美國固體火箭發(fā)動機的發(fā)展及其在機載戰(zhàn)術(shù)導彈上的應用

王秀萍

(中國空空導彈研究院， 河南 洛陽　471009)

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美國固體火箭發(fā)動機的發(fā)展及其在機載戰(zhàn)術(shù)導彈上的應用

王秀萍

(中國空空導彈研究院， 河南 洛陽471009)

介紹了美國機載導彈發(fā)動機的發(fā)展歷程,從推進劑、殼體、噴管、點火裝置四個方面簡要介紹美國第一代、第二代和第三代機載導彈的發(fā)動機概況。詳細闡述美國第四代機載導彈AIM-120“先進中距空空導彈”和AIM-9X“響尾蛇”導彈的發(fā)動機性能和數(shù)據(jù),重點突出其性能的先進性和低易損性設(shè)計。最后介紹美國機載導彈發(fā)動機的最新發(fā)展計劃并預測其發(fā)展趨勢。

固體火箭發(fā)動機;機載導彈;AIM-120;AIM-9X

0　引　　言

機載戰(zhàn)術(shù)導彈在作戰(zhàn)使用和后勤維護中所經(jīng)歷的環(huán)境是所有武器中最惡劣的。 在貯存、 運輸、 裝卸和使用的過程中， 導彈要承受包括點載荷、 振動、 沖擊、 加速度、 極端氣候和溫度在內(nèi)的多種環(huán)境條件。 惡劣環(huán)境給機載導彈的發(fā)動機設(shè)計提出了嚴峻的挑戰(zhàn)， 其設(shè)計必須滿足特定的性能要求， 在-59.4～+76.7 ℃溫度范圍內(nèi)能可靠工作。

固體火箭發(fā)動機主要由推進劑裝藥、 殼體、 噴管、 點火裝置四個部件組成， 而推進劑在發(fā)動機的發(fā)展和更新?lián)Q代中起著非常重要的作用。 美國戰(zhàn)術(shù)導彈最早使用的推進劑是由硝化纖維和硝化甘油組成的雙基推進劑。 這種雙基推進劑的藥柱首先通過壓延工藝制作成型， 然后裝入一個圓柱形的套筒中。 但由于固有的性能限制和脆性， 該推進劑在二十世紀五六十年代被復合推進劑所取代。 復合推進劑是由固體粒子、 液體聚合型粘合劑和少量的添加劑組合而成的一種均質(zhì)混合物， 當時美國的許多公司， 如航空噴氣公司和赫克里斯公司都在研發(fā)復合推進劑。 現(xiàn)代復合推進劑的主要成分是高氯酸銨固體氧化劑， 其重量一般占到配方總重的68%～86%， 為了增加能量， 配方中可以加入粉末狀的金屬鋁。 與雙基配方相比， 復合推進劑不僅具有較高的能量， 而且可以將其直接倒入燃燒室中進行固化， 產(chǎn)生一個所謂的“貼壁澆注”藥柱， 使有限體積內(nèi)的推進劑質(zhì)量比和可用能量達到最大化[1]。

1　美國機載導彈發(fā)動機的發(fā)展歷程

美國的第一代機載導彈包括AIM-9B“響尾蛇”和AIM-7A/7C“麻雀”空空導彈等。 AIM-9B于1956年服役， 所使用的發(fā)動機代號為“響尾蛇1A”。 這種發(fā)動機采用質(zhì)量為19.5 kg的八角星形雙基推進劑、 高強度鋁合金殼體、 低碳鋼噴管， 結(jié)構(gòu)復雜， 能量低， 總沖只有36.28 kN·s[2]。

20世紀50年代是復合推進劑的大發(fā)展時期， 以端羧基聚丁二烯(CTPB)為代表的復合推進劑相繼研制出來。 與雙基推進劑相比， 復合推進劑的比沖和力學性能均有很大改善， CTPB推進劑在很寬的溫度范圍內(nèi)， 特別是在低溫條件下表現(xiàn)出極好的力學性能， 這對于機載導彈來說尤其重要。 同時發(fā)現(xiàn)， 在推進劑配方中加入大量鋁粉可以大幅提高比沖， 提供更加穩(wěn)定和高效的燃燒， 加上貼壁澆注工藝的成熟， 其質(zhì)量比高達94%， 所以廣泛應用于二十世紀六七十年代美國生產(chǎn)的第二代機載戰(zhàn)術(shù)導彈。 由于澆注復合推進劑排出的火焰溫度遠高于雙基推進劑， 因此， 發(fā)展了高強度鋼殼體以及先進的絕熱和噴管材料[1,3]。

“響尾蛇”導彈的發(fā)展需要更高能量的發(fā)動機， 高能量的復合推進劑恰好滿足這種需求。 美國第二代AIM-9C/9D “響尾蛇”導彈于1965年服役， 使用代號為Mk36 Mod2的發(fā)動機， 裝有聚丁二烯丙烯酸(PBAA)復合推進劑、 高強度鋼殼體和新的噴管， 總沖達到53 kN·s。 1962年， AIM-9C/9D發(fā)動機改用性能更好的CTPB復合推進劑， 其代號也升級為Mk36 Mod5， 總沖達到62.9 kN·s[1-2]。

20世紀70年代， 端羥基聚丁二烯(HTPB)復合推進劑獲得實質(zhì)性進展。 與前述復合推進劑相比， HTPB的性能優(yōu)勢非常明顯， 能量高， 具有較高的固體含量和鋁粉含量， 同時還具有較好的力學性能、 貯存性能和工藝性能。 20世紀80年代， HTPB推進劑很快取代其他粘合劑， 成為許多戰(zhàn)術(shù)導彈的首要選擇[1,3]。

盡管復合推進劑中加入大量鋁粉產(chǎn)生了高性能的固體火箭發(fā)動機， 但由此帶來較高的尾煙特征， 使導彈和載機容易暴露而受到攻擊。 為此， 美國于70年代中期開始為機載戰(zhàn)術(shù)導彈研制少煙HTPB推進劑， 通過減少配方中鋁的含量大大降低尾煙特征， 增加了導彈的隱蔽性， 降低了易損性。 據(jù)報道， 這種少煙AP/HTPB推進劑的固體含量為86%～88%， 燃燒速率為6.4～25.4 mm/s。 70年代末， 在成功解決不含鋁推進劑的燃燒不穩(wěn)定問題之后， 少煙發(fā)動機廣泛應用于機載導彈， 如“響尾蛇”空空導彈、 “哈姆”反輻射導彈、 “幼畜”空地導彈和AIM-120空空導彈[1,4]。

1978年服役的第三代AIM-9L/9M“響尾蛇”導彈， 使用Mk36 Mod7和Mk36 Mod8固體火箭發(fā)動機， 采用綜合性能更好的HTPB推進劑、 4130合金鋼殼體和潛入式噴管， 總沖達到63.15 kN·s。 Mk36 Mod8發(fā)動機還在點火裝置中增加了1個安全保險機構(gòu)。 1982年起， AIM-9L/9M的發(fā)動機采用少煙HTPB推進劑， 代號升級為Mk36 Mod9和Mk36 Mod11。

20世紀80年代， 美國開始重視對發(fā)動機低易損性的研究。 1984年， 美國海軍率先提出包括低易損性發(fā)動機在內(nèi)的鈍感彈藥方針， 并積極實施先進的鈍感彈藥發(fā)展計劃。 1988年4月， 美國海陸空三軍達成聯(lián)合協(xié)議， 要求1995年10月以后生產(chǎn)的武器都要符合低易損性軍用標準。 1989年1月， 美國國防部確定了鈍感武器的要求， 明確規(guī)定了試驗條件和準則[5]。

2　美國的第四代機載導彈發(fā)動機

1991年服役的第四代AIM-120 “先進中距空空導彈”(AMRAAM)采用少煙固體火箭發(fā)動機。 AIM-120導彈至今已服役20多年， 期間經(jīng)過持續(xù)改進產(chǎn)生了4種型號， 即AIM-120A/B/C/D。 為了提高導彈的射程， 其發(fā)動機也經(jīng)歷了改進， 現(xiàn)有基本型和改進型。 AIM-120C-4及之前型號均采用基本型WPU-6/B發(fā)動機， AIM-120C-5開始采用WPU-16/B改進型發(fā)動機。 兩種發(fā)動機都采用助推/續(xù)航單室雙推力方案， 由少煙1.3級HTPB推進劑、 機電解除保險點火裝置(arm/fire device)、 旋壓高強度鋼殼體， 以及高性能長尾管和出口錐組成。

基本型發(fā)動機的推進劑采用“圓管+八臂車輪”藥型， 八臂車輪的長度為藥柱總長度的1/4。 基本型發(fā)動機如圖1所示， 長度為1.89 m， 直徑為178 mm， 質(zhì)量為70 kg， 推進劑質(zhì)量為47 kg， 總沖為104 kN·s。

圖1基本型WPU-6/B發(fā)動機

改進型發(fā)動機的總長度保持不變， 通過縮短長尾噴管的長度將殼體長度增加了127 mm， 從而增加推進劑的裝填量。 推進劑采用“圓管+五角星型”藥型， 導彈射程增加10%以上。 改進型發(fā)動機如圖2所示, 其直徑與基本型相同， 質(zhì)量為75 kg， 推進劑質(zhì)量為51 kg， 總沖約為115 kN·s[2,4]。

圖2改進型WPU-16/B發(fā)動機

為了提高在航空母艦燃油火災中的安全性， 美國海軍在AIM-120導彈的發(fā)動機中采用低易損性設(shè)計， 即在發(fā)動機上安裝了熱起動卸壓系統(tǒng)。 該系統(tǒng)由兩部分組成： 第一部分為1.12 m長的包鉛線形爆炸藥條； 第二部分為引爆/傳爆組件。 該系統(tǒng)裝在導彈下面的線束罩內(nèi)， 能在火災發(fā)生后30 s內(nèi)啟動， 局部切割發(fā)動機的殼體， 使發(fā)動機燃燒室卸壓， 以避免發(fā)生爆炸。 系統(tǒng)還采取了安全措施， 可確保除了高溫火災外， 任何其他環(huán)境均不應引起線形藥條起爆。 導彈發(fā)射時的加速度力可將系統(tǒng)鎖定在安全狀態(tài)， 以防自由飛行中的氣動加熱使系統(tǒng)啟動。 只有裝有熱起動卸壓系統(tǒng)的導彈才允許部署在美國海軍的航母上， 裝有該系統(tǒng)的WPU-6/B發(fā)動機滿足美國海軍鈍感彈藥計劃中的快速烤燃和感應爆轟要求。

2003年服役的AIM-9X導彈是“響尾蛇”系列的最新型號， 屬于第四代近距空空導彈。 其沿用AIM-9M導彈的Mk36 Mod11少煙固體火箭發(fā)動機， 但是在后端安裝了由美國阿連特技術(shù)系統(tǒng)公司研制的推力矢量控制裝置。 與之前“響尾蛇”系列導彈采用鴨式氣動布局不同， AIM-9X導彈改用正常式氣動布局， 將頭部舵機移至導彈尾部， 所以對AIM-9M的潛入式噴管進行改進， 采用了長尾噴管。 燃燒室殼體為4130合金鋼， 旋壓加焊接成形， 藥柱為內(nèi)孔六角星型過渡至圓管形狀的少煙HTPB推進劑， 加入一些黑索金， 部分取代了高氯酸銨和鋁粉。 該發(fā)動機采用新的帶保險裝置的BKNO3高溫點火器和1個17-4 PH SST/硅酚噴管。 AIM-9X導彈發(fā)動機如圖3所示， 其長度為1.98 m， 直徑為127 mm， 質(zhì)量為45.4 kg， 推進劑質(zhì)量為27 kg， 總沖約為68 kN·s[2,6]。 AIM-9X導彈設(shè)計符合美國海軍NAVSEAINST 8010.5B《鈍感彈藥技術(shù)需求》中規(guī)定的鈍感彈藥要求。

圖3AIM-9X導彈的發(fā)動機

3　美國機載導彈發(fā)動機的發(fā)展計劃與趨勢預測

20世紀90年代， 為了取代大多數(shù)戰(zhàn)術(shù)導彈發(fā)動機中使用的HTPB/AP類推進劑， 美國開始研制HTPE推進劑， 目的是提高發(fā)動機的鈍感特性， 降低導彈和平臺的易損性。 雖然該推進劑在機載導彈中未獲得應用， 但是已成功應用于“麻雀”空空導彈的艦載改進型——“改進型海麻雀導彈”(ESSM)的火箭發(fā)動機中， 該發(fā)動機可以通過美軍標MIL-STD-2105B中的四種主要試驗項目， 而相應的HTPB推進劑僅能通過快速烤燃試驗一項[7]。

為進一步提高AMRAAM導彈的性能， 美國海軍提出“奪取空中優(yōu)勢/未來海軍能力”計劃。 該計劃的內(nèi)容是研發(fā)先進技術(shù)， 增大導彈射程， 減小截擊目標的時間， 提高末端機動能力， 以及改善火箭發(fā)動機對鈍感彈藥刺激的響應。 作為該計劃的其中一個部分， 美國阿連特技術(shù)系統(tǒng)公司在2009年10月從美國海軍獲得為下一代空空導彈研發(fā)發(fā)動機技術(shù)的合同。 該合同涵蓋四方面內(nèi)容： 高燃燒速率的推進劑以改善運動學； 提高殼體的剛度以減輕重量和改善敏捷性； 低燒蝕噴管以改善性能； 多脈沖推進以獲得末端機動能力。 此外， 阿連特公司在滿足鈍感要求方面打算采用經(jīng)濟承受得起的方案， 具體包括先進的推進劑配方、 低成本復合材料殼體， 以及在其他戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機計劃中已經(jīng)證明的點火保險裝置[8]。

為滿足未來戰(zhàn)爭對空空導彈速度更快、 射程更遠、 末端機動能力更強， 同時不增加重量和體積的要求， 美國空軍從1987年開始“變流量火箭沖壓發(fā)動機”(VFDR)的預先研究， 目的是為空空導彈開發(fā)新的沖壓噴氣推進能力。 從1993年開始， 以AMRAAM導彈的后繼增程型號為背景繼續(xù)開展VFDR研究， 并在1995年的巴黎航展上展出裝有VFDR的“先進中距空空導彈”模型。 2007年， 美國空軍又啟動“變流量火箭沖壓發(fā)動機-飛行器概念”(VFDR-FVC)項目研究， 目的是對已成功的VFDR項目作進一步研究， 使之適應F-22的內(nèi)掛要求， 同時對雙射程導彈、 雙任務導彈、 雙射程/雙任務導彈用沖壓發(fā)動機進行設(shè)計概念研究[9]。

從上述計劃可以看出， 隨著高性能機載導彈的需求牽引、 對鈍感彈藥的重視以及環(huán)保意識的增強， 高能量、 低易損性、 低信號特征、 低成本、 低污染、 靈活的能量管理和高可靠性已經(jīng)成為固體火箭發(fā)動機的當前發(fā)展重點和未來發(fā)展方向。 具體表現(xiàn)為推進劑向高能、 鈍感、 低信號特征和低成本等方向發(fā)展； 發(fā)動機殼體由金屬材料向非金屬材料轉(zhuǎn)變， 將大量采用新型增強纖維/樹脂復合材料； 噴管向輕質(zhì)和耐燒蝕方向發(fā)展； 點火裝置將進一步提高安全性等。 未來機載導彈的動力裝置， 一方面將大力尋求固體火箭發(fā)動機自身性能的提高和技術(shù)創(chuàng)新； 另一方面將采用新型固體火箭發(fā)動機技術(shù)， 如整體式固體火箭沖壓發(fā)動機、 多脈沖發(fā)動機等。 在固體火箭發(fā)動機的技術(shù)性能短期內(nèi)無法得到革命性改善的情況下， 中遠距空空導彈采用固體火箭沖壓發(fā)動機將是未來的發(fā)展趨勢。

[1] Moore T L. Solid Propulsion Enabling Technologies and Milestones for Navy Air-Launched Tactical Missiles[C]∥AIAA Centennial of Naval Aviation Forum “100 Years of Achievement and Progress”, Virginia Beach, VA, 2011.

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[9] Hewitt P W. Status of Ramjet Programs in the United States[C]∥44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Hartford, CT, 2008.

Development of U.S. Solid Rocket Motor and Its Application in Air-Launched Tactical Missiles

Wang Xiuping

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009， China)

This paper introduces the development history of solid rocket motors of U.S. air-launched missiles, including a brief introduction about motors performance of first generation, second generation and third generation air-launched missiles from four aspects about the motor propellant, the shell, the nozzle and the ignition device. This paper gives a detailed description of motors performance of fourth generation air-launched missiles, such as AIM-120 AMRAAM and AIM-9X Sidewinder, with an emphasis on their advanced technologies and low vulnerability design. Finally, latest development plans for U.S. air-launched missiles are provided and a future development trend is predicted.

solid rocket motor; air-launched missile; AIM-120; AIM-9X

10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.03.003

2015-12-01

王秀萍(1964-)， 女， 山西運城人， 研究員， 研究方向為精確制導武器情報研究。

V435

A

1673-5048(2016)03-0014-04