬

Jarymowycz 等[32]對超聲速來流下的固體燃料燃燒進行了數值研究，擬合得到的燃速公式如下：

結果表明，燃料退移速率對入口溫度和壓強的改變較為敏感，特別地，當壓強p＜405.3 kPa 時，燃速隨壓強升高而迅速增加；但當壓強p＞405.3 kPa時，燃速隨壓強升高而緩慢降低，即在壓強變化范圍中存在最優值使得燃速值達到最大。Ben-Arosh等[31]利用Phoenics 軟件進行了數值研究，結果表明，隨軸向距離增加，燃料經過再附著后，其分布逐漸靠近燃燒室中心，并與主流空氣發生足夠摻混，在近壁面區域發生燃燒，燃面將空間分為亞聲速區和超聲速區，燃燒效率為70%～90%。Sun 等[35]應用Fluent 軟件模擬了3 種燃燒室內的固體燃料燃燒，燃燒室進口空氣流的馬赫數為1.5，總溫為1 270 K，總壓為3 039.75 kPa，計算結果說明擴張段的速度比無反應時大。燃燒發生在裝藥壁面附近，燃燒效率在35%～45%，比推力和比沖隨著燃料退移而降，都比試驗結果低。Bose 等[36]研究了HTPB 在超音速橫流下的燃燒，結果表明在無反應流場中，隨著固體邊界的退移，主流空氣速度降低。在反應流場中擴張段的超音速區域比無反應流場中的增大，燃燒發生在燃料壁面附近。

2.2.3 實驗研究方面

實驗研究方面，美國海軍裝備研究院的Witt等[10]和Angus 等[37-38]首次提出了固體燃料超燃沖壓發動機在戰術武器上的應用想法，并展開了初步的探討。他們通過添加氫氣作為點火炬進行試驗，驗證了固體燃料超聲速燃燒的可行性，并計算了相應的燃燒效率。Angus 以PMMA 為燃料，使用具有放大鏡頭和分級標定屏幕的攝像機，對燃料的燃面推移變化規律進行了連續觀測，其攝像機確定的燃料瞬時內部輪廓線精度已經達到0.05 mm。

1994 年，以色列理工Ben-Yakar 等[33]在試驗中，首先實現了固體燃料在超聲速氣流中的自燃和穩定燃燒，并初步給出了燃燒室內固體燃料自燃和維持火焰穩定的限制條件。其采用PMMA 為固體燃料，試驗系統及燃燒室構型如圖6 中Ben-Yakar 所采用的試驗系統所示。通過試驗其還建立了PMMA的燃面退移速率與空氣質量流率的關系：

式中：為燃面退移速率；為空氣質量流量。

圖6 Ben-Yakar 所采用的試驗系統及燃燒室構型Fig.6 Schematic of experimental system and combustion chamber（dimension in mm）in the work of Ben-Yakar

Cohen-Zur 等[38]在Ben-Yakar 工作的基礎上，提高了燃燒室進氣口的總溫、總壓和流量，擴展了固體燃料超燃沖壓發動機的應用范圍。通過測量沿藥柱軸線分布的測點壓力，對所記錄影像進行數學分析，研究流體和燃燒現象，得到了燃速與來流氣體狀態參數的關系式。與Jarymowycz 等[32]的研究相比，其增加了來流空氣流量這個敏感因子：

式中：r為燃面退移速率；mair為空氣質量流量；Tt，in為入口總溫。

3 國內研究現狀

隨著國外諸多研究者對固體燃料超燃沖壓發動機的研究不斷深入，近年來，國內也陸續開展了固體燃料超燃沖壓發動機的相關研究。航天科技集團四院、北京理工大學、南京理工大學以及國防科技大學等相關的單位，對固體燃料超燃沖壓發動機做了數值模擬和實驗方面的相關研究。

楊向明等[39]基于一種固體燃料超燃沖壓試驗發動機的試驗數據，對超燃沖壓發動機燃燒室的初始狀態以及啟動后的燃燒流動進行數值模擬。采用UDF 給定PMMA 燃料進口邊界，結果顯示：燃燒室流場特性分布符合理論分析；燃燒室固體燃料壁面的燃料退移率與試驗數據有一定差異，但是整個燃面沿軸向的燃速分布規律與試驗值近似；沿軸向的燃面附近的壓力分布與試驗結果較為吻合。

劉偉凱等[40]建立了固體燃料超燃沖壓發動機工作過程模擬的數值模型?？刂品匠滩捎民詈蟿恿俊⒛芰俊⑦B續性方程以及組分輸運方程的雷諾平均N-S 方程；湍流模型采用RNGk-ε方程。結果表明：超音速燃燒室靜壓隨軸向距離的增加而逐漸降低；流場中心區域為混合超音速流動，而后向臺階的圓周區域為亞音速流動；燃燒效率隨著軸向距離的增加而增加。

近5 年來，由北京理工大學王寧飛教授帶領的課題組，對SF-Scramjet 燃燒室內燃燒特性及流場結構等方面進行了很多詳細的探索性研究。Pei等[41-42]數值研究了凹腔長深比對SF-Scramjet 性能的影響，使用SSTk-w模型能細致地模擬激波，二階迎風CFD 用來模擬軸對稱帶凹腔燃燒室的動力學流動，研究關注了凹腔在超音速流動中對燃燒的增強，及凹腔長深比在3～5 之間改變對流場的影響。陶歡等[43-44]研究了凹腔構型對SF-Scramjet 燃燒室內的混合和燃燒效率的影響，結果揭示了凹腔的引入能夠增強混合效率，研究認為存在一個優化的凹腔既能增強混合和燃燒效率又不使得總壓損失過大。同時，研究了燃燒室長度對固體燃料超燃沖壓發動機燃燒室性能的影響[45]。結果表明，隨著等直段長度的增大，燃燒室出口處燃燒效率逐漸減小，燃燒室內總壓損失逐漸減小，燃燒室推力逐漸增大改變擴張段長度，發現擴長段長度變化對燃燒室流場結構的影響較小，隨著擴張段長度的增大，燃燒室出口燃燒效率和燃燒室推力都略微減小。李彪等[46-47]研究了SF-Scramjet 在馬赫數4～6 之間工作時的性能，并以飛行馬赫數為6、高度25 km 為設計條件，對發動機各部件進行了初步設計，數值模型中考慮了在燃燒室之前加入恒定面積的隔離段，結果顯示，燃燒室性能隨著進口靜壓的增強而增加，同時增強性能和總壓損失增加之間需要進行綜合考慮。王利和等[48-50]將固體燃料的燃面退移速率模型耦合到準一維流動方程中，建立了固體燃料超燃沖壓發動機的準一維計算方法，利用該方法，在飛行條件一定的前提下，改變燃燒室入口氣流參數總壓、總溫、馬赫數，得出了各工況下的燃燒室初始型面尺寸并分析了其性能。研究結果表明，在設計飛行條件下，提高燃燒室入口氣流的總壓和總溫均能提高燃燒室的性能，但總溫對燃燒室性能的影響更大。Chi 等[51]對固體燃料超燃沖壓發動機燃燒室自點火特性進行了理論與數值仿真研究，研究表明，更長更深的凹腔有利于自點火的成功，建議燃燒室使用多臺階凹腔構型以增加自點火性能。王寧飛等[52]對固體燃料超燃沖壓發動機燃燒面退移速率的研究現狀和進展進行了詳細闡述，分別從固體燃料類型、燃燒室構型、理論預估模型、數值模擬及試驗研究等方面出發，論述了固體燃料在超聲速流動下燃速研究的進展和難點。

圖7 為王寧飛課題組搭建的超燃沖壓發動機加熱器實體圖。Liu 等[53]利用Fluent 軟件對以PMMA為燃料的SF-Scramjet 燃燒室進行了大量穩態數值模擬，并得到了可用于工程的經驗公式。Hu 等[54]對組合式固體燃料超燃沖壓發動機進行了數值仿真研究。仿真結果顯示，二次燃燒發生于超聲速燃燒室中，出口處的總壓損失為0.65，燃燒效率為48%。

圖7 王寧飛課題組所采用的加熱器實體圖Fig.7 Heater entity diagram adopted by Wang Ningfei，s research group

綜上所述，國外在固體燃料沖壓發動機試驗方面的研究很多，包括亞聲速燃燒、超聲速燃燒和雙模態燃燒等，地面試驗以直連式試驗和自由射流試驗為主，固體燃料有PMMA、HTPB 和PE 等。國內主要集中在亞聲速燃燒，超聲速燃燒方面的試驗研究公開文獻較少。

4 結束語

固體燃料超燃沖壓發動機具有儲存便捷、快速響應、比沖高等優點，在民用和軍用領域均有顯著的應用價值，但其存在的固體燃料超聲速流動下燃燒穩定性差等難題，使得近年來在此方面的研究進展相對遲緩。因此，對燃燒室內固體燃料的燃燒特性研究就顯得至關重要。固體燃料超燃沖壓發動機燃燒室內部在穩定工作時無法進行燃料控制，是一個強瞬態的過程，耦合了主流氣體與固體燃料間的換熱、固體燃料熱解加質、化學反應等因素，且有復雜的波系結構影響著流場。

固體燃料在超聲速流動下的熱量分布與表面火焰傳播等并未得到更為深入的分析，未來可從傳熱角度來分析建立不同種類固體燃料超燃下的受熱行為模型，并在考量不同燃料的物理化學性質等基礎上，創建SF-Scramjet 固體燃料選擇的標準參數（汽化熱、比熱等）。后續的研究可以著眼于分析不同階段流場結構下或波系結構下的燃面導熱規律，進而完善燃面退移理論預估模型。

試驗發現，燃燒室在工作后期壁面上出現逐漸明顯的波紋，這意味著流場出現了大量的渦結構，而是否可以以大渦模擬的方法，分析細微尺度下流場的結構并耦合在固體燃料的傳熱與加質過程中，也將是未來數值探索的一個方向。在分析燃燒室動態工作過程中，并未將之放于發動機中與進氣道、隔離段、尾噴管相匹配，未來從設計角度，在考慮飛行參數、進氣道與隔離段性能的基礎上，可以進行發動機整體數值模擬，這樣能更為直觀地得到發動機的整體性能參數，為進一步工程設計提供參考。