可變流量固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展與展望

霍東興，閆大慶，高 波

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025；2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十七所，西安 710025；3.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第四研究院，西安 710025)

可變流量固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展與展望

霍東興1，閆大慶2，高 波3

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025；2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十七所，西安 710025；3.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第四研究院，西安 710025)

概述了國(guó)外固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用與進(jìn)展情況，綜述了國(guó)內(nèi)外總體設(shè)計(jì)技術(shù)、高溫燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)、轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)、無(wú)噴管助推器技術(shù)、含硼貧氧推進(jìn)劑及燃燒組織技術(shù)、試驗(yàn)及分析技術(shù)的研究進(jìn)展，分析了關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)。最后提出后續(xù)發(fā)展建議：采用多種技術(shù)手段進(jìn)一步拓寬固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作包絡(luò)，使固沖發(fā)動(dòng)機(jī)使用方便可靠；改進(jìn)固體貧氧推進(jìn)劑配方，進(jìn)一步提高推進(jìn)劑能量；發(fā)展高溫燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)，減輕系統(tǒng)質(zhì)量；重視發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程中動(dòng)態(tài)性能的研究。

固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；可變流量；流量可調(diào)

0 引言

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)以高熱值、高密度的固體貧氧推進(jìn)劑為燃料，比沖是傳統(tǒng)固體發(fā)動(dòng)機(jī)的3～4倍。與液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比，具有以下優(yōu)點(diǎn)：一是全固體動(dòng)力，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、使用維護(hù)方便；二是工作過(guò)程中不會(huì)熄火，可靠性高；三是固體燃料密度高，可使動(dòng)力系統(tǒng)體積更小。十多年來(lái)，國(guó)內(nèi)可變流量固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(固沖發(fā)動(dòng)機(jī))技術(shù)取得了長(zhǎng)足進(jìn)步。整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)較多，且部分部件如轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)、助推器等的設(shè)計(jì)方案也不唯一，各方案的成熟度參差不齊。因此，有必要對(duì)當(dāng)前的技術(shù)進(jìn)展情況進(jìn)行較系統(tǒng)地梳理和分析。

本文主要對(duì)十多年來(lái)的國(guó)內(nèi)外固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)進(jìn)展進(jìn)行綜述，分析技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)并提出后續(xù)研究建議，為我國(guó)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展提供借鑒。

1 國(guó)外應(yīng)用及進(jìn)展概況

1.1 美國(guó)

美國(guó)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(又稱(chēng)固體管道火箭)在20世紀(jì)50～80年代經(jīng)歷了曲折艱難的推進(jìn)過(guò)程[1]。硼的高效燃燒問(wèn)題、燃料的煙霧特征問(wèn)題，曾使固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作受阻。盡管如此，大西洋研究公司、赫克勒斯公司等在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)方面取得了較大成就，主要體現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)的總體設(shè)計(jì)和分析、無(wú)噴管助推器、流量調(diào)節(jié)技術(shù)等方面。

1986年之后，美國(guó)先后實(shí)施了VFDR項(xiàng)目、HSAD項(xiàng)目，成功完成了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)[2-3]。AEROJET公司的MARC-R282固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在GQM-163A超音速掠海飛行靶彈上得到應(yīng)用，并裝備美國(guó)海軍。2006年以來(lái)，美國(guó)空軍先后提出了聯(lián)合雙任務(wù)空中優(yōu)勢(shì)導(dǎo)彈(圖1)(Joint Dual Role Air Dominance Missile，JDRADM)、新一代導(dǎo)彈(Next Generation Missile，NGM)，目的是研制一種新型空射雙用途導(dǎo)彈來(lái)執(zhí)行空戰(zhàn)和壓制敵防空任務(wù)，用來(lái)取代AIM-120超視距空空導(dǎo)彈和AGM-88“哈姆”(HARM)反輻射導(dǎo)彈。2012年2月13日，“出于經(jīng)濟(jì)可承受性原因”美國(guó)空軍取消了JDRADM/NGM項(xiàng)目。后續(xù)執(zhí)行的計(jì)劃為三類(lèi)目標(biāo)終結(jié)者(Triple Target Terminator，T3)項(xiàng)目。據(jù)報(bào)道，T3導(dǎo)彈(圖2)的動(dòng)力系統(tǒng)采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)。2014年，T3項(xiàng)目已由DARPA轉(zhuǎn)由美國(guó)空軍負(fù)責(zé)，并提交了最終測(cè)試報(bào)告，由此推測(cè)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等關(guān)鍵技術(shù)已經(jīng)成熟[4-5]。

2010年8月10日，Aerojet公司成功驗(yàn)證了用于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的先進(jìn)固體燃料，它具有高能、高燃燒效率、低可見(jiàn)性的特點(diǎn)。可看出，盡管美國(guó)的空空導(dǎo)彈計(jì)劃多次修改，但動(dòng)力裝置主要采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案，發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)不斷得到發(fā)展。

1.2 德國(guó)

1990年之前，德國(guó)主要以反艦導(dǎo)彈為應(yīng)用背景，開(kāi)展固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究，先后攻克了含硼推進(jìn)劑的燃燒、硼粒子的燃燒促進(jìn)方法，開(kāi)展多發(fā)飛行試驗(yàn)，不斷改進(jìn)流量調(diào)節(jié)閥、轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)、可拋噴管助推器等關(guān)鍵部件的設(shè)計(jì)方案。隨著小直徑大調(diào)節(jié)比流量調(diào)節(jié)裝置、無(wú)噴管助推器技術(shù)的突破，2000年左右開(kāi)始研制應(yīng)用于“流星”空空導(dǎo)彈的可變流量固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[6-11]。該導(dǎo)彈已經(jīng)完成所有研制工作，處于試生產(chǎn)階段。2016年4月28日，“流星”導(dǎo)彈從“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)上成功進(jìn)行首次制導(dǎo)發(fā)射，攻擊了一個(gè)空中目標(biāo)，這是“流星”導(dǎo)彈集成到該戰(zhàn)斗機(jī)上的一個(gè)重要里程碑。

為了使防空導(dǎo)彈獲得接近Ma=5的平均巡航速度，Bayern-Chemie公司對(duì)以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的低空攔截器性能進(jìn)行了評(píng)估[12]。主要設(shè)計(jì)方案為：首先，用固體助推器將攔截器從零速加速到約Ma=2；然后，助推器分離，二級(jí)助推器的推進(jìn)劑裝填于固沖補(bǔ)燃室內(nèi)部，形成整體式結(jié)構(gòu)，它使導(dǎo)彈進(jìn)一步加速至轉(zhuǎn)級(jí)馬赫數(shù)；最后，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作使導(dǎo)彈完成攔截任務(wù)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用環(huán)形頭部進(jìn)氣道方案，在助推段進(jìn)氣道入口處于封堵?tīng)顟B(tài)；進(jìn)氣道出口處設(shè)置出口堵蓋，使進(jìn)氣道免受二級(jí)助推器的高溫燃?xì)鉄g。二級(jí)助推器工作后，進(jìn)氣道壓縮錐向后移動(dòng)，使入口打開(kāi)，出口堵蓋用火工裝置打開(kāi)，并從補(bǔ)燃室排出。級(jí)間艙上的氣流通道見(jiàn)圖3。為提高補(bǔ)燃室燃燒效率，空氣分前后兩股進(jìn)入補(bǔ)燃室；當(dāng)飛行到一定高度后，二次燃?xì)馔ǖ来蜷_(kāi)，以減小燃?xì)饬髁俊＿@種采用二次燃?xì)馔ǖ赖姆桨缚梢跃徑饬髁空{(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的技術(shù)難度。

1.3 日本

文獻(xiàn)[13-15]報(bào)道了日本固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)情況，指出了今后重點(diǎn)開(kāi)展的研究工作。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用了雙下側(cè)二元進(jìn)氣道布局形式，在進(jìn)氣道入口處設(shè)置有可拋式封堵裝置，以減小氣動(dòng)阻力和保護(hù)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)。飛行試驗(yàn)是從地面發(fā)射、海面飛行，試飛器工作過(guò)程包括輔助助推器燃燒階段、整體式助推器燃燒階段、過(guò)渡階段、沖壓燃燒階段、滑翔階段。通過(guò)多發(fā)飛行試驗(yàn)，獲得了推力控制及機(jī)體控制性能技術(shù)數(shù)據(jù)，達(dá)到了預(yù)期目標(biāo)。后續(xù)開(kāi)展的研究為：固沖發(fā)動(dòng)機(jī)輕質(zhì)化、無(wú)噴管助推器、進(jìn)氣道堵蓋的機(jī)理研究、擴(kuò)大流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)范圍。據(jù)公開(kāi)報(bào)道，日本和英國(guó)從2014年開(kāi)始進(jìn)行合作，研發(fā)以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的內(nèi)埋遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈。

從國(guó)外進(jìn)展來(lái)看，美國(guó)、德國(guó)均擁有先進(jìn)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。美國(guó)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在超音速掠海飛行耙彈上得到應(yīng)用，正在發(fā)展的T3導(dǎo)彈也擬采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)。德國(guó)研制的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在“流星”空空導(dǎo)彈上得到成功應(yīng)用；他們還進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)巡航速度，擬用于平均速度達(dá)Ma=5的低空攔截器。

2 關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)展

2.1 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)

在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制初期，由于部件方案很不成熟，一般采用先部件獨(dú)立設(shè)計(jì)、驗(yàn)證，再總體集成設(shè)計(jì)的方法，設(shè)計(jì)周期較長(zhǎng)。隨著燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)、轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)等“瓶頸”的全面突破，整體式可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案日趨成熟，總體優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)快速發(fā)展。

國(guó)外在吸氣式導(dǎo)彈/動(dòng)力總體優(yōu)化設(shè)計(jì)方面已經(jīng)開(kāi)展了較為深入的研究，形成了多個(gè)一體化設(shè)計(jì)平臺(tái)，能夠滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)方案估算、詳細(xì)設(shè)計(jì)、性能評(píng)估等各種需求，該平臺(tái)顯然也適用于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的總體設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[16]開(kāi)展了機(jī)彈一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)的遺傳算法研究，目的是設(shè)計(jì)帶有固體助推器的以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的艦載導(dǎo)彈。該導(dǎo)彈系統(tǒng)的預(yù)示性能用專(zhuān)門(mén)的程序來(lái)得到，通過(guò)遺傳算法，給出了較優(yōu)設(shè)計(jì)方案，證明了設(shè)計(jì)方法的可行性。21世紀(jì)以來(lái)，隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的突破，國(guó)外已經(jīng)致力于高超音速飛行器一體化工具的開(kāi)發(fā)[17-19]，實(shí)現(xiàn)對(duì)武器系統(tǒng)的優(yōu)化，這種工具適合于各種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的飛行器。國(guó)外研究表明，建立保信度高、計(jì)算成本可控的動(dòng)力模型是完成彈機(jī)一體化設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。它能夠根據(jù)不同的設(shè)計(jì)目標(biāo)，構(gòu)建合適的優(yōu)化模型，以較低的計(jì)算成本達(dá)到目標(biāo)。

國(guó)內(nèi)對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的研究已起步，主要是建立發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量模型、性能模型及彈道模型，采用遺傳算法開(kāi)展總體優(yōu)化設(shè)計(jì)。1997年，文獻(xiàn)[20]以某防空導(dǎo)彈為例建立了整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)與導(dǎo)彈一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)模型。結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)，挖掘了整體式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)潛力，導(dǎo)彈彈道性能明顯提高。2002年以來(lái)，國(guó)防科技大學(xué)研究了以固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈的總體優(yōu)化設(shè)計(jì)[21-23]，探討采用遺傳算法實(shí)現(xiàn)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈一體化設(shè)計(jì)，選擇的目標(biāo)函數(shù)是導(dǎo)彈起飛質(zhì)量最小，或者在固定發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量條件下，導(dǎo)彈飛行距離最大的單目標(biāo)優(yōu)化模型，表明通過(guò)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)，可提高沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和導(dǎo)彈的總體性能。文獻(xiàn)[24]利用變量化約束將設(shè)計(jì)過(guò)程與幾何造型過(guò)程進(jìn)行結(jié)合，自主研發(fā)了一套固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，為發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)提供一套方便快捷的工具。文獻(xiàn)[25]提出了以導(dǎo)彈綜合特性為目標(biāo)函數(shù)來(lái)優(yōu)化固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)的思路，利用遺傳算法進(jìn)行了非壅塞式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)的優(yōu)化，表明當(dāng)參數(shù)選擇適當(dāng)時(shí)，以非壅塞式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的空空導(dǎo)彈在較寬的工作包線(xiàn)內(nèi)，也能具有優(yōu)秀的飛行性能，空空導(dǎo)彈的平均飛行速度得到了提高。

對(duì)于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算，國(guó)外主要采用了理論方法，即沿各典型截面分別進(jìn)行參數(shù)計(jì)算，最終獲得發(fā)動(dòng)機(jī)性能。國(guó)內(nèi)的計(jì)算方法主要采用理論和工程相結(jié)合的方法，主要是用工程的方法對(duì)補(bǔ)燃室燃燒效率進(jìn)行預(yù)示，取得了較好效果。由于發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型的復(fù)雜性(特別是工作邊界)，很難用數(shù)學(xué)解析方法描述發(fā)動(dòng)機(jī)性能。為此，文獻(xiàn)[26]開(kāi)發(fā)了基于離散數(shù)據(jù)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析軟件，采用多維插值、多項(xiàng)式擬合、多項(xiàng)式求根、等值面計(jì)算、邏輯運(yùn)算等方法，能夠獲得描述發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的曲線(xiàn)、曲面和實(shí)體，從而可對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行多維度深入分析，為發(fā)動(dòng)機(jī)精細(xì)化設(shè)計(jì)奠定了一定基礎(chǔ)。

文獻(xiàn)[27]評(píng)價(jià)了發(fā)動(dòng)機(jī)各部件設(shè)計(jì)中應(yīng)注意的問(wèn)題，提出了應(yīng)加強(qiáng)的研究工作，為固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制指明了方向。根據(jù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理可知，僅僅燃?xì)饬髁靠烧{(diào)并不能將熱力循環(huán)調(diào)節(jié)到最佳狀態(tài)，原因在于進(jìn)氣道和噴管幾何固定，總有一個(gè)部件存在較大損失，影響了發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能。文獻(xiàn)[28]對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)中存在的問(wèn)題進(jìn)行了系統(tǒng)分析，提出“開(kāi)源節(jié)流”的設(shè)計(jì)思想，認(rèn)為只有進(jìn)氣道、燃?xì)饬髁俊姽芫烧{(diào)，才能實(shí)現(xiàn)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)的最佳化。當(dāng)然，要實(shí)現(xiàn)這樣的目標(biāo)在技術(shù)上存在很大挑戰(zhàn)。

文獻(xiàn)[29]基于一維氣動(dòng)理論，建立了可調(diào)沖壓噴管變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性進(jìn)行了分析，表明沖壓噴管可調(diào)后，發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線(xiàn)擴(kuò)大，比沖提高。文獻(xiàn)[30]對(duì)進(jìn)氣道可調(diào)、噴管可調(diào)及進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行了對(duì)比分析，表明噴管可調(diào)要比進(jìn)氣道可調(diào)所帶來(lái)的優(yōu)勢(shì)更大，可作為下一步突破的重點(diǎn)。

國(guó)內(nèi)針對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)/彈的氣動(dòng)、動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)進(jìn)展較為緩慢，影響著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的較好發(fā)揮。文獻(xiàn)[31]將基于Kriging模型的近似技術(shù)引入固沖發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，使導(dǎo)彈升阻比提高了21.9%。可見(jiàn)，彈機(jī)一體化設(shè)計(jì)的潛力巨大，能夠從武器系統(tǒng)最優(yōu)的角度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行優(yōu)化。

上述研究表明，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)正朝著彈機(jī)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)的方向發(fā)展，為拓寬固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作包絡(luò)、獲得更優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能，可調(diào)噴管技術(shù)、可調(diào)進(jìn)氣道技術(shù)是達(dá)到這一目的的重要手段。

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能至少和高度、速度、燃?xì)饬髁棵芮邢嚓P(guān)，不同工況下的比沖性能差異較大。流星導(dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的含硼推進(jìn)劑熱值達(dá)到50 MJ/L的水平[11]，據(jù)此估算10 km下的最大比沖約9 000 N·s/kg。從文獻(xiàn)[26]的分析數(shù)據(jù)可見(jiàn)，國(guó)內(nèi)含硼固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能可達(dá)8 000 N·s/kg以上，與國(guó)外先進(jìn)水平非常接近。文獻(xiàn)[98]報(bào)道了非壅塞式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在高度800 m、Ma=2.4～2.8的飛行比沖為6 500 N·s/kg。2.2 高溫燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)對(duì)于拓寬工作包絡(luò)、提高發(fā)動(dòng)機(jī)加速能力、實(shí)現(xiàn)多種攻擊彈道等有重要作用，也是可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的典型特征。盡管改變?nèi)細(xì)饬髁康姆椒ㄓ凶兒砻嬲{(diào)節(jié)、變?nèi)济嬲{(diào)節(jié)、變?nèi)妓僬{(diào)節(jié)等多種方案，但最具潛力、最有實(shí)用價(jià)值的還是變喉面調(diào)節(jié)方案。

美國(guó)的Miller W早在1981年就對(duì)多種閥型的性能進(jìn)行了評(píng)估，性能由優(yōu)到劣依次為柱塞滑閥、轉(zhuǎn)軸閥、截盤(pán)閥、旋轉(zhuǎn)凸輪閥等[32]，MARC-R282固沖發(fā)動(dòng)機(jī)就應(yīng)用了柱塞滑閥。德國(guó)研制的“流星”導(dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了滑盤(pán)閥方案，通過(guò)對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的閉環(huán)控制，實(shí)現(xiàn)燃?xì)饬髁康木_控制。日本的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了旋轉(zhuǎn)閥(rotary control valve)方案。公開(kāi)資料表明，德國(guó)研制的流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)比可達(dá)12∶1。

十多年來(lái)，國(guó)內(nèi)對(duì)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)進(jìn)行了大量深入研究，關(guān)鍵技術(shù)取得全面突破。文獻(xiàn)[33-35]分別以氣動(dòng)錐型閥、滑盤(pán)閥為對(duì)象，分析了燃?xì)獍l(fā)生器負(fù)調(diào)特性的影響因素及系統(tǒng)的頻率特性，表明燃?xì)饬髁靠煽氐娜細(xì)獍l(fā)生器具有變參數(shù)特性，具有很強(qiáng)的非線(xiàn)性特性。呂曉武[36]對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)控制參數(shù)的研究表明，由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力不能直接測(cè)量，選取進(jìn)氣道出口靜壓與來(lái)流總壓之比為控制參數(shù)是理想的參數(shù)。

文獻(xiàn)[37]對(duì)滑盤(pán)閥進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)和約20 s的地面熱試驗(yàn)證，表明這種調(diào)節(jié)閥可以滿(mǎn)足需求。文獻(xiàn)[38]為改進(jìn)燃?xì)獍l(fā)生器的調(diào)節(jié)精度，在壓力閉環(huán)中引入模糊積分控制，即使在長(zhǎng)時(shí)間工作下，響應(yīng)速度、超調(diào)量等動(dòng)態(tài)特性仍較好。劉源翔等[39-40]對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制系統(tǒng)進(jìn)行研究，提出一種前反饋?zhàn)赃m應(yīng)PID控制方案，克服了系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)對(duì)控制帶來(lái)的影響，提高了系統(tǒng)的響應(yīng)速度與控制精度。曹軍偉等[41]通過(guò)仿真分析研究了燃?xì)饬髁康呢?fù)調(diào)現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)負(fù)調(diào)量隨空腔長(zhǎng)度的增大而增大，隨調(diào)節(jié)時(shí)間的增大而減小。李毅等[42]采用DSP+FPGA主協(xié)處理器方案設(shè)計(jì)了工程實(shí)用的發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器，并將其用于控制器測(cè)試系統(tǒng)及半實(shí)物仿真試驗(yàn)中，表明整個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案性能穩(wěn)定、運(yùn)行可靠、實(shí)時(shí)性強(qiáng)，取得理想效果。

綜上所述，國(guó)內(nèi)流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)比最大約為8∶1，與國(guó)外還有一定差距。流量調(diào)節(jié)技術(shù)首先是一個(gè)熱結(jié)構(gòu)問(wèn)題，需要通過(guò)合理選材和閥型設(shè)計(jì)，滿(mǎn)足熱防護(hù)、強(qiáng)度、動(dòng)密封的要求；它還是一個(gè)控制問(wèn)題，目前都采用了壓強(qiáng)閉環(huán)控制技術(shù)，針對(duì)特有的負(fù)調(diào)現(xiàn)象，通過(guò)控制參數(shù)的優(yōu)選得到一定改善；從調(diào)節(jié)原理來(lái)看，調(diào)節(jié)性能與貧氧推進(jìn)劑的壓強(qiáng)指數(shù)、凝相成分及其含量的關(guān)系非常密切。因此，需要結(jié)合推進(jìn)劑配方優(yōu)化，綜合解決燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)問(wèn)題。

2.3 轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)

轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)主要包括進(jìn)氣道入口堵蓋和出口堵蓋，在助推段，2個(gè)堵蓋均封堵，出口堵蓋承受高達(dá)十幾兆帕的助推器工作壓強(qiáng)。轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)，兩堵蓋依次打開(kāi)，使高速氣流順利進(jìn)入補(bǔ)燃室，啟動(dòng)續(xù)航段的工作。當(dāng)采用可拋噴管助推器時(shí)，可拋噴管的解鎖時(shí)序也屬于轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)之一。已經(jīng)開(kāi)展的主要研究?jī)?nèi)容包括出口堵蓋材料的選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及入口堵蓋機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。

美國(guó)的HSAD項(xiàng)目固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室進(jìn)氣口處為鉸接堵蓋[2]，助推器工作結(jié)束后，堵蓋向補(bǔ)燃室內(nèi)部打開(kāi)。“流星”導(dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道入口堵蓋(即進(jìn)氣道的壓縮面)為鉸接結(jié)構(gòu)[7-8]，助推段時(shí)處于“撐起”狀態(tài)，減小氣動(dòng)阻力并封堵進(jìn)氣道，轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)轉(zhuǎn)換到“放下”狀態(tài)，空氣進(jìn)入進(jìn)氣道。該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口堵蓋的方案有脆性材料破碎式和機(jī)械打開(kāi)式等多種方案，可從有關(guān)專(zhuān)利文獻(xiàn)中查閱。

文獻(xiàn)[43]提出一種可燒蝕堵蓋方案：由鈀和鋁組成層壓板結(jié)構(gòu)，并用相同材料制成點(diǎn)火片，插入到助推器裝藥內(nèi)部，以加速堵蓋的引燃。文獻(xiàn)[44-45]對(duì)轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)進(jìn)行了探討，介紹了多種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、實(shí)用性強(qiáng)的進(jìn)氣道入口、出口和燃?xì)鈬娮於律w，重點(diǎn)研究了一種泄流式進(jìn)氣道堵蓋方案。楊石林[46]、何勇攀[47]等利用數(shù)值仿真研究了進(jìn)氣道出口堵蓋打開(kāi)前后的流場(chǎng)變化過(guò)程，認(rèn)為出口堵蓋先打開(kāi)、入口堵蓋后打開(kāi)的方案，進(jìn)氣道起動(dòng)時(shí)間短，且壓強(qiáng)峰值小，更有利于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)。郭昆等[48]總結(jié)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道流動(dòng)分析、轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)序設(shè)計(jì)等方面所面臨的關(guān)鍵技術(shù)，指出了在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)研究、轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程數(shù)值仿真、地面試驗(yàn)驗(yàn)證等方面還存在不足。

轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)間是指助推級(jí)工作結(jié)束到續(xù)航級(jí)推力穩(wěn)定所間隔的時(shí)間。日本研制的飛行試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)采用了可拋噴管助推器和GAP固體貧氧推進(jìn)劑，在直連中測(cè)得的轉(zhuǎn)級(jí)時(shí)間為0.18～0.22 s,2次飛行試驗(yàn)實(shí)測(cè)值分別為0.15 s和0.17 s[14]。

轉(zhuǎn)級(jí)技術(shù)是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要關(guān)鍵技術(shù)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的不同，轉(zhuǎn)級(jí)部件方案差異很大。目前，應(yīng)用較多的是機(jī)械可拋式入口堵蓋、鉸接式無(wú)拋出物入口堵蓋、破碎式進(jìn)氣道出口堵蓋、可燒蝕式進(jìn)氣道出口堵蓋等。轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程時(shí)間短暫，流動(dòng)復(fù)雜，動(dòng)態(tài)特征顯著。因此，要重視轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)在動(dòng)態(tài)條件下的工作可靠性。

2.4 無(wú)噴管助推器技術(shù)

20世紀(jì)80年代，美國(guó)學(xué)者對(duì)無(wú)噴管助推器技術(shù)進(jìn)行了大量研究，認(rèn)為具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本低的特點(diǎn)，應(yīng)用領(lǐng)域主要是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的助推器、大型固體助推器等。無(wú)噴管助推器雖然結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但工作過(guò)程較常規(guī)固體發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜，主要體現(xiàn)在工作過(guò)程的非定常性、侵蝕燃燒、以及推進(jìn)劑燃速與裝藥結(jié)構(gòu)之間的匹配性。文獻(xiàn)[49-50]用數(shù)值仿真的方法研究了雙燃速串裝藥柱無(wú)噴管助推器的性能，表明在后段采用低燃速推進(jìn)劑后，平均壓強(qiáng)提高，助推器比沖性能得到提高。他們用X射線(xiàn)分析技術(shù)研究了喉部燃面的退移規(guī)律，獲得了瞬時(shí)燃速和侵蝕比，為性能預(yù)示奠定了基礎(chǔ)。在大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上，已經(jīng)發(fā)展了通用無(wú)量綱侵蝕燃燒模型[51]，內(nèi)彈道性能預(yù)示精度顯著提高，在此基礎(chǔ)上建立了一維非定常內(nèi)彈道性能預(yù)示模型，為設(shè)計(jì)方案優(yōu)化提供了有力工具。文獻(xiàn)[52]對(duì)無(wú)噴管助推器設(shè)計(jì)中的裝藥結(jié)構(gòu)、侵蝕燃燒、兩級(jí)裝藥燃速匹配等關(guān)鍵問(wèn)題進(jìn)行了分析，為無(wú)噴管助推器的設(shè)計(jì)提供了借鑒。

噴管堵蓋對(duì)于助推器的氣密檢測(cè)、防止異物對(duì)藥柱產(chǎn)生損傷等是非常必要的，但如果設(shè)計(jì)不當(dāng)，可能會(huì)對(duì)載機(jī)造成影響。文獻(xiàn)[53]分析了尾噴管堵蓋的設(shè)計(jì)要求，提出了易碎式堵蓋和簡(jiǎn)易球面堵蓋兩種設(shè)計(jì)方案，用試驗(yàn)證明了設(shè)計(jì)的正確性。

對(duì)比分析國(guó)內(nèi)外性能指標(biāo)，無(wú)噴管助推器比沖均可達(dá)2 000 N·s/kg以上。由于無(wú)噴管助推器壓強(qiáng)分布梯度大，必然引起藥柱變形，從而對(duì)推進(jìn)劑的力學(xué)性能提出較高要求。藥柱變形、特別是低溫條件下的藥柱完整性對(duì)無(wú)噴管助推器性能的影響還需進(jìn)一步研究。

2.5 高能含硼貧氧推進(jìn)劑及燃燒組織技術(shù)

硼的高熱值、高密度、無(wú)毒等優(yōu)越性能使其成為高能富燃推進(jìn)劑的優(yōu)選燃料。文獻(xiàn)[54]綜述了國(guó)內(nèi)外在調(diào)節(jié)含硼富燃料推進(jìn)劑的點(diǎn)火、燃燒性能所采取的技術(shù)途徑，提出了改善含硼富燃料推進(jìn)劑燃燒性能的方法。燃燒是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)從化學(xué)能向機(jī)械能轉(zhuǎn)化的關(guān)鍵一步，補(bǔ)燃室燃燒組織技術(shù)一直是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的研究熱點(diǎn)，目的是獲得較高的補(bǔ)燃效率。對(duì)于以含硼推進(jìn)劑為燃料的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，研究工作主要從以下幾方面開(kāi)展。

(1)硼粒子的點(diǎn)火燃燒模型。通過(guò)本項(xiàng)研究，要搞清硼和氧氣的燃燒過(guò)程、燃燒機(jī)理，獲得影響燃燒過(guò)程的因素，從推進(jìn)劑配方、補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、混合燃燒過(guò)程等方面，采取有利于燃燒的措施。胡建新等[55-56]針對(duì)硼顆粒在補(bǔ)燃室內(nèi)通常會(huì)受到高速氣流作用的特點(diǎn)，采用液滴破碎的附面層理論，研究了帶有液態(tài)氧化層的硼顆粒在高速氣流中的氣流剝離現(xiàn)象，在King點(diǎn)火模型的基礎(chǔ)上建立了高速氣流中硼顆粒點(diǎn)火模型，給出了硼顆粒周?chē)吔鐚觾?nèi)溫度場(chǎng)、濃度場(chǎng)及顆粒燃燒速率隨雷諾數(shù)的變化規(guī)律，為補(bǔ)燃室燃燒組織的設(shè)計(jì)提供了理論依據(jù)。霍東興[57]運(yùn)用UDF將硼粒子點(diǎn)火燃燒King模型用于補(bǔ)燃室燃燒流場(chǎng)仿真，獲得了不同粒徑的硼粒子在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火燃燒位置，為燃燒組織優(yōu)化提供了有力工具。敖文等[58-59]采用熱天平分別研究了硼粉在空氣、CO2、N2和O2氣氛下的燃燒特性，獲得了硼在4種不同氣氛下的熱反應(yīng)動(dòng)力學(xué)參數(shù)。針對(duì)粒徑和晶體對(duì)硼顆粒燃燒的影響機(jī)理，他們還用激光點(diǎn)火系統(tǒng)研究了硼顆粒的點(diǎn)火燃燒特性[60]，同時(shí)用光纖光譜儀和高速攝影儀，分析了火焰形態(tài)及燃燒過(guò)程中的發(fā)射光譜[61]。研究表明，硼粒子的點(diǎn)火燃燒模型對(duì)于準(zhǔn)確模擬補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒流動(dòng)過(guò)程具有重要意義，利用CFD軟件的DPM模型來(lái)模擬補(bǔ)燃室內(nèi)硼粒子的點(diǎn)火燃燒過(guò)程是一種方便有效的技術(shù)手段。

(2)補(bǔ)燃室燃燒組織優(yōu)化。補(bǔ)燃室內(nèi)的多相摻混燃燒流場(chǎng)的研究，目的是揭示補(bǔ)燃室內(nèi)部的非預(yù)混燃燒過(guò)程，了解流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，從而從燃?xì)鈬娚浞绞健⑦M(jìn)氣方式等方面提出提高燃燒效率的措施。國(guó)內(nèi)外都采用了以數(shù)值仿真為主，試驗(yàn)研究為輔的方法進(jìn)行研究。前期主要應(yīng)用純氣相流場(chǎng)的仿真，如文獻(xiàn)[62]將補(bǔ)燃室流場(chǎng)簡(jiǎn)化為簡(jiǎn)單可燃?xì)怏w和空氣的燃燒過(guò)程；然后，采用冷流模擬的試驗(yàn)方法進(jìn)行試驗(yàn)研究[63-64]，在補(bǔ)燃室氣流中播撒粒子，用成像的方法獲得補(bǔ)燃室內(nèi)的混合圖像，獲得了補(bǔ)燃室流場(chǎng)信息。之后，大量應(yīng)用數(shù)值仿真的方法開(kāi)展研究[65-67]。高嶺松基于N-S方程、RNGk-ε湍流模型和渦破碎模型，對(duì)壅塞式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室流程進(jìn)行三維數(shù)值模擬，研究了補(bǔ)燃室設(shè)計(jì)參數(shù)和工作參數(shù)對(duì)燃燒效率的影響，獲得了有益結(jié)論。影響補(bǔ)燃室燃燒效率的因素很多，影響規(guī)律難以用精確的解析式來(lái)表示，胡建新等[68]采用響應(yīng)面法結(jié)合數(shù)值模擬的優(yōu)化方法，對(duì)某補(bǔ)燃室進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到了合理的優(yōu)化結(jié)果。莫展等[69]對(duì)補(bǔ)燃室長(zhǎng)度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響進(jìn)行了CFD分析，表明隨著長(zhǎng)度的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)性能先增加、后下降。程吉明[70]、田凌寒[71]等選擇了影響燃燒效率的多種結(jié)構(gòu)因素，基于正交試驗(yàn)原理安排試驗(yàn)方案。結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)因素對(duì)二次點(diǎn)火延遲時(shí)間影響由強(qiáng)到弱依次為補(bǔ)燃室長(zhǎng)度>空氣入射角度>頭部距離，對(duì)二次燃燒效率影響由強(qiáng)到弱依次為頭部距離>補(bǔ)燃室長(zhǎng)度>空氣入射角度。方差分析表明，頭部距離對(duì)二次燃燒效率影響作用較顯著，其他因素的影響作用有限。嚴(yán)聰?shù)萚72]對(duì)二次進(jìn)氣補(bǔ)燃室粒子沉積進(jìn)行數(shù)值研究，表明在小空燃比時(shí)，沉積主要受燃燒控制，在大空燃比時(shí)，沉積主要受漩渦控制；當(dāng)一次進(jìn)氣質(zhì)量流量增大時(shí)，沉積區(qū)域變化不大，但沉積量卻不斷增加。隨著對(duì)硼粒子在補(bǔ)燃室內(nèi)的點(diǎn)火燃燒模型的改進(jìn)，劉道平[73]、胡旭[74]等采用修正的King模型對(duì)多種進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)下的補(bǔ)燃室燃燒效率，得到有益結(jié)論。張鵬等[75]用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法證實(shí)等離子體可明顯強(qiáng)化含硼兩相流的燃燒過(guò)程，提高硼顆粒的燃燒效率。

(3)應(yīng)用粒子采樣技術(shù)對(duì)補(bǔ)燃室成分進(jìn)行分析。盡管數(shù)值模擬得到了有益的理論指導(dǎo)，但不少研究者仍努力通過(guò)試驗(yàn)手段對(duì)燃燒流場(chǎng)進(jìn)行診斷。王增輝等[76-77]用等動(dòng)力采樣技術(shù)對(duì)補(bǔ)燃室粒子進(jìn)行采樣和分析，對(duì)補(bǔ)燃室內(nèi)的凝相成分有了更加清晰的認(rèn)識(shí)。吳秋等[78]提出一種補(bǔ)燃室內(nèi)凝相產(chǎn)物燃燒效率測(cè)試方法，凝相產(chǎn)物的成分，研究表明硼的燃燒效率隨著補(bǔ)燃室長(zhǎng)度增加而升高，自發(fā)動(dòng)機(jī)軸線(xiàn)向壁面的徑向變化過(guò)程中，硼的燃燒效率逐漸降低。

由于直連試驗(yàn)只能模擬內(nèi)流，無(wú)法體現(xiàn)內(nèi)外流之間的相互影響。攻角、側(cè)滑角引起進(jìn)氣量的變化，以及空氣流經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道壓縮后存在的氣流畸變等都很難用直連試驗(yàn)來(lái)研究。近年來(lái)，可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)外流一體化數(shù)值模擬技術(shù)得到發(fā)展。牛楠等[79-80]建立了進(jìn)氣道/補(bǔ)燃室一體化流場(chǎng)數(shù)值模型，研究了燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)過(guò)程中(空燃比改變)、以及姿態(tài)變化時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律。蔡飛超等[81]建立了進(jìn)氣道/彈體內(nèi)外流場(chǎng)一體化數(shù)值模型，能夠同時(shí)獲得進(jìn)氣道的內(nèi)流特性和全彈的外流特性，在全彈總體方案設(shè)計(jì)中具有顯著的實(shí)用價(jià)值。

近年來(lái)，日本對(duì)硼粒子的點(diǎn)火燃燒技術(shù)進(jìn)行了深入細(xì)致地研究[82-89]，通過(guò)試驗(yàn)手段獲得了硼粒子點(diǎn)火燃燒時(shí)間，還對(duì)采用鋯和鎂來(lái)促進(jìn)硼燃燒的效果進(jìn)行了評(píng)估。通過(guò)小型的實(shí)驗(yàn)裝置點(diǎn)火試驗(yàn)，表明一次火焰溫度超過(guò)了2 090 K，且和壓強(qiáng)無(wú)關(guān)，與高溫空氣混合燃燒后的二次燃燒溫度較高。添加鎂后，在較低溫度下的硼的點(diǎn)火延遲時(shí)間分成了2個(gè)階段，點(diǎn)火性能得到改善。鋯在空氣中點(diǎn)火較容易，但延遲時(shí)間比滯留時(shí)間還長(zhǎng)。他們研究了超過(guò)20種金屬粒子在補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒情況，表明當(dāng)?shù)販囟群涂杖急仁窃鰪?qiáng)燃燒的重要因素。硼粒子的燃燒時(shí)間隨著環(huán)境溫度的增加而減小，硼的燃燒過(guò)程包含2個(gè)階段，環(huán)境溫度對(duì)這兩個(gè)階段的影響規(guī)律是不一致的，但都隨著環(huán)境壓強(qiáng)的增大而減小。補(bǔ)燃室燃燒效率和燃?xì)獍l(fā)生器的富燃燃?xì)庥嘘P(guān)，硼的燃燒效率隨著滯留時(shí)間的增加而增大。

國(guó)外對(duì)高能含硼貧氧推進(jìn)劑及燃燒組織技術(shù)的研究已經(jīng)有40多年的歷史，推進(jìn)劑中的硼含量可達(dá)到50%，燃燒效率可達(dá)92%。國(guó)內(nèi)貧氧推進(jìn)劑的含硼量約為40%，燃燒效率也可達(dá)90%以上。該項(xiàng)技術(shù)取得了突破性進(jìn)展，有力支撐了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。高能化、低信號(hào)特征、高燃燒效率仍是本項(xiàng)技術(shù)的主要發(fā)展方向。新型含能物質(zhì)的研制、新型促燃技術(shù)的綜合運(yùn)用是達(dá)到這一目標(biāo)的重要途徑。

2.6 試驗(yàn)及分析技術(shù)

可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)種類(lèi)主要包括直連試驗(yàn)、助推/轉(zhuǎn)級(jí)/續(xù)航三工況試驗(yàn)、出入口堵蓋打開(kāi)試驗(yàn)、自由射流試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)。直連試驗(yàn)是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中最基本的試驗(yàn)項(xiàng)目，能夠模擬一定工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能，也可考核熱結(jié)構(gòu)，功能優(yōu)良的試驗(yàn)系統(tǒng)可考核發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)性能。國(guó)內(nèi)外直連試驗(yàn)系統(tǒng)普遍采用污染加熱空氣方案，即采用煤油或酒精的燃燒放熱來(lái)加熱空氣，使空氣溫度達(dá)到所需的模擬總溫。這種試驗(yàn)?zāi)軌蛘鎸?shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流，測(cè)試參數(shù)主要有壓強(qiáng)、溫度及臺(tái)架推力。1994年，一份AGARD報(bào)告詳細(xì)總結(jié)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連試驗(yàn)分析方法[90]，對(duì)多種表征燃燒性能的分析方法進(jìn)行了公式推導(dǎo)和對(duì)比，為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制提供了有益借鑒。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)對(duì)于試驗(yàn)系統(tǒng)的改進(jìn)、試驗(yàn)及其分析方法的研究已經(jīng)開(kāi)展得比較深入。李綱[91]利用流體力學(xué)相關(guān)理論與方法，探討了主動(dòng)引射器的工程設(shè)計(jì)和性能計(jì)算方法，確立了最優(yōu)的高空模擬試驗(yàn)方案。周東等[92]研究了進(jìn)氣管路結(jié)構(gòu)以及溫度、壓力、速度等進(jìn)氣參數(shù)變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)直連試驗(yàn)推力測(cè)量的影響，多次試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了分析的正確性。何德勝等[93]根據(jù)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)三工況轉(zhuǎn)級(jí)試驗(yàn)時(shí)序要求，設(shè)計(jì)了一套由氣缸控制的氣流轉(zhuǎn)換試驗(yàn)裝置，結(jié)構(gòu)合理，安裝簡(jiǎn)單，操作簡(jiǎn)便。李前虎等[94]介紹了一種渦流式接近開(kāi)關(guān)，用于測(cè)試入口堵蓋的打開(kāi)時(shí)間和同步性。試驗(yàn)證明，這種方法較好地解決了入口堵蓋的打開(kāi)判定、打開(kāi)時(shí)間以同步性的測(cè)定。李進(jìn)賢等[95]采用小偏差方法，評(píng)估了模擬來(lái)流誤差對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，提出了考慮模擬誤差的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能技術(shù)方法和模擬參數(shù)控制精度計(jì)算方法。萬(wàn)少文[96]、王玉清[97]等對(duì)多種燃燒性能評(píng)價(jià)方法進(jìn)行了分析，提出了適用于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒性能評(píng)價(jià)方法，并對(duì)分析方法的不確定性進(jìn)行了研究，為試驗(yàn)測(cè)試提出了理論指導(dǎo)。方歡等[98]報(bào)道了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)情況，表明發(fā)動(dòng)機(jī)性能可靠，推力滿(mǎn)足飛行試驗(yàn)要求，內(nèi)彈道性能與預(yù)示結(jié)果相當(dāng)。據(jù)報(bào)道，國(guó)內(nèi)首個(gè)可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)已于2013年圓滿(mǎn)完成了出入口堵蓋聯(lián)合打開(kāi)自由射流試驗(yàn)，全面完成了發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)考核。

由于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理復(fù)雜，某些理論(如燃燒理論等)還很不完善，因此試驗(yàn)技術(shù)在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中是必不可少的。國(guó)內(nèi)還需要在推力測(cè)試技術(shù)、姿態(tài)(攻角、側(cè)滑角)實(shí)現(xiàn)技術(shù)、轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)等方面開(kāi)展進(jìn)一步研究，更加真實(shí)全面地考核發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程。

3 結(jié)束語(yǔ)

經(jīng)過(guò)十多年的努力攻關(guān)，我國(guó)可變流量固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，涉及的所有關(guān)鍵技術(shù)全面突破，為工程應(yīng)用奠定了良好基礎(chǔ)。根據(jù)國(guó)內(nèi)外技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，對(duì)后續(xù)研究工作提出如下建議：

(1)采用多種技術(shù)手段拓寬固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作包絡(luò)，使固沖發(fā)動(dòng)機(jī)使用方便可靠。開(kāi)展彈機(jī)一體化協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，以武器系統(tǒng)最優(yōu)為目標(biāo)開(kāi)展可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案設(shè)計(jì)；研究可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能表征方法，為總體優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)函數(shù)的制定提供依據(jù)；發(fā)展可調(diào)噴管技術(shù)，優(yōu)化熱力循環(huán)過(guò)程，提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，提高發(fā)動(dòng)機(jī)加速能力；發(fā)展可調(diào)進(jìn)氣道技術(shù)，拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作包絡(luò)；發(fā)展變幾何固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的復(fù)合調(diào)節(jié)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)變幾何固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)控制。

(2)改進(jìn)固體貧氧推進(jìn)劑配方，提高推進(jìn)劑能量。注重燃燒性能以及流量調(diào)節(jié)性能，增強(qiáng)隱身性能，為高性能固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制奠定基礎(chǔ)。

(3)發(fā)展高溫燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)技術(shù)，提高流量調(diào)節(jié)比，減輕系統(tǒng)質(zhì)量，滿(mǎn)足各種尺寸系列發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展需求。

(4)重視發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程中動(dòng)態(tài)性能的研究，確保轉(zhuǎn)級(jí)可靠。盡可能全面模擬轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)所處的工作環(huán)境，如溫度、壓強(qiáng)的變化，充分考核發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)可靠性；發(fā)展多種轉(zhuǎn)級(jí)機(jī)構(gòu)方案，滿(mǎn)足不同方案的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)需求。

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(編輯：呂耀輝)

Research progresses and prospect of variable flow ducted rocket technologies

HUO Dong-xing1，YAN Da-qing2，GAO Bo3

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 2.The 47st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 3.The Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China)

In this paper，overseas applications and progresses were summarized firstly.Then，the key technologies include overall design technologies，gas flow control techniques，transition technologies，nozzleless booster technology，boron fuel rich propellant and combustion technologies，experiment as well as analyze technologies were summarized respectively.Meanwhile，the trend of these technologies were analyzed.In the end，research advices were presented as follows.Enlarge motor stabilization ranges by several approaches to enhance convenience and reliability properties；Improve energy performance of fuel rich propellant；Develop gas flow control techniques to achieve more lighter setup；Think much of intrinsic dynamic quality during motor transition phase.

solid ducted rocket；variable flow；throttlable

2016-12-11；

2017-01-03。

霍東興(1972—)，男，博士，研究方向?yàn)楣腆w組合動(dòng)力技術(shù)。E-mail:13572031651@163.com

V435

A

1006-2793(2017)01-0007-09

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.01.002