第33卷第2期 固体火箭技术JournalofSolidRocketTechnology Vol.33No.22010

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析①徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨　茂(西北工业大学航天学院,西安　710072)

摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06

Assessmentofdesigntechniquesofductedrockets

XUDong-lai,CHENFeng-ming,CAIFei-chao,YANGMao(CollegeofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniv.,Xi'an　710072,China)

Abstract:Thedesigncharacteristicsandtrendsofductedrocketssince1965aresummarized.Aimingatdemandingdesignre-quirementsposedbynewgenerationtacticalmissiles,namely,longrange,wideMachnumberrange,andhighmaneuverability,etc.,theinherentlimitationsanddisadvantagesoffivecommonlyusedmajordesigntechniques,i.e.thedesignoffixed-geometryinlet,fixed-geometrynozzle,commoncombustionchamber,nozzlelessbooster,andvariableflowgasgenerator,areanalyzedfromtheviewpointofessentialrequirementsoframjetthermodynamiccycle.Thepaperclearlypointsoutthatthecompromisephilosophyisthesourceoftheseproblemsandsuggeststhattheoptimumcontrolidea,i.e.,makingbreakthroughinnozzleregulationtech-niquefirst,activelydevelopinginletregulationtechnique,andimprovinggasgeneratorflowcontroltechniqueshouldbefollowedtoperfectramjetthermodynamiccycleandfacilitatetheapplicationsuccessfully. Keywords:ductedrocket;designtechniques;inlet;nozzle;gasgenerator

0　引言固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于SA-6近程防空导弹外,极少有固体火箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100km以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(Meteor)导弹和R-77M导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家,即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。关于冲压发动机的技术发展,国外Sosounov[1]、Wilson[2]、Waltrup[3]、Fry[4]、Stechman[5]、Besser[6]和Hewitt[7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代

表性的是在2004年Fry总结提出的冲压发动机Top10

—142—①收稿日期:2009-12-28。基金项目:武器装备预研基金项目(9140A28030207HK0332)。作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。关键研制技术[4]。在国内,叶定友[8]和张炜[9]等也做过探讨,曾较为笼统地概略指出了在冲压发动机程工程研制中存在的若干技术问题和发展方向。实际上,冲压发动机研制技术分为2类:一是基础科学和工业支撑技术;二是设计技术。更高性能的高能含硼贫氧推进剂和各种先进的耐热、抗热或隔热等功能结构材料及其先进加工工艺技术,以及各种高、精、尖的设计方法和试验技术,现已大量用于固体火箭冲压发动机工程研制。相对前苏联成功研制SA-6导弹之时,当前基础科学和工业技术的发展水平更高,对固体火箭冲压发动机研制起到更强有力的技术支撑,理应使之更好、更快地成功研制,而不应是处于今日落后现状。由此推断,造成当前研制困难的原因主要应归结于设计技术方面。文中针对设计技术问题开展细致分析,探究其存在的不足和问题,以促进工程设计方面提高认识和改进设计。

1　固体火箭冲压发动机设计技术发展概况和主体特征自1965年以来所有国外固体火箭冲压发动机技术研制项目及其发展状况[1-7],见表1。

表1　国外固体火箭冲压发动机技术研制项目概况Table1　Evolutionofforeignductedrocketresearchprojects

研制单位型号工程或项目名称动力类型开发时间巡航速度/Ma巡航高度/km动力射程/km发射方式研制状况美国海军ATP/TARSAM-ERDR1965-9713.815～21258Rail部件试验美国海军ATP/TARSAM-ERDRIRR1965-19713.815～21129Rail部件试验前苏联SA-6/GainfulDRIRR1965-2.81724Rail定型使用德国EFASFDR1976-1980————飞行试验美国空军DREDDR1977-19793.09——部件试验法国RustiqueMPSR-1UFDR1978-19853.01256Rail飞行试验美国空军DR-PTVFFDR1979-19863.518—Air地面试车美国空军VFDRDR1987-19973.01580Air部件试验美国/德国技术合作项目SFDR1989-19993.01580Air部件试验印度AKASHDRIRR1990-3.51524Rail飞行试验美国/法国技术合作项目UCDR1991-19973.01580Air部件试验美国/日本技术合作项目VFDR1992-19973.01580Air部件试验法国RustiqueMPSR-2UFDR1993-19973.52448Rail飞行试验俄罗斯R-77MVFDR1995-3.521105Air飞行试验英国FMRAAMVFDR1995-19993.021160Air项目开发德国ARMIGERDRIRR1996-3.09160Air部件试验欧洲BVRAAM/MeteorVFDR1999-4.01587Air飞行试验英国/瑞典S225XRVFDR2000-3.01596Rail部件试验美国海军SSSTVFDR2000-2.5+072-96Rail飞行试验美国海军HSADVFDR2002-4.524160Air飞行试验

显然,现有的固体火箭冲压发动机工程研制水平,总体上落后于当代军事发展需求。从设计技术方面,现有固体火箭冲压发动机的设计思想和技术路线雷同,均采用折中设计的整体式技术方案,其主体设计技术特征都己固化。如图1所示,欧洲流星导弹所采用的变流量整体式固体火箭冲压发动机[6],代表了当前设计技术发展的最高水平,反映了当前设计技术的主体特征,集中体现于以下5项:(1)采用固定几何进气道,不调节;(2)采用固定几何的喷管,不调节;(3)燃烧室共用,即固体助推器燃烧室与冲压发动机补燃室共用同1个燃烧室;(4)采用无喷管助推器,即抛弃了复杂的级联式固体助推器方案和传统可抛式助推喷管;(5)采用变燃气流量燃气发生器,即VFDR(Varia-bleFlowDuctedRocket)技术。

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2010年4月徐东来,等:固体火箭冲压发动机设计技术问题分析第2期图1　流星(Meteor)导弹用变流量固体火箭冲压发动机Fig.1　SchematicofthevariableflowthrottleableductedrocketmotorofMeteormissile

此外,从表1还可见一个特别值得关注的发展趋势:即从20世纪80年代以来,VFDR技术已发展成为最为重要的技术突破方向。当前在研项目中,无一例外地均采用VFDR方案。其中,早期的英国FM-RAAM,调节比仅3∶1,早就下马。目前在研的欧洲流星导弹,其燃气流量调节比已高达10∶1[6],并还在努

力提高,争取要达到12∶1以上。而俄罗斯的R-77M导弹,虽然最初采用简单的非壅塞式即UFDR方案,但发展到2003年后,不得已改用VFDR方案,其调节比也高达9∶1[4,10]。燃气发生器变燃气流量调节能力

高低,直接决定上述项目研制成败。足见VDFR技术在当前工程研制中的重要地位。

2　设计技术存在的问题及分析追究固体火箭冲压发动机设计技术存在的问题,应当回归到其热力循环的技术本质要求层面进行分析。本质上,理想的固体火箭冲压发动机是以布莱顿热力循环工作的高速巡航动力装置,如图2所示。其热力循环的工作过程如图3中p-v图上0-2-4-6-0工作包络所示。其中,0-2段为等熵压缩过程,由进气道实现,即将捕获的超声速气流压缩为亚声速气流,供给燃烧室燃烧;2-4段为等压燃烧加热过程,在燃烧室中进行;4-6段为等熵膨胀过程,由喷管完成;6-0段代表尾喷燃气在大气中的自由膨胀冷却过程。每完成一次热力循环循环,冲压发动机对外所做循环功,如图3中0-2-4-6-0包络的面积大小所示。工程上,因折中采用前述5项主体设计技术,导致实际固体火箭冲压发动机热力循环工作过程如图3中0-2'-4'-6'-0工作包络所示。对比理想的热力循环工作过程0-2-4-6-0可知,实际冲压发动机在工作过程中的性能退化及其机理显而易见[11-12]。面对当前越来越高的研制需求,其问题愈发