國外整體式固體火箭沖壓發動機技術發展研究

劉穎 陸寧 沈欣

摘 要：導彈動力裝置是決定導彈射程的關鍵因素。 本文通過對當前國外（美國、 俄羅斯、 歐洲）整體式固體火箭沖壓發動機的專利技術及應用現狀進行詳細分析和論述， 在分析基礎上總結了整體式固體火箭沖壓發動機發展的關鍵技術， 主要包括燃氣流量調節與控制、 高能貧氧推進劑、 結構的熱強度及長時間的熱防護、 寬域可調進/排氣、 導彈與發動機一體化氣動外形設計等。

關鍵詞： 整體式固體火箭沖壓發動機; 專利; 燃氣流量; 推進劑; 熱防護; 氣動外形

中圖分類號：??? TJ763; V435 ??文獻標識碼：??? A? 文章編號： 1673-5048（2021）05-0046-07

0 引? 言

當前以固體火箭發動機為動力的導彈， 由于推進劑能量的限制， 要想顯著提高射程和飛行速度， 必須大幅度增加彈重和體積， 這對于現代導彈來說是難以接受的。 整體式固體火箭沖壓發動機（簡稱固沖發動機）能夠利用空氣中的氧作為氧化劑， 只攜帶少量固體燃料， 可大大提高推進劑的比沖， 顯著增加射程。 在確定的飛行條件下， 相比固體火箭發動機其比沖提高了3～5倍[1]。

固沖發動機， 也叫管道火箭（Ducted Rocket）， 與固體火箭發動機不同的是， 固沖發動機的燃燒室里有由進氣道傳輸來的空氣， 以及從燃氣發生器（即獨立的火箭發動機）傳輸來的一次燃燒產物的高速射流， 在燃燒室內經燃燒組織而產生確定噴射效果的同時， 一次燃燒產物與空氣摻混燃燒。 固沖發動機是一種組合發動機， 實現了燃氣發生器內和燃燒室內的兩個工作過程。 因此固沖發動機兼有沖壓發動機和火箭發動機二者的優點， 是新型超聲速導彈的理想動力裝置。 歐洲“流星”導彈的研制成功使固沖發動機在空空導彈上的應用獲得實質性進展， 射程達到100 km以上， 從而掀起了各國對固沖發動機研制的熱潮[2-3]。

1 國外研究及應用情況

從國內外公開發表的文獻和專利來看， 當前國際上在固沖發動機技術研究方面走在前列的是美國、 俄羅斯、 德國及日本等國。

1.1 美? 國

1.1.1 應用情況

2005年左右， 美國在固沖發動機領域開展了3項大型計劃——超聲速掠海靶彈（SSST）計劃、 高速反輻射導彈驗證（HSAD）計劃以及變流量固沖發動機-飛行器概念（VFDR-FVC）計劃， 這3項計劃都旨在驗證固沖發動機技術成熟度， 以及應用于實際型號的可行性 [4-5]。

已經投產的GQM-163A“叢林狼”（Coyote）超聲速掠海靶彈（SSST）（見圖1）采用航空噴氣公司的MARC-R282固沖發動機實現了掠海遠程持續機動飛行。 MARC-R282沖壓發動機包括燃氣發生器、 4個二元進氣道、 級間艙、 節流控制閥、 燃料噴嘴、 燃燒室和沖壓噴管。 發動機直徑為0.35 m， 長3.4 m。 高速反輻射導彈驗證（HSAD）計劃是為了通過飛行試驗驗證空射沖壓推進技術， 從而驗證MARC-R290固沖發動機在“哈姆”導彈改型上應用的可行性。 沖壓發動機的進氣道系統包括2個呈90°夾角的二元矩形進氣道和兩個安裝在補燃室頭部的鉸鏈式堵蓋[6]。 變流量固沖發動機-飛行器概念（VFDR-FVC）計劃是研究VFDR項目中的發動機與滿足F-22戰機彈艙的導彈彈身的兼容性。 該計劃設計了一種安裝在彈體后部的新型進氣道， 并進行了風洞試驗， 使未來的戰術導彈可以實現內部掛載。

20世紀90年代， 美國空軍開展了用變流量固沖發動機升級AIM-120空空導彈的概念研究。 2010年，? 美國國防預先研究計劃局發起的“三目標終結者”（T3）項目，? 旨在用同一種導彈替換AIM-120導彈和AGM-88反輻射導彈， 同時增加摧毀小型目標和隱身巡航導彈的能力。 T3項目采用固沖發動機為動力裝置， 擁有較高的平均速度。 2014年， T3項目出人意料地中止了， 推測可能在某些保密的預算項目中繼續開展研制。 據媒體報道， 2020年2月27日， 美國波音公司在美國空軍協會主辦的2020年空戰研討會上公開展示了T3導彈模型， 也即意味著T3導彈項目已被重啟[7-8]。

1.1.2 研究情況

雖然目前美國并沒有導彈型號實際采用固沖發動機， 但美國多個公司在固沖發動機的研究方面進行了積極探索。

例如： 美國Aerojet Roctetdyne公司Patrick等人的專利《Selectable ramjet propulsion system》（《可選擇的沖壓噴氣發動機推進系統》）US9726115B1（2017.08.08）[9] 。

該專利發明了一種用于推進火箭或導彈的可選擇的沖壓噴氣發動機推進系統， 包括與助推器相鄰的燃氣發生器。 燃氣發生器和助推器之間安裝有易碎膜。 助推器和燃氣發生器可以按照正常順序工作， 也可以同時工作來實現短程內推力的增加。 火箭或導彈上的邏輯電路可根據與目標的距離是否超過閾值來確定易碎膜的爆破時間。

該發明特征是， 當目標在短距內（小于閾值距離）時， 發動機能夠燃燒助推燃料和沖壓發動機的燃料。 當不需要遠程能力時， 沖壓發動機能夠接近火箭發動機的推進性能。

圖2給出了現有技術中已知的可變流量固沖發動機， 包括頭部12、 戰斗部14、 燃氣發生器16和燃燒室18。 燃料量控制閥20設置在燃氣發生器16與燃燒室18之間。 在助推段， 燃燒室18填充了推進劑22， 用作在高壓（標稱值為2 000 psia）下工作的帶噴管或無噴嘴的助推器。 當推進劑22燃盡時， 打開內部堵蓋24和外部堵蓋26使空氣通過進氣道28進入。? 在沖壓發動機的巡航階段， 燃氣發生器16啟動， 產生沖壓發動機燃料。 燃料30通常是端面燃燒藥柱。 燃氣發生器產生的氣態產物通過閥門34的節流出口32排出， 閥門34控制工作壓力和所產生的燃料量。? 典型的燃氣發生器16的工作范圍是200～2 000 psia。 取決于飛行高度和馬赫數， 典型的燃燒室18的工作范圍是112～200 psia。

流量調節器2內部形成環形通道， 其橫截面積逐漸變化， 通道內把氣流加速至馬赫數0.9。 在固定墊片和調節元件之間形成通道的臨界截面， 調節元件經過中心軸16由傳動裝置帶動。 在臨界截面后形成橫截面面積可變的通道， 與流量調節器環形噴口格柵中的孔連通。 這些孔軸傾斜與發動機中心縱軸成45°～135°。 環形噴口格柵中孔最好做成可形成閉合（環形）扇形噴流， 或在空氣流中加速到聲速或超聲速的離散式噴流系統的形式。 這樣可增大固體燃料燃燒產物與空氣摻混過程的劇烈程度， 從而改善混合物的燃燒。

燃燒室和出口噴管的形式可做成擴張錐形，? 燃燒室可做成帶有開口角度為5°～7°的錐形， 可保證加速空氣和固體燃料燃燒產物混合至低超聲速（Ma=1.2～2.0）， 噴管可做成開口角度為30°的擴張錐形， 可保證連續加速射流到Ma≥4。 燃燒室和出口噴管可按照能保證橫截面面積平穩變化的曲線設計成型。

此外， 為了保持燃燒產物溫度穩定， 燃氣發生器內的自由容積通常通過燃氣發生器內固體燃料藥柱的位移來保證。

1.3 歐? 洲

1.3.1 應用情況

歐洲合作研制的“流星”空空導彈是以固沖發動機為動力的新一代空空導彈。 經過成功的飛行試驗并定型， 使固沖發動機在空空導彈的應用上獲得了實質性進展。 隨著“流星”導彈的成功和由此帶來的示范效應， 沖壓發動機在空空導彈上的應用前景也將非常光明[15-16]。

“流星”空空導彈的動力裝置是由德國拜恩化學公司研制的固體燃料變流量火箭沖壓發動機， 具有腹下雙槽式進氣道的非軸對稱的氣動布局。 在設計上采用了雙下側矩形多激波進氣道， 互成90°配置。 該動力裝置可使“流星”導彈在命中目標之前一直具有動力推進， 確保導彈以最大的速度飛行， 并在最后攔截時具有最大的機動能力， 從而減少了目標規避導彈的機會， 據稱其不可逃逸區是其他超視距導彈的3倍還多 [17-18]。? 其發射模擬圖如圖6所示。

德國曾有裝備固沖發動機的新型反輻射導彈ARMIGER的研制計劃， 導彈總質量約為220 kg， Ma=2～3時的最大飛行距離約為200 km。 高精度導引系統保證了導彈質量較小時能達到遠的射程（目標命中精度可達1 m）。 因此可以把戰斗部的質量減小到20 kg。 ARMIGER導彈計劃裝備四槽式軸對稱進氣道[19-20]。

1.3.2 研究情況

歐洲以德國為代表， 其彈用固沖發動機的研究處于世界領先地位， 但其相關技術研究專利也基本處于保密階段。

德國早期就有零星專利進行固沖發動機的研究， 例如： 德國阿斯特里厄姆公司（Astrium GmbH）Herbert Engel等的專利《Solid fuel propulsion system for a ram jet rocket》（《用于裝有沖壓噴氣式發動機火箭的固體燃料推進系統》）US6405526B1（2002.06.18）[21]。

該專利發明了一種用于裝有沖壓噴氣式發動機火箭的固體燃料推進系統， 如圖7所示， 包含有由筒狀殼體2包圍的燃燒室B、 位于燃燒室B前端的燃氣發生器G（由筒狀殼體1包圍）， 燃氣發生器用于從固體燃料中產生可燃氣體， 燃氣流量調節器R設置在燃氣發生器G和燃燒室B之間， 調節從燃氣發生器G到燃燒室B的燃氣流量。 推進系統具有中間部分4， 燃氣流量調節器R包含在該部分內。 中間部分以承重方式與燃燒室殼體2和燃氣發生器殼體1連接， 包含有密封燃氣發生器G的第一壓頭8和密封燃燒室B的第二壓頭9。 在壓頭8和9之間放置一個基座單元， 該基座單元包含燃氣流量調節器R， 并支撐壓頭8和9。

2 關鍵技術

當前世界軍事強國對彈用固沖發動機技術的研發非常重視， 也突破了多項制約性的關鍵技術， 但受限于某些關鍵技術的工程化解決， 以及出于成本的考慮， 因此國外固沖發動機也并沒有大量進入型號應用。 當前彈用固沖發動機亟待突破的關鍵技術包括： 燃氣流量調節與控制、 高能貧氧推進劑、 結構的熱強度及長時間的熱防護、 寬域可調進/排氣、 導彈與發動機一體化氣動外形設計等。

2.1 燃氣流量調節與控制技術

目前各國在研的固沖發動機大都具有燃氣流量調節能力。 為達到根據飛行器飛行軌道優化固體燃料流量的目的， 國外有采用帶有固體燃料燃燒產物流量調節閥的燃氣發生器來改進現有固沖發動機的做法，? 調節過程的特點在于， 不僅能改變燃料流量， 而且能以最優的形式進行燃料分配從而實現燃燒室內燃料的充分燃燒， 也就是說， 調節過程與發動機內工作過程的組織有關 [22-23]。

對于超視距空空導彈的應用來說， 為了滿足機動攻擊和作戰任務多樣化的要求， 導彈飛行速度范圍相應變寬。 當海拔高度一定時， 因速度變化導致進氣道捕獲空氣質量流量變化大， 為保證發動機具有良好性能， 也必須調節燃氣發生器富燃燃氣流量， 以保證固沖發動機在最佳空燃比附近工作。 燃氣流量能否調節直接決定了固沖發動機性能的好壞， 目前關于燃氣流量調節的方案主要有固定流量式、 壅塞式、 非壅塞式三種。 通過采用各種燃氣流量的調節方法實現對燃氣發生器中壓力的閉環控制， 從而滿足燃氣發生器流量調節的快速、 精準、 大調節比控制 [24]。

2.2 高能貧氧推進劑技術

對于體積有限的導彈來說， 其裝配的固沖發動機應采用高能推進劑， 以減小發動機的體積和質量。 其中較有前途的是含硼富燃料固體推進劑和碳氫富燃料推進劑。 “流星”空空導彈采用的是德國拜恩化學公司研制的含硼推進劑。 “流星”導彈固沖發動機的推進劑配方含硼量達40%， 熱值60.1 MJ/L， 燃速4～ 21 mm/s， 壓力指數0.3～0.55， 燃氣流量調節比大于12∶1 [25]。

在火箭沖壓發動機中， 除了固體燃料外， 原則上也可以使用膏體燃料。 膏體火箭沖壓發動機的工作順序類似于固沖發動機。 從結構上來說， 膏體火箭沖壓發動機是比固沖發動機更復雜的發動機。 日本研發的固沖發動機采用了聚疊氮縮水甘油醚（GAP）膏體推進劑。 GAP是一種新型含能粘合劑， 能量高， 熱穩定、 安全性能好， 以其為基體的高能推進劑具有鈍感高能特性和低特征信號的特點， 在戰術導彈發動機中有廣泛的應用。 當前， 日本正在利用其GAP推進劑固沖發動機研究成果， 尋求與英國合作改進“流星”空空導彈， 以降低原有含硼推進劑產生的尾煙特征[26]。

2.3 結構的熱強度及長時間的熱防護技術

固體火箭沖壓發動機中， 燃氣發生器和助推補燃室殼體都需要熱防護結構。 固沖發動機與固體火箭發動機的絕熱層的工作特點不同， 要保證在帶有氧化化學勢的燃燒產物高溫多相流繞流下的支承結構的熱穩定性。 還會有一些變化的作用： 助推工作狀態下固體燃料的燃燒產物脫氧環境和巡航工作狀態下的氧化環境。 隨著燃燒室和燃氣發生器的熱防護系統的發展， 逐步采用彈性絕熱材料代替硬性材料 [27]。 在壓力范圍很大（助推和巡航狀態）的燃燒室工作條件下， 可導致壁面各層變形不同， 這種情況下二氧化硅和碳纖維加強的有機硅彈性材料得到了很好的應用效果。 填充材料在包覆層厚度方向上應具有空間粘接力并采用加強結構。 不進行空間粘接（分層加強時）將導致包覆層熱穩定性降低[28]。

燃燒室及燃氣發生器壁通常由高強度鋼制成。 由于剛性的外形限制， 壁面采用聚合的復合材料是不行的。 因此未來在結構中將使用鈦合金。 但是隨著飛行速度的增大（當Ma>4.5時）， 采用結構熱穩定的復合材料來制造燃燒室將是必然趨勢。 涂敷在燃燒室壁上的熱防護材料的類型對火箭沖壓發動機的外形也產生影響。 燃燒室壁的熱防護材料既可以是燒蝕速度慢的惰性材料， 也可以是氣化速度顯著的活性材料。 在活性絕熱層的分解過程中形成的氣態產物將顯著增大燃料的總流量， 并因此提高發動機的推力特性。 巡航燃料類型對與火箭沖壓發動機整體的外形相關的尺寸-質量特性產生著本質的影響[29-30]。

2.4 寬域可調進/排氣技術

進氣道類型對固沖發動機外形產生了實質性的影響。 裝備于每一個具體空氣動力結構飛行器的進氣道會有不同的形式、 長度和進氣管道數目。 無論是研制帶有固沖發動機的飛行器， 還是研制固沖發動機本身， 進氣道都是最重要的決定性組件之一。 在帶有固沖發動機的飛行器中頭部進氣道、 側面（外設、 嵌入）進氣道得到了應用。 如果使用的是側面進氣道， 則應規定邊界的控制方法（泄除、 吸除）。 進氣道可收縮并放置殼體內[31]。

重要的是， 進氣道不僅要保證發動機與飛行器的一體化， 還要保證發動機的高效能（高的壓力恢復系數和空氣流量系數）、 工作的氣動力穩定性、 最小阻力等。 為此， 助推狀態的進氣道裝備有密封或鉆孔的可拋堵蓋、 過渡通道內裝有擋板。 巡航狀態的進氣道可裝備氣流預壓縮板和附面層泄除系統。 過渡通道內可設置可調排氣縫和組織氣流的控制系統。 由過渡通道進入燃燒室的空氣可設置成同軸進入， 以任意角度進入或兩種方法結合使用 [32]。

現代的進氣道具有空間形狀， 通常需在考慮非對稱布局和過載的極坐標控制能力的情況下進行計算。 預計未來會出現帶有非圓形橫截面的飛行器， 以增強與發動機的一體化和雷達的隱身性能。 現代和未來的固沖發動機結構的多樣性， 導致必須進行發動機的分類并劃分其適用的領域 [33]。

同時對固沖發動機巡航噴管提出了要求： 助推和燃燒產物流動的過程中在損失最小的同時保證高效率， 能夠定位或無級調節臨界截面的尺寸， 能夠實現固定或可變地調節推力矢量， 與導彈結構一體化， 在燃燒產物的多變化學勢作用的條件下實現熱穩定。 雖然還可利用其他固體火箭發動機的特性推力矢量控制方法、 噴管膨脹率或其臨界截面尺寸的變化方法， 但對于固沖發動機來說， 巡航噴管的這些結構暫時未能有效研制出來。 噴管材料通常采用耐熱抗蝕的剛性復合材料 [34]。

采用進/排氣幾何可調技術將固體火箭沖壓發動機工作包線拓寬至工作馬赫數2.0～4.5、 工作高度0～30 km， 有效提升導彈攻擊的遠距離強突防能力， 是固沖發動機技術發展的趨勢所在 [35]。

2.5 導彈與發動機一體化氣動外形設計技術

在遠程空空導彈的設計中通常采用固沖發動機， 這就使得導彈整體的氣動外形發生了根本性的改變， 需要進行導彈-進氣道-發動機一體化設計技術研究。 通過該項技術的解決， 確定滿足導彈飛行任務的固沖發動機方案、 進氣道形式和氣動布局、 飛行控制方式等， 使導彈總體性能最優。

在裝備中距空空導彈的先進動力裝置的研制中最關注直徑約為200 mm的固沖發動機的研制， 帶有腹下或頜下進氣道（單或雙通道）， 可進行一次燃氣發生器燃燒產物的流量調節， 且沒有拋出物。 非軸對稱進氣道可產生升力并能在攻角增大時有效工作， 這對于保證固沖發動機的工作過程的高穩定性特別重要。 遠程空空導彈裝備固沖發動機比裝備固體火箭發動機性能更好， 但同時也對導彈總體氣動外形提出了更高的要求， 設計難度更大 [36-37]。

3 結 束 語

由前文對國外彈用固沖發動機技術的應用和研究情況的分析可看出， 當前國外彈用固沖發動機技術取得了實質性的進步， 并在關鍵技術上取得了創新性突破， 已經有采用固沖發動機的相關導彈型號進入服役。 但目前國外以固沖發動機為動力的導彈研制計劃主要采用的是亞燃沖壓發動機， 在導彈速度的進一步突破上存在局限性。 隨著導彈飛行速度的進一步提高， 未來采用超燃沖壓發動機將成為趨勢。 與亞燃沖壓發動機相比， 固體超燃沖壓發動機面臨的技術挑戰更大， 是當前飛行器推進技術創新領域的一個研究熱點[38]。

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Research on Development of Foreign Integral Solid Rocket

Ramjet Engine Technology

Liu Ying1*， Lu Ning2， Shen Xin3

（1.China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China;

2.Zhengzhou Campus of Army Artillery Air Defense Academy， Zhengzhou 450052， China;

3. The First Military Representative Office of Air Force Equipment Department in Luoyang， Luoyang 471009， China）

Abstract： Missile power plant is a key factor in determining the missiles range. This paper analyzes and discusses the current patented technologies and application status of integrated solid rocket ramjet engines in foreign countries （USA， Russia， Europe）.? Based on the analysis， the key technologies for the development of integrated solid rocket ramjet are summarized，

mainly including gas flow regulation and control，

high-energy oxygen poor propellant， thermal strength of structure and long-term thermal protection， wide range adjustable intake and exhaust， integrated aerodynamic shape design of missile and engine， etc.

Key words： integral solid rocket ramjet engine; patent; gas flow; propellant; thermal protection; aerodynamic profile