國外固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)飛行試驗進(jìn)展*

鄭凱斌,李巖芳,曾慶海

(中國航天科技集團(tuán)公司第四研究院第41研究所,西安 710025)

0 引言

未來武器系統(tǒng)的要求是導(dǎo)彈速度更快、射程更遠(yuǎn),因此對高速推進(jìn)技術(shù)的需求更為迫切。固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)與傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機(jī)相比,由于在超音速飛行時具有高比沖,是下一代導(dǎo)彈最具優(yōu)勢的動力裝置之一。固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的主要難點(diǎn)是沖壓燃燒對進(jìn)氣道引入的來流空氣質(zhì)量流率非常敏感,性能受高度、速度、攻角等飛行條件的影響。隨著美國、德國、日本等國家投入大量的人力和物力開展技術(shù)研究和飛行試驗,固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)已經(jīng)逐步成熟,為其廣泛應(yīng)用提供了堅實的基礎(chǔ)。

1 美國

1.1 超音速靶彈GQM-163A

2000年6月美國海軍航空系統(tǒng)司令部與軌道科學(xué)公司簽署3400萬美元的工程研制合同,開展為期五年的GQM-163A靶彈研制和飛行試驗,該靶彈用于模擬反艦巡航導(dǎo)彈對艦隊進(jìn)行訓(xùn)練和武器系統(tǒng)測試[1]。Aerojet公司為其提供動力裝置,研制了MARC-R282可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī),滿足了GQM-163A靶彈在低空持續(xù)有動力超音速飛行的要求。

GQM-163A靶彈總長9.56 m,助推器直徑0.46 m,長度3.94 m,飛行器長度5.62 m,發(fā)動機(jī)直徑0.35 m,發(fā)動機(jī)長度3.41 m,補(bǔ)燃室長徑比2.5。采用地面發(fā)射裝置進(jìn)行發(fā)射,最大飛行高度15.8 km,海平面巡航高度15 m,飛行速度3.0～4.0Ma(高空),2.6Ma(海平面),射程大于84 km。圖1為GQM-163A靶彈結(jié)構(gòu)圖,典型的飛行彈道見圖2。

圖3為MARC-R282可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī),它包括燃?xì)獍l(fā)生器、四個二元進(jìn)氣道、級間艙、節(jié)流控制閥、燃料噴嘴、燃燒室和沖壓噴管。發(fā)動機(jī)直徑0.35 m,長度3.41 m。燃?xì)獍l(fā)生器采用鋼殼體,裝藥量227 kg,前、后封頭可拆卸,采用橡膠包覆的端面燃燒藥柱能夠承受28g的軸向過載。使用控制閥調(diào)節(jié)燃?xì)饬髁?通過采用直線電動執(zhí)行機(jī)構(gòu)驅(qū)動圓柱塞控制流道面積。沖壓燃燒室采用鋼殼體和澆鑄式絕熱工藝。進(jìn)氣道重點(diǎn)關(guān)注低空攻角性能,進(jìn)氣道由鋼制成,設(shè)置有吸除孔、吸除空腔和V型分流器[2-3]。

GQM-163A靶彈共進(jìn)行了兩個階段的飛行試驗。首先進(jìn)行了兩發(fā)無制導(dǎo)飛行試驗,驗證助推階段性能、氣動特性和轉(zhuǎn)級性能。為了降低成本和風(fēng)險,控制閥和舵面為固定方式,導(dǎo)彈為旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定狀態(tài),第二階段為制導(dǎo)飛行試驗。

EMD-1為GQM-163A第一次飛行試驗,任務(wù)設(shè)置的飛行風(fēng)險較低,主要目的是為飛行條件下分系統(tǒng)提供數(shù)據(jù),包括固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)、舵控系統(tǒng)、控制閥、航電設(shè)備,在飛行末段考核了飛行終止系統(tǒng),安裝了激光高度計但不控制飛行高度。飛行試驗于2004年5月18日開展,飛行器在29 s達(dá)到預(yù)設(shè)的91.44 m巡航飛行高度,初始傾角為30°,約50 s時轉(zhuǎn)平后進(jìn)入巡航。MARC-R282固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)各部件完成了預(yù)期的任務(wù),控制閥工作正常,控制指令與反饋位置之間一致性較好,成功獲得了沖擊、振動、壓強(qiáng)和溫度等環(huán)境數(shù)據(jù)。沖壓發(fā)動機(jī)推力水平與地面測試數(shù)據(jù)一致,在工作的前30 s發(fā)動機(jī)燃燒效率略有增加。進(jìn)氣道裕度與地面試驗和風(fēng)洞測試結(jié)果符合較好,110.30 s由于氣動加熱造成進(jìn)氣道壓強(qiáng)數(shù)據(jù)丟失。后續(xù)對進(jìn)氣道壓強(qiáng)傳感器進(jìn)行了重新設(shè)計,確保整個飛行過程中數(shù)據(jù)采集完整。

2004年8月27日完成了EMD-2第二次飛行試驗,任務(wù)設(shè)置為確定中等機(jī)動水平和低空飛行性能。飛行器約30 s達(dá)到預(yù)設(shè)的152.4 m巡航高度,初始發(fā)射傾角為53°然后轉(zhuǎn)平。按預(yù)設(shè)彈道進(jìn)行了5g水平機(jī)動,然后4g垂直機(jī)動,垂直機(jī)動時飛行器下射至30.48 m高度,持續(xù)巡航飛行至103 s開始爬升。在122 s時遙測數(shù)據(jù)丟失,MARC-R282固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)各部件性能達(dá)到EMD-2任務(wù)預(yù)期。

EMD-3飛行試驗于2004年12月14日開展,飛行器按照預(yù)設(shè)彈道完成了飛行,在20.117 m高度進(jìn)行了兩次4g水平機(jī)動和兩次6g組合機(jī)動,巡航階段飛行器完成了一系列迂回機(jī)動(10g、9g和8g)。巡航階段平均高度為20.422 m,然后下降至預(yù)定9.144 m高度持續(xù)飛行7 s,之后開始爬升至457.2 m,末段平均高度為9.754 m。在108.36 s飛行距離88.674 km時,飛行器按計劃自毀。

EMD-4制導(dǎo)飛行試驗于2005年3月24日完成,在109.86 s遙測信號丟失,飛行距離為92.044 km,接近預(yù)示值。助推器點(diǎn)火后飛行器達(dá)到約548.64 m高度,最大速度為2.78Ma。飛行器下降至15.24 m,在進(jìn)行機(jī)動之前完成了32°、5g右轉(zhuǎn)。在15.24 m持續(xù)飛行約58 s,然后下降至4.572 m,持續(xù)飛行60 s直至任務(wù)結(jié)束。在30.558 m進(jìn)行了10g的迂回機(jī)動,超過了迂回機(jī)動極限值。

EMD-5最后一次制導(dǎo)飛行試驗于2005年4月22日完成,遙測信號在123 s丟失,飛行距離為101.304 km。助推器點(diǎn)火后最大高度達(dá)到548.64 m,然后飛行器下降至15.24 m進(jìn)行了5g右轉(zhuǎn),接近55.56 km目標(biāo)。飛行器在15.24 m巡航飛行,進(jìn)行了6g機(jī)動和5g急轉(zhuǎn)(短時水平正弦迂回),然后10g水平正弦迂回和11.2g組合機(jī)動,最后進(jìn)行12g進(jìn)氣道迂回機(jī)動,接近于進(jìn)氣道極限工況。飛行器完成了三次機(jī)動后,重新開始直線水平飛行。在118 s沖壓發(fā)動機(jī)燃燒結(jié)束,123 s飛行終止,執(zhí)行自毀命令,飛行器末速度為1.55Ma。

GQM-163A飛行試驗成功驗證了MARC-R282固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)異性能,包括燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)能力、易貯存、低研制成本、低部件成本、高可靠和機(jī)動性,非常適合用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈領(lǐng)域。

2010年8月13日美國海軍進(jìn)行了超音速掠海靶彈GQM-163A的高空俯沖彈道飛行試驗,靶彈從地面發(fā)射,使用固體火箭助推器加速至沖壓接力馬赫數(shù),在沖壓動力下,靶彈爬升至10.668 km,巡航速度約3.3Ma,在飛行末段203.72 km,導(dǎo)彈按預(yù)定彈道進(jìn)行40°無動力俯沖到達(dá)海面目標(biāo)點(diǎn),飛行試驗表明GQM-163A可用于未來海軍高空威脅模擬和反導(dǎo)系統(tǒng)測試。飛行試驗結(jié)果匯總見表1。

表1 GQM-163A靶彈飛行試驗匯總

通過升級導(dǎo)航軟件,而不需改變硬件,GQM-163A可以執(zhí)行低空掠海和高空俯沖兩種飛行任務(wù),大大降低了研制和生產(chǎn)成本,拓展了其應(yīng)用領(lǐng)域。

GQM-163A于2005年10月投入使用,目前處于全速生產(chǎn)階段,主要用戶還包括法、澳、日等國海軍。

1.2 高速反輻射驗證項目HSAD

美國海軍空戰(zhàn)中心武器分部2001年11月提出了高速反輻射驗證項目,合同招標(biāo)預(yù)算為3 000萬美元,目的是改進(jìn)哈姆“HARM”導(dǎo)彈,提高其飛行速度并增大射程。2002年初美國海軍選擇大西洋研究公司(ARC)開展可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)(VFDR)的研制,大西洋研究公司(ARC)于2003年被航空噴氣公司(Aerojet)收購。采用VFDR發(fā)動機(jī)可將哈姆“HARM”導(dǎo)彈射程由128 km提高至160 km,巡航速度由2Ma提高至3.5Ma。

2008年8月19日Aerojet公司成功開展了整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的空中發(fā)射飛行驗證試驗。飛行器由QF-4無人飛機(jī)發(fā)射,然后加速至超音速,轉(zhuǎn)級至超音速巡航,可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)表現(xiàn)出了良好的能量管理能力,確保了飛行器在整個飛行期間比傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機(jī)具有更高的飛行速度。通過HSAD項目研制,固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)更接近于戰(zhàn)斗狀態(tài)質(zhì)量和尺寸,同時彈藥安全性進(jìn)一步提升。

HSAD項目采用的MARC-R290固體火箭沖壓發(fā)動機(jī),其技術(shù)是在美國空軍VFDR研制技術(shù)和MARC-R282發(fā)動機(jī)技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展而來,降低了研制風(fēng)險,加快了研制進(jìn)度。

MARC-R290固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)見圖4,包括短時大推力的無噴管助推器和流量可調(diào)的燃?xì)獍l(fā)生器。進(jìn)氣系統(tǒng)包括兩個呈90°夾角的二元矩形進(jìn)氣道和兩個安裝在補(bǔ)燃室頭部的鉸鏈?zhǔn)蕉律w。舵控系統(tǒng)安裝在補(bǔ)燃室后段,電動伺服系統(tǒng)和驅(qū)動硬件安裝在進(jìn)氣道整流罩內(nèi)。

1.3 T3導(dǎo)彈研制計劃

美國國防高級研究計劃局(DARPA)提出了T3(三類目標(biāo)終結(jié)者)研制計劃,研究一種可擊毀導(dǎo)彈、飛機(jī)和防空系統(tǒng)的新型遠(yuǎn)程導(dǎo)彈(圖5),可使戰(zhàn)機(jī)能夠快速的在空空和空地模式間自由轉(zhuǎn)換,大大改善戰(zhàn)機(jī)的生存能力,擴(kuò)大了每架次可以摧毀目標(biāo)的數(shù)量和種類。2010年10月DARPA分別與雷聲公司和波音公司簽署2 130萬美元合同,進(jìn)行項目研發(fā)。

2015年5月波音公司宣稱在DARPA三類目標(biāo)終結(jié)者T3計劃下已開展了四次飛行試驗,飛行器尺寸與AIM-120導(dǎo)彈尺寸相似,但飛行速度更快、射程更遠(yuǎn)[4]。

2 德國

2.1 流星導(dǎo)彈研制和制導(dǎo)飛行試驗

流星“Meteor”導(dǎo)彈(圖6)彈徑178 mm,彈長3.70 m,彈重190 kg,射程100 km,最大飛行速度4Ma,雙下側(cè)二元進(jìn)氣道布局,滿足滑軌和彈射兩種發(fā)射條件[5]。

發(fā)動機(jī)采用高強(qiáng)度鋼殼體、可燒蝕出口堵蓋結(jié)構(gòu)、整體式調(diào)節(jié)閥裝置(包括電機(jī)伺服機(jī)構(gòu)、內(nèi)置控制器和安全點(diǎn)火機(jī)構(gòu),安全點(diǎn)火機(jī)構(gòu)基于爆炸膜片點(diǎn)火技術(shù),并與助推器點(diǎn)火裝置連接)、C/SiC沖壓噴管以及鈦合金進(jìn)氣道,進(jìn)氣道入口安裝有移動式入口堵蓋。燃?xì)獍l(fā)生器調(diào)節(jié)比為12∶1,助推器推進(jìn)劑的使用溫度范圍為-54 ℃～+71 ℃[6]。

流星導(dǎo)彈2002年12月開始研制,由歐洲六國瑞典、英國、德國、法國、意大利和西班牙聯(lián)合成立的MBDA公司承擔(dān)。流星超視距空空導(dǎo)彈采用固體火箭沖壓發(fā)動機(jī),可使導(dǎo)彈追擊全程保持高速,增加導(dǎo)彈防區(qū)外發(fā)射距離和戰(zhàn)機(jī)不可逃逸區(qū)。

流星導(dǎo)彈2006年開始飛行試驗,使用瑞典鷹獅“Gripen”戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行發(fā)射,對不同工作條件下性能進(jìn)行了驗證,包括低空5.5 km亞音速0.9Ma發(fā)射;高空13 km超音速發(fā)射;大于3Ma自由飛行;大范圍機(jī)動。

2006年9月5日流星導(dǎo)彈第三次空中發(fā)射試驗的飛行高度為7 km,驗證了導(dǎo)彈研制的成熟度,獲得了導(dǎo)彈的性能數(shù)據(jù),考核了早期問題解決措施的有效性。

2007年5月22日成功開展了高空控制和散布點(diǎn)火試驗,試驗的目的在于考核流星導(dǎo)彈的整體式助推器、沖壓續(xù)航發(fā)動機(jī)和控制系統(tǒng)在高空超音速發(fā)射條件下的性能、長時間飛行和大范圍機(jī)動能力。飛行器采用滑軌發(fā)射,飛行高度13 km,助推階段工作2 s后,可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道打開,成功轉(zhuǎn)級至沖壓工作階段,然后加速至超過3Ma,導(dǎo)彈按照預(yù)設(shè)飛行彈道,通過變換控制算法飛行了幾分鐘,完成了傾斜飛行等多種具有挑戰(zhàn)性的機(jī)動,同時驗證了末段控制能力,飛行距離超過了預(yù)期,實現(xiàn)了飛行試驗的目標(biāo)。

2008年3月5日流星導(dǎo)彈由瑞典鷹獅戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)射,成功攔截了MQM-107B高亞音速縮比靶標(biāo),全面驗證了導(dǎo)引頭、動力裝置、數(shù)據(jù)鏈和引信等各子系統(tǒng)性能。流星導(dǎo)彈從5.5 km高度0.9Ma發(fā)射,助推級工作完后成功轉(zhuǎn)級進(jìn)入沖壓加速階段,導(dǎo)引頭獲取目標(biāo)通過跟蹤進(jìn)行攔截,飛行過程中成功驗證了數(shù)據(jù)鏈在導(dǎo)彈與飛機(jī)之間的通訊。

流星導(dǎo)彈飛行試驗分為兩個階段,2006～2008年為研制飛行試驗,2009～2012年為制導(dǎo)飛行試驗,制導(dǎo)飛行和電子對抗試驗主要由鷹獅戰(zhàn)斗機(jī)和狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)完成,在英國和瑞典的靶場開展了多種工況飛行試驗,試驗結(jié)果見表2[7]。

截止2012年7月9日,流星導(dǎo)彈完成了3次電子對抗發(fā)射試驗和21次空中發(fā)射試驗,獲取了導(dǎo)彈模型驗證數(shù)據(jù),驗證了技術(shù)成熟度,2012年底開始進(jìn)行產(chǎn)品生產(chǎn)交付。

2.2 流星導(dǎo)彈與飛機(jī)綜合集成飛行試驗

2012年12月6日流星導(dǎo)彈使用臺風(fēng)“Typhoon”戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行彈射發(fā)射,拓寬了導(dǎo)彈發(fā)射包絡(luò)。試驗前開展了導(dǎo)彈不工作飛行試驗,驗證了導(dǎo)彈和飛機(jī)的安全分離。試驗是對流星導(dǎo)彈和臺風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)系統(tǒng)的綜合集成驗證。

2015年4月30日法國陣風(fēng)“Rafale”戰(zhàn)斗機(jī)首次進(jìn)行了流星導(dǎo)彈空中制導(dǎo)飛行試驗,這是流星導(dǎo)彈和陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)集成的一次重要里程碑試驗,表明流星導(dǎo)彈符合下一代飛機(jī)的研制標(biāo)準(zhǔn)。配備可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)和“發(fā)射后不管”模式,流星導(dǎo)彈可用于超視距作戰(zhàn)。流星導(dǎo)彈將于2018年交付法國空軍和海軍裝備陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)。

表2 流星導(dǎo)彈飛行試驗總結(jié)

2016年7月11日瑞典空軍宣布流星導(dǎo)彈正式列裝配備鷹獅戰(zhàn)斗機(jī)。2017年4月21日英國與MBDA簽訂合同將流星導(dǎo)彈與F-35隱身戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行集成,包括綜合測試評估以及適應(yīng)F-35使用的工程研制,計劃2020年裝備F-35閃電Ⅱ戰(zhàn)斗機(jī)。2014年MBDA公司與日本三菱電子公司計劃將日本的有源相控陣?yán)走_(dá)導(dǎo)引頭技術(shù)與流星導(dǎo)彈結(jié)合,提高其作戰(zhàn)效能[8]。

3 日本

3.1 試飛器試驗

日本防衛(wèi)省技術(shù)研究開發(fā)機(jī)構(gòu)從90年代開始開展了大量風(fēng)洞試驗和沖壓試驗以驗證可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)可行性[9]。據(jù)文獻(xiàn)報道,2009年日本開展了兩發(fā)可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的演示飛行試驗,成功驗證了可靠轉(zhuǎn)級、不同攻角和側(cè)滑角下穩(wěn)定沖壓燃燒性能、推力控制性能等方面的能力[10]。

日本試飛器結(jié)構(gòu)見圖7,采用地面發(fā)射方式,使用助推器將試飛器加速至飛機(jī)投放速度。燃?xì)獍l(fā)生器推進(jìn)劑的主要組份為GAP,燃?xì)獍l(fā)生器與沖壓燃燒室之間安裝有旋轉(zhuǎn)式燃料控制閥。飛行試驗對燃料控制閥的控制時序進(jìn)行了驗證。為了確保發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作,試飛器按進(jìn)氣道裕度大于10%進(jìn)行設(shè)計,試飛器攻角和側(cè)滑角限定在-5°～+5°。

第一次飛行彈道是獲取直線飛行數(shù)據(jù)和攻角變化時的飛行數(shù)據(jù)。第二次飛行彈道是獲取側(cè)滑角變化、彈身滾轉(zhuǎn)時的飛行數(shù)據(jù),在沖壓階段滾轉(zhuǎn)角度超過90°,飛行彈道見圖8。

圖9為轉(zhuǎn)級壓強(qiáng)曲線,轉(zhuǎn)級時間定義為整體式火箭助推器噴管拋離至沖壓燃燒開始之間的時間,沖壓燃燒開始時間定義為沖壓燃燒室壓強(qiáng)超過初始壓強(qiáng)增量的10%。第一次和第二次飛行的轉(zhuǎn)級時間分別為0.17 s和0.15 s,滿足小于0.25 s的指標(biāo)要求。圖10沖壓燃燒室壓強(qiáng)曲線,表明攻角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角變化時沖壓燃燒穩(wěn)定。

3.2 XASM-3反艦導(dǎo)彈

XASM-3反艦導(dǎo)彈由日本防衛(wèi)省與三菱重工共同研制,項目于2010年開始。

XASM-3反艦導(dǎo)彈直徑0.35 m,全長6 m,彈重940 kg,發(fā)動機(jī)長度4.22 m,發(fā)動機(jī)質(zhì)量861 kg,飛行速度大于3Ma,射程大于150 km。

2017年8月日本首次公布XASM-3反艦導(dǎo)彈實彈測試成功,計劃2018年裝備日本航空自衛(wèi)隊。

4 結(jié)束語

隨著近年來以固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)為動力裝置的導(dǎo)彈大量飛行試驗的成功驗證,包括美國超音速掠海靶彈GQM-163A、美國高速反輻射驗證項目HSAD和T3導(dǎo)彈研制計劃,德國流星超視距空空導(dǎo)彈的大量飛行試驗結(jié)果和陣風(fēng)、臺風(fēng)、狂風(fēng)和鷹獅等多個飛機(jī)平臺綜合集成試驗驗證,以及逐步列裝英國、瑞典、德國、法國等歐洲國家的空軍,固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)高比沖、可實現(xiàn)能量管理、能提高導(dǎo)彈的射程和機(jī)動性等優(yōu)異性能已獲得全面驗證,固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)已逐漸成熟,其在遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈、反艦導(dǎo)彈以及超音速靶彈等領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。日本等國正加快固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)研究步伐,努力提升其武器裝備的性能。我國應(yīng)加大對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)研究的投入,由易到難、循序漸進(jìn)地開展固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)飛行試驗,為我國武器裝備的升級換代提供可選的動力裝置。