先進火力支援系統(tǒng)/SPATR發(fā)動機一體化設計——約束分析與任務分析①

陳 湘，蔡元虎，黃興魯，陳玉春，屠秋野

(西北工業(yè)大學動力與能源學院，西安 710072)

0 引言

固體推進劑空氣渦輪火箭發(fā)動機(Solid Propellant Air-Turbo-Rocket，SPATR)是一種新型吸氣式動力裝置。SPATR具有介于火箭發(fā)動機和渦輪噴氣發(fā)動機之間的性能。與火箭發(fā)動機相比，其具有更高比沖，且發(fā)動機狀態(tài)可調，推力由此可改變，所以具有更遠的射程，并可實現(xiàn)更為復雜的飛行彈道;相對于渦輪噴氣發(fā)動機，其推重比更高，因此可實現(xiàn)戰(zhàn)術導彈超音速飛行。

先進火力支援系統(tǒng)的設計思想則源于現(xiàn)代戰(zhàn)爭中地面部隊來自敵方地面和空中的多重威脅:包括地面裝甲部隊，以及武裝直升機、無人機、巡航導彈、攻擊機等中低空慢速的空中威脅，在作戰(zhàn)中期望以一種導彈系統(tǒng)就能進行有效打擊或壓制這些目標?，F(xiàn)有的動力系統(tǒng)(固體火箭發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、螺旋槳發(fā)動機、沖壓發(fā)動機)，在完成上述任務要求時均有相應缺陷。所以，SPATR發(fā)動機就成為一種可用的動力系統(tǒng)。

國外關于先進火力支援系統(tǒng)的資料見文獻［1－4］，這些文獻中給出了AFSS/SPATR發(fā)動機結合的一些性能參數(shù)，但未將如何得到這些性能的方法做出介紹;國內則未對AFSS開展研究，而SPATR方面的研究主要集中于發(fā)動機性能研究［5－6］。本文借助飛航導彈/渦扇發(fā)動機一體化設計的思路，以及超音速導彈/發(fā)動機安裝特性計算程序，建立了AFSS/SPATR發(fā)動機一體化設計的約束分析和任務分析模型，并利用該模型進行了計算和分析。計算結果顯示，采用SPATR發(fā)動機的AFSS具備完成多重作戰(zhàn)任務的能力，具有進一步研究的價值。

1 AFSS/SPATR發(fā)動機一體化設計

1.1 約束分析和任務分析模型

在AFSS/SPATR發(fā)動機一體化設計中，借鑒飛航導彈/渦扇發(fā)動機一體化的約束方程，由于SPATR發(fā)動機的非設計點性能接近于渦輪噴氣發(fā)動機，區(qū)別在于單位推力較大，而比沖相對較低，所以這一約束方程是可用的［7－8］。約束分析的目的是根據(jù)AFSS在任務剖面中的各種飛行姿態(tài)的要求，確定導彈發(fā)射推重比TSL/WTO和翼載WTO/S之間的關系，見式(1):

式中 v為飛行速度;CD0為零阻力系數(shù);n為過載系數(shù);β為瞬時質量比;α為推力系數(shù);gn為重力加速度;H為高度。

在不同飛行姿態(tài)下，由約束方程計算得到的約束曲線有所不同，從而在約束邊界圖上可得到解空間，選擇滿足約束邊界條件的推重比和翼載，即可進行任務分析計算。

任務分析的目的是根據(jù)AFSS的有效載荷、射程、任務剖面，對彈道進行全任務剖面分析，確定導彈發(fā)射總重，并根據(jù)約束分析所獲得的導彈發(fā)射推重比，計算出發(fā)動機設計點推力。反輻射導彈的發(fā)射總重WTO由有效載荷WP、空重WE和推進劑質量WF3個主要部分組成。任務分析要計算AFSS在給定的任務剖面中每個任務段導彈質量變化，最終確定導彈發(fā)射總質量。根據(jù)SPATR發(fā)動機安裝耗油率、安裝推力與導彈的推進功之間的關系，可推導出各任務段的導彈質量(即燃料消耗量)變化的關系，計算如下:

式中 Wi和Wf為導彈在任務段起始和終了的質量;Tsfc為發(fā)動機安裝耗油率;u=D/T為阻力與推力之比;表示導彈單位重力的勢能和動能的變化量;D/W為導彈阻力與導彈質量之比;Δt為飛行時間。

其中，式(2)為導彈加速、爬升段的質量比計算式，而式(3)為巡航、盤旋待機等任務段的質量比計算式。實際計算中，分解各任務段為飛行分段，在每個分段中，認為發(fā)動機的安裝推力和安裝耗油率不變，并求質量比，這種方法計算精度較高。

1.2 SPATR發(fā)動機的安裝性能計算

SPATR發(fā)動機在AFSS中的安裝示意圖見圖1。設計中導彈尾部完全包容發(fā)動機尾噴管，尾噴管底部阻力的影響相對較低。在安裝性能計算中，主要考慮超音速進氣道的外流損失對發(fā)動機性能的影響。

圖1 SPATR發(fā)動機安裝示意圖Fig.1 Installation schematic of SPATR

超音速進氣道采用混壓式進氣道設計，其損失系數(shù):

當考慮尾噴管安裝性能時，其損失系數(shù):

式中 A0、A1、A9、A10分別為 SPATR 發(fā)動機 0、1、9、10截面的面積;gc為牛頓常數(shù);a0為發(fā)動機進口0截面音速;m0為0截面的質量流量;M0為0截面馬赫數(shù);γ為比熱容比;CDP為尾噴管阻力系數(shù)。

F為發(fā)動機非安裝推力，F(xiàn)s為單位推力，sfc為非安裝耗油率，如式(6)計算:

式中 p0、p9為相應截面的總壓;v0、v9為相應截面的空氣速度;Wa為SPATR發(fā)動機進口空氣流量;Wg為富燃燃氣的流量。

對于AFSS/SPATR總的安裝推力T與安裝耗油率Tsfc:

1.3 AFSS的升阻特性

導彈的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD的計算方法［7］如式(8):

式中 系數(shù)CL，θ和CD是導彈攻角和飛行速度的函數(shù);θα為給定的攻角。

采用二次方的最小二乘法擬合，可得關系式(9):

升阻特性曲線的參數(shù) K2=0.0時，K1、CD0與馬赫數(shù)的關系如圖2(a)、(b)所示。

圖2 AFFS的升阻特性Fig.2 Lift-drag characteristics of AFSS

當AFSS的安裝性能和升阻特性確定后，即可進行以約束分析和任務分析為核心的一體化性能計算。

2 算例與分析

2.1 AFSS的任務剖面

圖3為AFSS的工作模式示意圖。

圖3 采用SPATR發(fā)動機的AFSS作戰(zhàn)模式示意圖Fig.3 A schematic illustration of fight modes for AFSS equipped with SPATR

圖3表明，AFSS具有2種作戰(zhàn)模式，由此可規(guī)劃為2種典型的作戰(zhàn)剖面。表1為在這2種剖面下的基本性能要求和發(fā)動機工作狀態(tài)。其中，以剖面-1表示具有搜索能力的近程對地作戰(zhàn)模式;剖面-2表示航程最大要求下的對空作戰(zhàn)模式。

表1 先進火力支援系統(tǒng)的典型任務剖面Table1 Typical mission profile of AFSS

由于AFSS主要在中低空(3～5 km)范圍內作戰(zhàn)，過高的超音速飛行能力對SPATR壓氣機的設計要求較高，同時燃氣發(fā)生器工作壓力的限制也有制約(18～20 MPa)。所以，將AFSS超音速巡航速度限定為Ma=1.8，加速攻擊時不超過Ma=2.5。結合AFSS兩種作戰(zhàn)模式，算例中給定約束分析邊界條件如下:近海平面最大飛行速度小于Ma=2.5(加速攻擊);爬升加速段:H=0～1 km，Ma=0～0.8;巡航段:H=3 km(H=5 km)，Ma=1.8;盤旋性能:H=3 km，Ma=0.6 ，n=4.0，盤旋時間不低于300 s;加速攻擊段:H=3～0 km，Ma≤2.5，dH/dt＜1 100 m/s。

2.2 AFSS的約束圖與設計點選擇

在以上約束分析條件和剖面確定后，進行各航段約束分析的計算，可得約束分析圖，如圖4所示。由于在2個任務剖面中的發(fā)射爬升段、加速攻擊段、巡航段計算數(shù)據(jù)重合度較高，所以將此3種飛行條件下的約束曲線分別以1條約束曲線表示。

圖4中，約束分析曲線構成1個解空間，在此解空間內所選擇的翼載和推重比，即可滿足AFSS任務剖面內各種飛行姿態(tài)的設計性能，根據(jù)推重比要盡可能小的設計點選擇原則，因此選擇滿足約束條件邊界的導彈設計點(圖4中以星號標識)的推重比為TSL/WTO=0.93，翼載 WTO/S=6 724 N/m2。

圖4 AFSS的約束分析圖和設計點選擇Fig.4 Constrain analysis diagram and design point choice of AFSS

2.3 AFSS的任務分析計算

按照所選擇的導彈發(fā)射推重比和翼載，根據(jù)現(xiàn)有的反坦克導彈以及122 mm火箭彈的性能參數(shù)，計算中將AFSS的有效載荷(戰(zhàn)斗部)定為15 kg，結構總重為70 kg，空重為30 kg，推進劑重25 kg，其中導彈的結構總重是指導彈發(fā)射時的質量。在給定的任務剖面下，對導彈進行任務分析。需指出的是計算中采用的有效載荷遠超過通常反坦克導彈(≈3 kg)和對空導彈的有效載荷質量，但考慮到進氣道、彈翼等結構質量，以及多重任務對制導系統(tǒng)的較高要求，采用一個較高的有效載荷，有利于導彈質量設計中的裕度，而實際有效載荷低于這一設計值時，相應地提高推進劑的質量，或降低有效載荷的質量，均可提高AFSS的航程。

通過一體化任務分析的程序計算，可得反輻射導彈的任務分析計算結果。表2為2種任務剖面下的計算結果。

由計算結果可看出，對于初始的發(fā)射爬升段，消耗的推進劑比例較高，達到33.24%。這是由于在發(fā)射段，SPATR的壓氣機開始工作時轉速低，可供給補燃室的空氣流量低。這一情況會導致在補燃室內產生短時間的富燃現(xiàn)象，從而消耗較多的推進劑，同時引起發(fā)動機推力不足，導致在發(fā)射段消耗時間較長。對于近程對地攻擊任務，計算中導彈可實現(xiàn)300 s的搜索待機能力。雖然剩余推進劑量較低，但在減少巡航段航程的情況下，這一問題可避免。表2中，計算結果顯示其射程最大時的情況。對于遠程對空攻擊任務，計算中顯示AFSS最大射程可達到139 km，此時剩余推進劑為0.976 kg，這一射程對戰(zhàn)術防空來說是充足的。由于飛行目標的機動性較高，同時飛行高度并不局限于5 km，所以對飛行高度較高的目標來說，這一最大射程將相應降低。對于遠程對地攻擊任務，比較同口徑的122 mm火箭彈與計算中的AFSS，當火箭彈74 kg、有效載荷為25.6 kg時，射程則不超過40 km。以上任務分析的計算結果可清晰顯示出，采用SPATR發(fā)動機的AFSS能兼顧射程、超音速能力、多重目標任務能力等的需要，是一種極具發(fā)展?jié)摿Φ膶?發(fā)動機系統(tǒng)。

表2 任務分析計算結果Table 2 Mission analysis results

3 結論

(1)飛航導彈/渦扇發(fā)動機一體化的設計方法，可用于AFSS/SPATR發(fā)動機一體化的設計，區(qū)別在于升阻特性的計算和超音速彈體結構安裝性能的計算。

(2)與現(xiàn)有導彈相比，約束分析計算得到AFSS的設計推重比0.93和翼載6 724 N/m2在許用范圍之內;進行任務分析的結果與SPATR發(fā)動機單位推力和比沖性能相符。

(3)任務分析的結果表明，采用SPATR的AFSS具備中低空環(huán)境下(H=3～5 km)超音速飛行能力(Ma=1.8)，在具有300 s的搜索時間的同時(Ma=0.6)，具備對半徑60 km范圍內的地面裝甲目標和中低空亞音速目標的全面打擊和壓制能力;當不考慮搜索作戰(zhàn)模式時，最大射程可達到130 km;但在起飛爬升和加速過程中，消耗推進劑的量較多，且飛行時間較長;與同口徑、同質量的火箭彈相比，則顯示AFSS在射程、飛行速度和多任務能力方面極具優(yōu)勢，可成為地面部隊重要的武器系統(tǒng)。

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