固體火箭發動機技術發展綜述

馬 帥,郭健鑫,周 磊,朱子環

(北京航天試驗技術研究所,北京 100074)

0 引言

航空航天技術是世界上許多國家都在積極嘗試、探索的領域,它的先進性決定著國家軍事實力的強弱,20世紀以美蘇為首的兩個大國在導彈、運載火箭方面率先發展,如今航天技術位居世界前列。由航天大國躋身成為世界一流航天強國是我國航天事業發展的目標,發展航天,動力先行,這是我國探索空間的能量源泉,也是世界各國進行空間活動的力量之源。小型火箭適應性強,可以軍民兩用,具有多種發射形式,在未來戰場和自然災害觀測等民用領域上的價值不可小覷。隨著人類太空探索的擴張,太空任務已經從如月球的臨近區域慢慢向如火星的深空進行拓展與探測,在此背景下,迫切需要小型火箭向大型火箭轉型,同時也急需新形式、更高效、短時釋放大能量的推進劑[1-2]。固體火箭發動機作為武器和航天器的動力系統已經超過50年[3],其較液體火箭發動機結構簡單[4]、推力大,且固體火箭發動機機動性能好、可靠性高、貯存時間長[5],這些優點讓其在航天領域中占據相當比例,尤其是作為運載火箭的助推器。

本文基于固體火箭發動機相關的國內外文獻,重點概述了大小型固體火箭發動機的技術進展,整理和對比了作為運載火箭助推器的大型整體式、分段式固體火箭發動機的技術指標,總結了用于戰略、戰術導彈的小型固體火箭發動機的研究成果,指出了未來固體火箭發動機研制的關鍵技術探索方向,可為我國航天動力技術的發展和固體火箭發動機的研究提供參考。本文使用的縮略詞見表1。

1 大型固體火箭發動機

1.1 整體式固體火箭發動機

20世紀50年代美國把導彈技術向航天領域轉化,相繼出現了飛馬座、金牛座、雅典娜、米諾陶等運載火箭[6]。飛馬座、雅典娜都采用三級直徑相同的固體火箭發動機[7-8],至今飛馬座執行了40余次任務,雅典娜在2001年退役,2012年被再次啟用。金牛座采用四級固體火箭發動機助推[9],一級直徑最大,二至四級直徑相同,它在2009年和2011年2次連續任務中發射失利,直到2021年其升級版安塔瑞斯才發射成功。米諾陶執行過25次航天活動,成功率100%,現有5種成熟型號。簽訂《削減戰略武器條約》后的俄羅斯通過導彈改造研制了起飛號運載火箭[10],起飛號采用四級全固體助推,1993年試飛失敗,1997年將美國商業衛星送入預定軌道。1998年歐洲開展了用于小載荷運載的織女星固體火箭項目[11],織女星采用四級助推,前三級為固體火箭發動機,第四級是液體火箭發動機,2012年首飛成功,至今執行過17次任務。日本也不斷探索航天技術,2013年成功發射了擁有三級固體助推的低成本艾普斯龍運載火箭[12],第5次發射于2021年被緊急停止,前4次共使10顆衛星成功入軌。我國航天事業起步晚,但是發展速度快,2021年我國自主研制的推力處于世界第一的發動機試車成功,其直徑3.5 m,能攜帶燃料150 t,推力可達4 900 kN,可耐高壓,擁有高性能纖維復合材料殼體、超大尺寸噴管等先進技術。

典型整體式固體火箭發動機的發展如圖1所示,性能參數如表2所示[6-12]。

圖1 整體式固體火箭發動機的發展Fig.1 Development of integral solid rocket motor

表2 整體式固體火箭發動機的性能參數

續表

1.2 分段式固體火箭發動機

20世紀60年代美國形成了大力神、宇宙神、航天飛機和戰神等系列的分段式固體火箭發動機[13],大力神-4A使用7段式SRM助推器,大力神-4B采用3段式SRMU助推器[14],從1959年至2005年退役,共發射368次,航天飛機空間運輸系統在1972年提出,采用4段式RSRM助推,由于預算嚴重超支,航天飛機在2011年退出歷史舞臺[15],期間共執行135次任務。為了進行載人深空探測,2011年美國提出太空發射系統(SLS)計劃,其采用固體5段式助推,由RSRM改進演變[16],SLS可以超重型運載,技術更為先進。1973年歐洲航天局提議阿里安系列運載火箭項目,截至2011年成功研制了5種型號,其發動機尺寸和性能與SRMU相似[17]。由日本完全技術獨立研制的大型運載火箭H-2[18-19]在1994年成功發射[20],至今已執行7次任務。在俄羅斯的幫助下,2014年印度成功發射了地球同步衛星運載火箭(GSLV) Mk-3[21],GSLV Mk-3運載能力比極地軌道衛星運載火箭強[22],其捆綁助推器S200性能參數位于世界前列。我國分別在2010年、2016年和2020年這3年完成了直徑1 m、3 m和3.2 m的分段式固體火箭發動機地面熱試車[23]。

分段式固體火箭發動機的發展和性能參數如圖2和表3所示[11,13-23]。

圖2 分段式固體火箭發動機的發展Fig.2 Development of segmented solid rocket motor

表3 分段式固體火箭發動機的性能參數

2 小型固體火箭發動機

2.1 單脈沖固體火箭發動機

由于二戰的需要,美國建立了生產炸彈的矢車菊軍械庫(BOP)[24],1952年,美國空軍為了開發生產噴氣輔助起飛(JATO)火箭[25]的推進劑,BOP被啟用更名為第66號空軍工廠。1955年,新研發的固體推進劑使M15A1-JATO在16 s的燃燒時間內,平均推力達到4.5 kN,M15A1-JATO的結構及復合推進劑的成分如圖3所示[24]。

圖3 M15A1-JATO結構及推進劑成分Fig.3 Structure and propellant composition of M15A1-JATO

如圖4所示[24,26],20世紀50年代后期該工廠研制的ZEL發動機搭載在F-100戰斗機上,實現了4 s內提供577.2 kN推力的飛行測試,ZEL發動機直徑690.88 mm,長425.45 mm;20世紀70年代初期,開發、測試并生產了直徑482.6 mm的球形發動機,該發動機可在2 s內提供超過195.3 kN的推力;1979年,為AIM-120先進中程空空導彈(AMRAAM)開發了低煙WPU-6/B火箭發動機,其直徑178 mm,長1 890 mm,推進劑47 kg,占比67%,總沖104 kN·s,其改進型WPU-16/B發動機含推進劑51 kg,占比68%,總沖115 kN·s[26];1981年,負責AGM-88A/B高速反輻射導彈(HARM)[27]火箭發動機YSR113-TC-1的制造;1987年,聯合多家公司進行了變流量導管固體火箭(VFDR)[28]的設計與開發;1992年,交付了用于全天候多目標防空導彈AIM-45的MK-47 Phoenix火箭發動機,其直徑381 mm,長1 778 mm,含一個噴管,共裝約165 kg推進劑。

圖4 第66號空軍工廠生產的發動機Fig.4 Motors produced by the 66th Air Force Plant

如圖5所示[29],海軍軍械試驗站為了提高AIM-9C響尾蛇導彈的性能,重新設計了高強鋼外殼和耐高溫噴管的MK-36火箭發動機,其推進劑棄用聚丁二烯丙烯酸。AIM-9X彈身直徑127 mm,長1 980 mm,推進劑27 kg,占比59.5%,總沖68 kN·s,其火箭發動機改進為低煙MK-36。AIM-7E中程麻雀導彈的MK-38火箭發動機直徑203.2 mm,長1 320.8 mm。

圖5 MK系列和Maverick火箭發動機Fig.5 MK series and Maverick rocket motors

AIM-7F的MK-58擁有全新的固態電子制導和控制系統,它是第一臺通過改變推進劑藥柱徑向槽來調整推力剖面的戰術發動機。AGM-45反雷達伯勞鳥導彈的MK-39火箭發動機與MK-38具有相同的外形尺寸和推進劑成分,外殼外部的發射鉤和天線夾不同。用于轟擊掩體、橋梁等的AGM-65 Maverick空地導彈的火箭發動機,直徑279.4 mm,長1 018.5 mm,外殼等采用鋁制,在-115～-59 ℃溫度范圍內仍然可以工作。

為了滿足反艦巡航導彈武器系統的測試要求,美國海軍航空系統司令部(NAVAIR)提出了土狼超音速掠海導彈(SSST)計劃,鑒于SSST的超音速和低空飛行狀態,軌道科學公司選用變流量的MARC-R282作為SSST的沖壓發動機,其直徑為350.52 mm,長3 403.6 mm,采用鋼制成,可攜燃料約227 kg[30],其結構如圖6所示[30]。

圖6 MARC-R282火箭發動機Fig.6 MARC-R282 rocket motor

NAVAIR進行了高速反輻射導彈(HSAD)項目,旨在改進HARM導彈并增加武器系統射程,如圖7所示[30],HSAD導彈裝備MARC-R290沖壓發動機,MARC-R290是無噴管助推火箭,進氣口位于氣體發生器上,各相隔90°,兩個孔蓋位于燃燒器前端,轉向控制器安裝在燃燒器后端,電氣硬件內置在整流罩進氣管后。節流氣體發生器中的固體推進劑短時燃燒,爆發高推力,產生的廢氣又在燃燒室二次燃燒產生推力。

圖7 HSAD導彈結構Fig.7 Structure of HSAD missile

德國國防部為了剖析海平面高超音速飛行的物理效應及其多邊相互作用啟動了高超高速飛行隊(HFK)計劃[31]。HFK-1彈身為圓柱形,錐形頭部含有錐形穩定器和平面穩定器,外殼材料為輕質的碳纖維增強樹脂,如圖8所示[31]。

圖8 HFK計劃中的火箭發動機Fig.8 Rocket motor in HFK program

HFK-1采用復合推進劑,助推器推力比為7∶1,噴管采用鈦合金制成。試驗3枚中最大地面速度1 839 m/s,馬赫數為5.52。HFK-L2是在HFK-1的前端增加了橫向脈沖控制系統,由于質量的增加,最大試驗地面速度為1 674 m/s,馬赫數為5.03。

2.2 雙脈沖固體火箭發動機

最早的雙脈沖固體火箭發動機出現在20世紀90年代[32],德國Bayern-Chemie/Protac(BC/P)公司采用可移動分離裝置實現多脈沖,如圖9所示[32]。其原理類似閥門,且內含點火器,脈沖藥柱1燃燒時,可移動分離裝置關閉,脈沖藥柱2燃燒時,可移動分離裝置開啟。

圖9 可移動分離裝置Fig.9 Pulse separation device

基于易碎隔板設計理念,1994年BC/P公司研制了雙脈沖固體火箭發動機,如圖10所示[32-33],2個燃燒室通過易碎隔板分離,經過不斷改進,最終成功實現靜態點火。

圖10 采用易碎隔板的發動機Fig.10 Motor with frangible bulkhead

為推動雙脈沖固體火箭發動機的發展,1995年BC/P公司為HFK-1 DIT發動機的研制進行了新型雙脈沖推力結構設計工作,其原理如圖11所示[31-34]。為避免燃燒熱量的影響,第一、二脈沖藥柱通過阻熱板隔開,第一脈沖藥柱消耗后,第二脈沖棒狀藥柱被推進燃燒室充分反應,之后第二脈沖管狀藥柱燃燒做功,該方式有效地提高了燃燒接觸面積,增大了推動力。基于該原理,BC/P公司研發了可攜帶大載荷的HFK-E0導彈,其以一種基于高氯酸銨、HTPB和3%鋁粉混合形成具有高燃率、低放煙的高性能推進劑為動力[34]。2002年,在輕微逆風的地面試驗條件下,HFK-E0的峰值速度達到2 200 m/s,馬赫數為6.61。

由于HFK計劃的成功,BC/P公司在2004年對雙脈沖發動機技術又進行了深入研究,開展了雙脈沖固體火箭發動機(DPM)設計和測試[35-40]。DPM長1 985 mm,口徑119 mm,主要包括法蘭、點火器、噴管、脈沖發動機、脈沖分離裝置(PSD)等部件。如圖12所示[35],點火器2集成在前端法蘭內,點火器1集成在噴管中。脈沖發動機1長1 100 mm,壁厚1.45 mm,其前端有激光焊接的法蘭,該法蘭作為與PSD的連接結構,脈沖發動機1采用爆破壓力37.4 MPa、安全系數2.12的鋼制外殼,含推進劑12.2 kg。脈沖發動機2長600 mm,其前后兩端都配備了激光焊接法蘭,脈沖發動機2采用爆破壓力33.4 MPa、安全系數2.95的鋼制外殼,含推進劑6.5 kg。噴管出口直徑為102 mm,膨脹比為6.84。

圖11 新型雙脈沖推力結構和原理Fig.11 Dual pulse thrust structure and principle

圖12 DPM結構Fig.12 Structure of DPM

在德國國防部的支持下,2006年BC/P公司進行模塊化推力自適應導彈(MSA)的研發工作。如圖13所示[41-42],MSA的發動機采用了體積、質量較小的柔性PSD,該設計結構可以實現脈沖藥柱以幾乎任意比例的分割[43],能適應多類型燃燒室。

美國空地近程攻擊導彈(SRAM)的雙脈沖固體火箭發動機由洛克希德推進公司生產,該發動機也采用了柔性PSD技術,結構如圖14所示[44]。柔性隔膜將2段燃燒藥柱隔開,在第二脈沖藥柱工作時,柔性隔膜被撕裂,形成兩級工作脈沖。

加拿大國防科學研究所研制的雙脈沖發動機直徑約為200 mm,長約1 500 mm,PSD為陶瓷制成的隔板,隔板為碗狀結構,凸起面朝向第一脈沖藥柱,如圖15所示[45]。第一、二脈沖藥柱工作時,隔板分別承受壓、拉應力[46],由于脆性材料抗拉性能低于抗壓性能,陶瓷隔板破裂。

圖13 MSA的發動機結構Fig.13 Motor structure of MSA

圖14 SRAM的發動機結構Fig.14 Motor structure of SRAM

圖15 加拿大國防科學研究所研制的發動機結構Fig.15 Motor structure developed by Defence Research Establishment Valcartier of Canada

加拿大布里斯托爾航空有限公司采用陶瓷隔板設計了雙脈沖固體發動機,如圖16所示[47],多次成功點火試驗證明了該類型發動機的可行性。國防科學技術大學為多脈沖固體發動機的設計研究了陶瓷隔板的力學性能[48],并提出了改進優化。

圖16 布里斯托爾航空有限公司研制的發動機結構Fig.16 Motor structure developed by Bristol Aerospace Ltd

日本防務所研制了噴射棒雙脈沖固體發動機[49],藥柱由帶孔隔板和插在孔內的噴射棒隔開,如圖17所示。噴射棒棒身直徑漸變,每個噴射棒裝有O形環實現密封[50]。第一脈沖藥柱工作時,帶孔隔板被噴射棒堵住,第二脈沖藥柱燃燒時,噴射棒被吹出。

圖17 日本防務所研制的發動機結構Fig.17 Motor structure developed by Japan Defense Agency

北京理工大學研制了中間噴管雙脈沖固體發動機,如圖18所示[51],中間噴管處的錐形塞起到藥柱隔燃作用,發動機兩級推力比較大,但兩級壓強近似。

圖18 北京理工大學研制的發動機結構Fig.18 Motor structure developed by Beijing Institute of Technology

北京靈動飛天動力科技有限公司自主研發了直徑180 mm的雙脈沖發動機,脈沖藥柱時間間隔在0～80 s范圍內可調,2018年11月對其成功進行了地面試車,如圖19所示[52]。

圖19 北京靈動飛天動力科技有限公司研制的發動機Fig.19 Motor developed by SMOTOR

2.3 固體姿控火箭發動機

美國在尋的攔截器技術(HIT)計劃中研發了機動發動機陣列(MMA),MMA包含56個T形單脈沖固體火箭發動機,它們以圓周的形式陣列,構成內外兩排,如圖20所示[53]。MMA質量為3 kg,推力3.6 kN,T形發動機直徑9.7 mm,內外圈的T形發動機的噴管分別通過一個噴管環實現連接。MMA通過精確控制某個發動機的點火,實現飛行軌道的修正。

美國在碰撞殺傷計劃中研制的機動轉型靈巧制導實驗(FLAGE)導彈采用216個小型固體火箭發動機實現姿態調整。為了增加攔截器的范圍,又研制了ERINT導彈,與FLAGE導彈相比,遠程攔截器(ERINT)導彈射程更遠、殺傷力更大,但是其用于姿態控制的固體火箭發動機(ACM)數目減少為180個。每圈18個發動機繞攔截器排列,共10圈,如圖21所示[54],該發動機推力可達6.0 kN。

圖20 機動發動機陣列的結構Fig.20 Structure of MMA

圖21 ERINT導彈的姿控發動機結構Fig.21 ACM structure of ERINT

在ERINT導彈的基礎上,美國又設計了愛國者PAC-3導彈,該導彈基本繼承了ERINT的技術,但噴管的設計長度被增加了。PAC-3導彈的姿態控制也由180個小型固體火箭發動機構成,它們徑向安裝,如圖22所示[55],在工作過程中,可以達到對俯仰和偏航姿態的控制,從而快速建立攻角。

圖22 PAC-3導彈的姿控發動機結構Fig.22 ACM structure of PAC-3

北京理工大學設計了T形脈沖固體火箭發動機,并且對其進行了內導彈研究。如圖23所示[56],T形發動機主要由燃燒室、點火器、密封圈、噴管、藥柱組成,點火器位于右端燃燒室的頭部,藥柱為復合改性雙基推進劑。

圖23 北京理工大學研制的T形發動機結構Fig.23 T-shaped motor structure developed by Beijing Institute of Technology

國防科學技術大學設計了由T形脈沖固體火箭發動機組成的姿控發動機組,如圖24所示[57]。T形發動機采用全表面燃燒的單根管狀藥柱,推力可達0.8 kN。

圖24 國防科學技術大學研制的姿控發動機結構Fig.24 ACM structure developed by National University of Defense Technology

3 我國固體火箭發動機的發展方向及關鍵技術

3.1 繼續向重型運載固體火箭發動機的研制進行技術研究

世界各國在航天領域已經發展了許多年,在太空中進行了上千次活動,但是人類探索的范圍始終是微不足道的,進行重型運載和深空探測時,動力是首要滿足的技術需求,我國直徑3.5 m、推力4 900 kN的整體式固體火箭發動機打破了歐洲直徑3.4 m、推力4 606 kN的記錄,讓我國整體式固體火箭發動機的技術躍居世界前列,同時也為更大噸級固體火箭發動機的研究積累了經驗,但是美歐提出了更大直徑和推力的固體火箭發動機技術方案,因此,為了實現火箭運載能力與世界先進水平間的并跑和領跑,必須繼續攻關推力更強勁的大型固體火箭發動機。

3.1.1 大尺寸復合材料殼體技術

固體火箭發動機殼體材料的選擇影響著發動機的質量、性能、成本等因素,航天技術的發展對固體火箭發動機的性能提出了越來越高的要求,由于發動機工作條件的惡劣,其結構材料適用性范圍越來越小,因此,對新材料和新工藝提出了挑戰。由于復合材料具有各向異性、不連續性、不均勻性等力學特性,針對它的研究和制造比鋼、鋁合金、鈦合金等材料難度大。增強纖維可以提高復合材料的比強度和比模量,降低結構質量,有效提高火箭的載荷能力,成為殼體選擇材料和研究的熱點方向之一。隨著固體火箭發動機直徑的增大,要求復合材料的殼體也隨之增大,但是我國在復合材料的成形和固化工藝方面仍然面臨技術瓶頸,且纖維材料的供應也不十分充足,這些都限制著殼體的生產。因此,對增強纖維的研制與應用應與材料的力學性能、工藝性能、可獲得性等多因素統一考慮,實現我國研制與生產一體化。

3.1.2 大推力固體火箭發動機總體技術

在固體火箭發動機研制的過程中,其設計的困難程度與發動機直徑呈非線性關系,為了使結構穩定、可靠,設計的數據必然會超過安全系數多倍,甚至會出現一些冗余結構,因此,對大型固體火箭發動機進行輕量化,達到優化設計的目的是尤為重要的。此外,發動機的優化設計不是從一方面進行的,而是要兼顧多種參數,以工作壓強、噴管直徑、擴張比等多值聯合仿真優化,實現多參數的優選,并且優化設計也要適應目前的加工水平,考慮制造的可實現性。

3.1.3 模塊化與自動檢測技術

如今許多國家對航天器開展了模塊化設計與研究,大型固體火箭發動機也可以效仿,實施模塊化設計。一方面可以避免現有部件繁多的人力裝配工作;另一方面在發動機局部位置出現缺陷時,可以進行低成本的更換與維修。在戰時狀態下,快速進入太空是擁有主動權優勢的關鍵,為己方偵察衛星等提供保護,對敵方衛星實施干擾及摧毀,這就要求從部件組裝到整機發射的周期盡量短,發動機的模塊化設計可以有效得到“動力先行”的保證。隨著重型火箭運載能力的不斷提高,固體火箭發動機越來越大,結構壁厚和裝藥厚度也越來越大,現有設備很難對發動機本體結構和裝藥后的整體結構進行檢測,并發現結構不足和裝藥缺陷,故需要研制一套健康監測系統,隨時對發動機靜態、運輸狀態、工作狀態進行實時監控與數據傳輸。

3.2 勇于將固體火箭發動機由整體式向分段式關鍵技術轉化

分段式固體火箭發動機要比整體式提供的推力大,美國也因為這方面技術較強,才能在重型運載方面一直穩居世界前列。雖然我國完成了直徑3.2 m、3段式的大型固體火箭發動機的地面試車,但是這些數據和美國、歐洲、印度等國家仍然存在一定的差距,因此,要不斷深化研究分段式固體火箭發動機技術。

3.2.1 大型分段對接技術

隨著裝藥量的增多,固體火箭發動機的性能也隨之提高,增大發動機的直徑和長度可以有效提高裝藥量。由于公路、鐵路交通運輸的限制,發動機的直徑都近似維持在3 m左右,這就為增長固體火箭發動機的長度提供了條件。分段式固體火箭發動機的燃燒室由許多段連接而成,每一段燃燒室都是單獨的模塊,相比整體式,其降低了對產品整體的保障需求,但是由于分段式發動機的每段獨立燃燒,這對燃燒室的連接提出了較高要求,若連接存在問題,那么發動機可能會因為燃燒不均勻而發生爆炸,造成事故。因此,大型分段對接技術的好壞對發動機的性能起著決定性的作用。目前許多國家采用U型槽插入、銷釘固定的方式實現殼體的連接,針對多段藥柱絕熱層采用J型對接結構。未來可以將這些結構向更簡單、更有效的形式進行演變。

3.2.2 推力偏差控制技術

將分段式固體火箭發動機作為助推器,由于它們之間存在推力偏差,使得火箭在發射的過程中性能不穩定,承受的額外力矩會增加系統控制的難度。各發動機間點火時間的偏差、燃燒室內藥柱燃燒速度的不同、喉襯燒蝕情況的差異等因素都會造成各助推器產生推力不一致的問題。因此,要從藥柱均勻性、材料一致性等工藝方面和合理分配布局的結構方面同時消除推力偏差。

3.2.3 流動穩定性研究技術

固體火箭發動機若存在燃燒不穩定的現象,會使發動機的性能大打折扣,甚至會發生爆炸事故。聲渦耦合是其中的誘導因子,其可以使發動機出現壓強振蕩現象,誘發燃燒不穩定。分段式固體火箭發動機中藥柱比絕熱環燃燒速度快,絕熱環對藥柱的流動產生阻礙,從而出現渦周期性脫落的現象,即使沒有絕熱環也會產生渦脫落,甚至在連續藥柱的燃燒表面也會產生該現象。因此,需要開展分段燃燒室結構與流動穩定性匹配設計、發動機內部流動穩定性數值仿真等研究,確保發動機燃燒穩定。

3.3 積極對小型固體火箭發動機的能量及其分配管理實施探索

武器裝備的發射與防御是戰場的重要問題,多脈沖固體火箭發動機比單脈沖結構復雜,它們的性能因推進劑的不同而不同,多脈沖發動機的性能更因不同的能量分配方案而存在巨大差異。

3.3.1 新型高能推進劑技術

在推進劑方面,要進行新型和高能相結合的能量試驗研究,針對不同用途的發動機設計性能滿足、參數相符的推進劑。如反坦克火箭需要高燃速的推進劑,為了使發動機短時間釋放巨大能量,一方面國外在推進劑中添加碳硼烷衍生物作為燃速調節劑,其性質穩定,常溫下以液態分布在推進劑中,但是,碳硼烷合成困難、成本高昂、毒性大等缺點也限制了它的使用,這些缺點也是后續擴大應用的主要研究方向。另一方面,可以利用熱傳導的方法,在推進劑中埋入易燃金屬材料等提高燃燒速率,有研究發現在CTPB推進劑中放入銀絲,燃速提高了7倍左右,故針對不同成分的推進劑尋找合適的材料、研發新的纖維結構,從物理方法上提高燃速。再者,還可以進行不同的裝藥形式研究,提高發動機的裝填比,但是裝填比增加會導致通氣面積減小,使發動機在工作初期承受較高的初始壓強峰,為了降低火箭發射瞬間的沖擊載荷,需要驗證點火藥量、點火器等點火條件的設計合理性,還需要對侵蝕燃燒進行數值模擬和試驗研究。最后,也可以將納米材料作為添加劑或催化劑應用在固體推進劑中,從而改變其燃燒性能,其中納米鋁粉已有實際應用。相比微米級鋁粉,在不降低推進劑的安全要求和力學性能時,納米鋁粉可以增強推進劑的均勻性,因此,未來要進一步加大對納米材料的應用研究,生產高能推進成分或燃燒氧化催化的新形式。又如戰術、戰略導彈和姿控發動機中,需要低燃速推進劑,常用方法就是添加降速劑來降低推進劑的燃燒速度,有學者對共聚甲醛和蔗糖八醋酸酯組成的降速劑進行研究,發現當兩者的配比在0.5～2.0時,推進劑燃速最低。因此,一方面要研制新性能的降速劑,不斷地降低燃速;另一方面也要針對兩種或者多種的降速劑組合,實現不同配比下的燃速試驗研究,發掘優化配比。

3.3.2 柔性輕質隔離裝置技術

由于在同等情況下,多脈沖發動機比單脈沖發動機速度快、射程遠、作戰能力強,德國HFK系列、MSA導彈和美國SRAM導彈等都是采用多脈沖固體火箭發動機,因此,它是今后導彈動力系統探索的方向。由于脈沖藥柱間需要通過隔離裝置分開,裝置的剛性太高會使發動機變重,尤其在大尺寸發動機方面,質量大的缺點尤為突出,在此背景下,柔性隔離裝置的研究應用而生。柔性輕質隔離裝置是多脈沖發動機實現功能的重要結構,其在第一脈沖藥柱工作時,承受高溫、高壓等惡劣條件,在第二脈沖藥柱工作時,其又需要容易打開。因此,一方面柔性輕質隔離裝置在承受高溫高壓下的隔熱密封是需要解決的難題,結構的設計和材料的選擇也是關鍵的一步;另一方面它的性能會因所處的溫度、壓力等工作環境表現出巨大差異,使得破壞延伸率等力學特性發生改變,從而影響裝置的失效形式,針對此項材料的特性研究也是十分必要的。

3.3.3 能量分配管理技術

多脈沖發動機的性能表現對能量分配方案依賴較大,時間間隔的差異會導致能量分配方案的差別。目前,美法日等國家已經將該技術應用于戰術戰略武器中,而我國能量分配管理技術還不成熟。脈沖藥柱之間能量分配受導彈的飛行彈道、控制參數等影響,以重點關注的參數為優化目標,通過試驗環境下的馬赫數與導彈所受阻力等建立其飛行彈道的運動模型,采用遺傳等算法對目標函數和變量進行優化設計,從而得到導彈綜合性能最優的發動機能量分配方案。因此,為了最大程度地挖掘固體火箭發動機的能力,提高導彈性能,有必要對該項技術進行深入研究。

4 結束語

固體火箭發動機是動力系統的核心技術,在50多年的發展與持續創新下,該技術已經跨過了設計研究初級階段,進入技術愈發成熟階段。各國無論是針對大型還是小型固體火箭發動機都進行了差異化設計與試驗。本文總結了固體火箭發動機的技術成果,分析了我國固體火箭發動機技術的研究現狀與關鍵技術,為未來固體火箭發動機的發展提供了探索方向。