國外整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展研究

劉穎 陸寧 沈欣

摘 要：導(dǎo)彈動(dòng)力裝置是決定導(dǎo)彈射程的關(guān)鍵因素。 本文通過對當(dāng)前國外（美國、 俄羅斯、 歐洲）整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的專利技術(shù)及應(yīng)用現(xiàn)狀進(jìn)行詳細(xì)分析和論述， 在分析基礎(chǔ)上總結(jié)了整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)， 主要包括燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)與控制、 高能貧氧推進(jìn)劑、 結(jié)構(gòu)的熱強(qiáng)度及長時(shí)間的熱防護(hù)、 寬域可調(diào)進(jìn)/排氣、 導(dǎo)彈與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)等。

關(guān)鍵詞： 整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī); 專利; 燃?xì)饬髁? 推進(jìn)劑; 熱防護(hù); 氣動(dòng)外形

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

0 引? 言

當(dāng)前以固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈， 由于推進(jìn)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(xiàn)代導(dǎo)彈來說是難以接受的。 整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（簡稱固沖發(fā)動(dòng)機(jī)）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(jìn)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(fā)動(dòng)機(jī)其比沖提高了3～5倍[1]。

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)， 也叫管道火箭（Ducted Rocket）， 與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不同的是， 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室里有由進(jìn)氣道傳輸來的空氣， 以及從燃?xì)獍l(fā)生器（即獨(dú)立的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)）傳輸來的一次燃燒產(chǎn)物的高速射流， 在燃燒室內(nèi)經(jīng)燃燒組織而產(chǎn)生確定噴射效果的同時(shí)， 一次燃燒產(chǎn)物與空氣摻混燃燒。 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)是一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)， 實(shí)現(xiàn)了燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)和燃燒室內(nèi)的兩個(gè)工作過程。 因此固沖發(fā)動(dòng)機(jī)兼有沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)二者的優(yōu)點(diǎn)， 是新型超聲速導(dǎo)彈的理想動(dòng)力裝置。 歐洲“流星”導(dǎo)彈的研制成功使固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用獲得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展， 射程達(dá)到100 km以上， 從而掀起了各國對固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研制的熱潮[2-3]。

1 國外研究及應(yīng)用情況

從國內(nèi)外公開發(fā)表的文獻(xiàn)和專利來看， 當(dāng)前國際上在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)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(yīng)用情況

2005年左右， 美國在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域開展了3項(xiàng)大型計(jì)劃——超聲速掠海靶彈（SSST）計(jì)劃、 高速反輻射導(dǎo)彈驗(yàn)證（HSAD）計(jì)劃以及變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)-飛行器概念（VFDR-FVC）計(jì)劃， 這3項(xiàng)計(jì)劃都旨在驗(yàn)證固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度， 以及應(yīng)用于實(shí)際型號的可行性 [4-5]。

已經(jīng)投產(chǎn)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(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)了掠海遠(yuǎn)程持續(xù)機(jī)動(dòng)飛行。 MARC-R282沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括燃?xì)獍l(fā)生器、 4個(gè)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(dòng)機(jī)直徑為0.35 m， 長3.4 m。 高速反輻射導(dǎo)彈驗(yàn)證（HSAD）計(jì)劃是為了通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證空射沖壓推進(jìn)技術(shù)， 從而驗(yàn)證MARC-R290固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在“哈姆”導(dǎo)彈改型上應(yīng)用的可行性。 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道系統(tǒng)包括2個(gè)呈90°夾角的二元矩形進(jìn)氣道和兩個(gè)安裝在補(bǔ)燃室頭部的鉸鏈?zhǔn)蕉律w[6]。 變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)-飛行器概念（VFDR-FVC）計(jì)劃是研究VFDR項(xiàng)目中的發(fā)動(dòng)機(jī)與滿足F-22戰(zhàn)機(jī)彈艙的導(dǎo)彈彈身的兼容性。 該計(jì)劃設(shè)計(jì)了一種安裝在彈體后部的新型進(jìn)氣道， 并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)， 使未來的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈可以實(shí)現(xiàn)內(nèi)部掛載。

20世紀(jì)90年代， 美國空軍開展了用變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)升級AIM-120空空導(dǎo)彈的概念研究。 2010年，? 美國國防預(yù)先研究計(jì)劃局發(fā)起的“三目標(biāo)終結(jié)者”（T3）項(xiàng)目，? 旨在用同一種導(dǎo)彈替換AIM-120導(dǎo)彈和AGM-88反輻射導(dǎo)彈， 同時(shí)增加摧毀小型目標(biāo)和隱身巡航導(dǎo)彈的能力。 T3項(xiàng)目采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置， 擁有較高的平均速度。 2014年， T3項(xiàng)目出人意料地中止了， 推測可能在某些保密的預(yù)算項(xiàng)目中繼續(xù)開展研制。 據(jù)媒體報(bào)道， 2020年2月27日， 美國波音公司在美國空軍協(xié)會(huì)主辦的2020年空戰(zhàn)研討會(huì)上公開展示了T3導(dǎo)彈模型， 也即意味著T3導(dǎo)彈項(xiàng)目已被重啟[7-8]。

1.1.2 研究情況

雖然目前美國并沒有導(dǎo)彈型號實(shí)際采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)， 但美國多個(gè)公司在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研究方面進(jìn)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(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)》）US9726115B1（2017.08.08）[9] 。

該專利發(fā)明了一種用于推進(jìn)火箭或?qū)椀目蛇x擇的沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)， 包括與助推器相鄰的燃?xì)獍l(fā)生器。 燃?xì)獍l(fā)生器和助推器之間安裝有易碎膜。 助推器和燃?xì)獍l(fā)生器可以按照正常順序工作， 也可以同時(shí)工作來實(shí)現(xiàn)短程內(nèi)推力的增加。 火箭或?qū)椛系倪壿嬰娐房筛鶕?jù)與目標(biāo)的距離是否超過閾值來確定易碎膜的爆破時(shí)間。

該發(fā)明特征是， 當(dāng)目標(biāo)在短距內(nèi)（小于閾值距離）時(shí)， 發(fā)動(dòng)機(jī)能夠燃燒助推燃料和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料。 當(dāng)不需要遠(yuǎn)程能力時(shí)， 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能夠接近火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)性能。

圖2給出了現(xiàn)有技術(shù)中已知的可變流量固沖發(fā)動(dòng)機(jī)， 包括頭部12、 戰(zhàn)斗部14、 燃?xì)獍l(fā)生器16和燃燒室18。 燃料量控制閥20設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器16與燃燒室18之間。 在助推段， 燃燒室18填充了推進(jìn)劑22， 用作在高壓（標(biāo)稱值為2 000 psia）下工作的帶噴管或無噴嘴的助推器。 當(dāng)推進(jìn)劑22燃盡時(shí)， 打開內(nèi)部堵蓋24和外部堵蓋26使空氣通過進(jìn)氣道28進(jìn)入。? 在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的巡航階段， 燃?xì)獍l(fā)生器16啟動(dòng)， 產(chǎn)生沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料。 燃料30通常是端面燃燒藥柱。 燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的氣態(tài)產(chǎn)物通過閥門34的節(jié)流出口32排出， 閥門34控制工作壓力和所產(chǎn)生的燃料量。? 典型的燃?xì)獍l(fā)生器16的工作范圍是200～2 000 psia。 取決于飛行高度和馬赫數(shù)， 典型的燃燒室18的工作范圍是112～200 psia。

流量調(diào)節(jié)器2內(nèi)部形成環(huán)形通道， 其橫截面積逐漸變化， 通道內(nèi)把氣流加速至馬赫數(shù)0.9。 在固定墊片和調(diào)節(jié)元件之間形成通道的臨界截面， 調(diào)節(jié)元件經(jīng)過中心軸16由傳動(dòng)裝置帶動(dòng)。 在臨界截面后形成橫截面面積可變的通道， 與流量調(diào)節(jié)器環(huán)形噴口格柵中的孔連通。 這些孔軸傾斜與發(fā)動(dòng)機(jī)中心縱軸成45°～135°。 環(huán)形噴口格柵中孔最好做成可形成閉合（環(huán)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(tǒng)的形式。 這樣可增大固體燃料燃燒產(chǎn)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(kuò)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(chǎn)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(kuò)張錐形， 可保證連續(xù)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(wěn)變化的曲線設(shè)計(jì)成型。

此外， 為了保持燃燒產(chǎn)物溫度穩(wěn)定， 燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)的自由容積通常通過燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)固體燃料藥柱的位移來保證。

1.3 歐? 洲

1.3.1 應(yīng)用情況

歐洲合作研制的“流星”空空導(dǎo)彈是以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的新一代空空導(dǎo)彈。 經(jīng)過成功的飛行試驗(yàn)并定型， 使固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在空空導(dǎo)彈的應(yīng)用上獲得了實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。 隨著“流星”導(dǎo)彈的成功和由此帶來的示范效應(yīng)， 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用前景也將非常光明[15-16]。

“流星”空空導(dǎo)彈的動(dòng)力裝置是由德國拜恩化學(xué)公司研制的固體燃料變流量火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)， 具有腹下雙槽式進(jìn)氣道的非軸對稱的氣動(dòng)布局。 在設(shè)計(jì)上采用了雙下側(cè)矩形多激波進(jìn)氣道， 互成90°配置。 該動(dòng)力裝置可使“流星”導(dǎo)彈在命中目標(biāo)之前一直具有動(dòng)力推進(jìn)， 確保導(dǎo)彈以最大的速度飛行， 并在最后攔截時(shí)具有最大的機(jī)動(dòng)能力， 從而減少了目標(biāo)規(guī)避導(dǎo)彈的機(jī)會(huì)， 據(jù)稱其不可逃逸區(qū)是其他超視距導(dǎo)彈的3倍還多 [17-18]。? 其發(fā)射模擬圖如圖6所示。

德國曾有裝備固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的新型反輻射導(dǎo)彈ARMIGER的研制計(jì)劃， 導(dǎo)彈總質(zhì)量約為220 kg， Ma=2～3時(shí)的最大飛行距離約為200 km。 高精度導(dǎo)引系統(tǒng)保證了導(dǎo)彈質(zhì)量較小時(shí)能達(dá)到遠(yuǎn)的射程（目標(biāo)命中精度可達(dá)1 m）。 因此可以把戰(zhàn)斗部的質(zhì)量減小到20 kg。 ARMIGER導(dǎo)彈計(jì)劃裝備四槽式軸對稱進(jìn)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(fā)動(dòng)機(jī)的研究處于世界領(lǐng)先地位， 但其相關(guān)技術(shù)研究專利也基本處于保密階段。

德國早期就有零星專利進(jìn)行固沖發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)火箭的固體燃料推進(jìn)系統(tǒng)》）US6405526B1（2002.06.18）[21]。

該專利發(fā)明了一種用于裝有沖壓噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)火箭的固體燃料推進(jìn)系統(tǒng)， 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?xì)獍l(fā)生器G（由筒狀殼體1包圍）， 燃?xì)獍l(fā)生器用于從固體燃料中產(chǎn)生可燃?xì)怏w， 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)器R設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器G和燃燒室B之間， 調(diào)節(jié)從燃?xì)獍l(fā)生器G到燃燒室B的燃?xì)饬髁俊?推進(jìn)系統(tǒng)具有中間部分4， 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)器R包含在該部分內(nèi)。 中間部分以承重方式與燃燒室殼體2和燃?xì)獍l(fā)生器殼體1連接， 包含有密封燃?xì)獍l(fā)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(gè)基座單元， 該基座單元包含燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)器R， 并支撐壓頭8和9。

2 關(guān)鍵技術(shù)

當(dāng)前世界軍事強(qiáng)國對彈用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的研發(fā)非常重視， 也突破了多項(xiàng)制約性的關(guān)鍵技術(shù)， 但受限于某些關(guān)鍵技術(shù)的工程化解決， 以及出于成本的考慮， 因此國外固沖發(fā)動(dòng)機(jī)也并沒有大量進(jìn)入型號應(yīng)用。 當(dāng)前彈用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)亟待突破的關(guān)鍵技術(shù)包括： 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)與控制、 高能貧氧推進(jìn)劑、 結(jié)構(gòu)的熱強(qiáng)度及長時(shí)間的熱防護(hù)、 寬域可調(diào)進(jìn)/排氣、 導(dǎo)彈與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)等。

2.1 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)與控制技術(shù)

目前各國在研的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)大都具有燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)能力。 為達(dá)到根據(jù)飛行器飛行軌道優(yōu)化固體燃料流量的目的， 國外有采用帶有固體燃料燃燒產(chǎn)物流量調(diào)節(jié)閥的燃?xì)獍l(fā)生器來改進(jìn)現(xiàn)有固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的做法，? 調(diào)節(jié)過程的特點(diǎn)在于， 不僅能改變?nèi)剂狭髁浚?而且能以最優(yōu)的形式進(jìn)行燃料分配從而實(shí)現(xiàn)燃燒室內(nèi)燃料的充分燃燒， 也就是說， 調(diào)節(jié)過程與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)工作過程的組織有關(guān) [22-23]。

對于超視距空空導(dǎo)彈的應(yīng)用來說， 為了滿足機(jī)動(dòng)攻擊和作戰(zhàn)任務(wù)多樣化的要求， 導(dǎo)彈飛行速度范圍相應(yīng)變寬。 當(dāng)海拔高度一定時(shí)， 因速度變化導(dǎo)致進(jìn)氣道捕獲空氣質(zhì)量流量變化大， 為保證發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好性能， 也必須調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器富燃燃?xì)饬髁浚?以保證固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在最佳空燃比附近工作。 燃?xì)饬髁磕芊裾{(diào)節(jié)直接決定了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的好壞， 目前關(guān)于燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)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?xì)饬髁康恼{(diào)節(jié)方法實(shí)現(xiàn)對燃?xì)獍l(fā)生器中壓力的閉環(huán)控制， 從而滿足燃?xì)獍l(fā)生器流量調(diào)節(jié)的快速、 精準(zhǔn)、 大調(diào)節(jié)比控制 [24]。

2.2 高能貧氧推進(jìn)劑技術(shù)

對于體積有限的導(dǎo)彈來說， 其裝配的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)采用高能推進(jìn)劑， 以減小發(fā)動(dòng)機(jī)的體積和質(zhì)量。 其中較有前途的是含硼富燃料固體推進(jìn)劑和碳?xì)涓蝗剂贤七M(jìn)劑。 “流星”空空導(dǎo)彈采用的是德國拜恩化學(xué)公司研制的含硼推進(jìn)劑。 “流星”導(dǎo)彈固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑配方含硼量達(dá)40%， 熱值60.1 MJ/L， 燃速4～ 21 mm/s， 壓力指數(shù)0.3～0.55， 燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)比大于12∶1 [25]。

在火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)的工作順序類似于固沖發(fā)動(dòng)機(jī)。 從結(jié)構(gòu)上來說， 膏體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是比固沖發(fā)動(dòng)機(jī)更復(fù)雜的發(fā)動(dòng)機(jī)。 日本研發(fā)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)采用了聚疊氮縮水甘油醚（GAP）膏體推進(jìn)劑。 GAP是一種新型含能粘合劑， 能量高， 熱穩(wěn)定、 安全性能好， 以其為基體的高能推進(jìn)劑具有鈍感高能特性和低特征信號的特點(diǎn)， 在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)中有廣泛的應(yīng)用。 當(dāng)前， 日本正在利用其GAP推進(jìn)劑固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研究成果， 尋求與英國合作改進(jìn)“流星”空空導(dǎo)彈， 以降低原有含硼推進(jìn)劑產(chǎn)生的尾煙特征[26]。

2.3 結(jié)構(gòu)的熱強(qiáng)度及長時(shí)間的熱防護(hù)技術(shù)

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中， 燃?xì)獍l(fā)生器和助推補(bǔ)燃室殼體都需要熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的絕熱層的工作特點(diǎn)不同， 要保證在帶有氧化化學(xué)勢的燃燒產(chǎn)物高溫多相流繞流下的支承結(jié)構(gòu)的熱穩(wěn)定性。 還會(huì)有一些變化的作用： 助推工作狀態(tài)下固體燃料的燃燒產(chǎn)物脫氧環(huán)境和巡航工作狀態(tài)下的氧化環(huán)境。 隨著燃燒室和燃?xì)獍l(fā)生器的熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)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(tài)）的燃燒室工作條件下， 可導(dǎo)致壁面各層變形不同， 這種情況下二氧化硅和碳纖維加強(qiáng)的有機(jī)硅彈性材料得到了很好的應(yīng)用效果。 填充材料在包覆層厚度方向上應(yīng)具有空間粘接力并采用加強(qiáng)結(jié)構(gòu)。 不進(jìn)行空間粘接（分層加強(qiáng)時(shí)）將導(dǎo)致包覆層熱穩(wěn)定性降低[28]。

燃燒室及燃?xì)獍l(fā)生器壁通常由高強(qiáng)度鋼制成。 由于剛性的外形限制， 壁面采用聚合的復(fù)合材料是不行的。 因此未來在結(jié)構(gòu)中將使用鈦合金。 但是隨著飛行速度的增大（當(dāng)Ma>4.5時(shí)）， 采用結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定的復(fù)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(hù)材料的類型對火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的外形也產(chǎn)生影響。 燃燒室壁的熱防護(hù)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(tài)產(chǎn)物將顯著增大燃料的總流量， 并因此提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。 巡航燃料類型對與火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)整體的外形相關(guān)的尺寸-質(zhì)量特性產(chǎn)生著本質(zhì)的影響[29-30]。

2.4 寬域可調(diào)進(jìn)/排氣技術(shù)

進(jìn)氣道類型對固沖發(fā)動(dòng)機(jī)外形產(chǎn)生了實(shí)質(zhì)性的影響。 裝備于每一個(gè)具體空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)飛行器的進(jìn)氣道會(huì)有不同的形式、 長度和進(jìn)氣管道數(shù)目。 無論是研制帶有固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器， 還是研制固沖發(fā)動(dòng)機(jī)本身， 進(jìn)氣道都是最重要的決定性組件之一。 在帶有固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器中頭部進(jìn)氣道、 側(cè)面（外設(shè)、 嵌入）進(jìn)氣道得到了應(yīng)用。 如果使用的是側(cè)面進(jìn)氣道， 則應(yīng)規(guī)定邊界的控制方法（泄除、 吸除）。 進(jìn)氣道可收縮并放置殼體內(nèi)[31]。

重要的是， 進(jìn)氣道不僅要保證發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器的一體化， 還要保證發(fā)動(dòng)機(jī)的高效能（高的壓力恢復(fù)系數(shù)和空氣流量系數(shù)）、 工作的氣動(dòng)力穩(wěn)定性、 最小阻力等。 為此， 助推狀態(tài)的進(jìn)氣道裝備有密封或鉆孔的可拋堵蓋、 過渡通道內(nèi)裝有擋板。 巡航狀態(tài)的進(jìn)氣道可裝備氣流預(yù)壓縮板和附面層泄除系統(tǒng)。 過渡通道內(nèi)可設(shè)置可調(diào)排氣縫和組織氣流的控制系統(tǒng)。 由過渡通道進(jìn)入燃燒室的空氣可設(shè)置成同軸進(jìn)入， 以任意角度進(jìn)入或兩種方法結(jié)合使用 [32]。

現(xiàn)代的進(jìn)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(biāo)控制能力的情況下進(jìn)行計(jì)算。 預(yù)計(jì)未來會(huì)出現(xiàn)帶有非圓形橫截面的飛行器， 以增強(qiáng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化和雷達(dá)的隱身性能。 現(xiàn)代和未來的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的多樣性， 導(dǎo)致必須進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的分類并劃分其適用的領(lǐng)域 [33]。

同時(shí)對固沖發(fā)動(dòng)機(jī)巡航噴管提出了要求： 助推和燃燒產(chǎn)物流動(dòng)的過程中在損失最小的同時(shí)保證高效率， 能夠定位或無級調(diào)節(jié)臨界截面的尺寸， 能夠?qū)崿F(xiàn)固定或可變地調(diào)節(jié)推力矢量， 與導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)一體化， 在燃燒產(chǎn)物的多變化學(xué)勢作用的條件下實(shí)現(xiàn)熱穩(wěn)定。 雖然還可利用其他固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)來說， 巡航噴管的這些結(jié)構(gòu)暫時(shí)未能有效研制出來。 噴管材料通常采用耐熱抗蝕的剛性復(fù)合材料 [34]。

采用進(jìn)/排氣幾何可調(diào)技術(shù)將固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線拓寬至工作馬赫數(shù)2.0～4.5、 工作高度0～30 km， 有效提升導(dǎo)彈攻擊的遠(yuǎn)距離強(qiáng)突防能力， 是固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展的趨勢所在 [35]。

2.5 導(dǎo)彈與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)

在遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)中通常采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)， 這就使得導(dǎo)彈整體的氣動(dòng)外形發(fā)生了根本性的改變， 需要進(jìn)行導(dǎo)彈-進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)研究。 通過該項(xiàng)技術(shù)的解決， 確定滿足導(dǎo)彈飛行任務(wù)的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案、 進(jìn)氣道形式和氣動(dòng)布局、 飛行控制方式等， 使導(dǎo)彈總體性能最優(yōu)。

在裝備中距空空導(dǎo)彈的先進(jìn)動(dòng)力裝置的研制中最關(guān)注直徑約為200 mm的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的研制， 帶有腹下或頜下進(jìn)氣道（單或雙通道）， 可進(jìn)行一次燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)物的流量調(diào)節(jié)， 且沒有拋出物。 非軸對稱進(jìn)氣道可產(chǎn)生升力并能在攻角增大時(shí)有效工作， 這對于保證固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程的高穩(wěn)定性特別重要。 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈裝備固沖發(fā)動(dòng)機(jī)比裝備固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能更好， 但同時(shí)也對導(dǎo)彈總體氣動(dòng)外形提出了更高的要求， 設(shè)計(jì)難度更大 [36-37]。

3 結(jié) 束 語

由前文對國外彈用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的應(yīng)用和研究情況的分析可看出， 當(dāng)前國外彈用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)取得了實(shí)質(zhì)性的進(jìn)步， 并在關(guān)鍵技術(shù)上取得了創(chuàng)新性突破， 已經(jīng)有采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)導(dǎo)彈型號進(jìn)入服役。 但目前國外以固沖發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈研制計(jì)劃主要采用的是亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)， 在導(dǎo)彈速度的進(jìn)一步突破上存在局限性。 隨著導(dǎo)彈飛行速度的進(jìn)一步提高， 未來采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)將成為趨勢。 與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比， 固體超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)更大， 是當(dāng)前飛行器推進(jìn)技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的一個(gè)研究熱點(diǎn)[38]。

參考文獻(xiàn)：

[1] 夏智勛， 陳斌斌， 黃利亞， 等. 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 上海航天， 2019， 36（6）： 11-18.

Xia Zhixun， Chen Binbin， Huang Liya， et al. Research Progresses in Solid Rocket-Ramjet Engine[J]. Aerospace Shanghai， 2019， 36（6）： 11-18. （in Chinese）

[2] Pакетно-Прямоточный Двигатель[EB/OL]. （2020-08-12）[2021-08-08]. https： ∥avia.academic.ru/1531/ракетно， 2020-08-12.

[3] METEOR[EB/OL].（2021-07-22）[2021-08-08]. https：∥www.mbda-systems.com /product/meteor.

[4] Комбинированный Прямоточный Воздушно-Реактивный Дв-игатель[EB/OL]. （2017-08-25）[2021-08-08].https：∥edrid.ru/rid/217.015.d182.html.

[5] Прямоточный Воздушно-Реактивный Двигатель [EB/OL]. （2020-08-12）[2021-08-08].https：∥ru. wikipedia.org/wiki/Прямоточный_воздушно-реактивный_двигатель.

[6] 鄭凱斌， 李巖芳， 曾慶海. 國外固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)進(jìn)展[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2018， 38（5）： 85-90.

Zheng Kaibin， Li Yanfang， Zeng Qinghai. Progress of Solid Ducted Rocket Flight Test Abroad[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2018， 38（5）： 85-90. （in Chinese）

[7] 任淼， 文琳， 王秀萍. 2017年國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 航空兵器， 2018（1）： 62-70.

Ren Miao， Wen Lin， Wang Xiuping. Research on Foreign Air-to-Air Missiles Development in 2017[J]. Aero Weaponry， 2018（1）： 62-70. （in Chinese）

[8] Solid-Propellant Rocket[EB/OL]. （2020-08-12） [2021-08-08]. https：∥en.wikipedia.org/wiki/ Solid- propellant_rocket.

[9] Patrick W. Selectable Ramjet Propulsion System：US，9726115B1[P]. 2017-08-08.

[10] Сорокин В А.? Ракетно-Прямоточные Двигатели на Твёрдых и Пастообразных Топливах[M]. Москва： Физматлит， 2010： 15-22.

[11] Авиационная Ракета Большой Дальности Класса 《Воздух-Воздух》 РВВ-AЭ-ПД[EB/OL]. （2020-08-16）[2021-08-08].http：∥nevskii-bastion.ru/rvv-ae-pd.

[12] Udoshi R. R-77， RVV-AE， RVV-SD（AA-12‘Adder）[J]. IHS Janes Weapons： Air Launched， 2015-2016： 82-86.

[13] Ракета Класса 《Воздух-Воздух》 Большой Дальности РВВ-AЭ-ПД[EB/OL]. （2020-08-12）[2021-08-08].http：∥bastion-karpenko.ru/rvv-ae-pd.

[14] Ульянова М В. Ракетно-Дрямоточный Двигатель с Регулир-уемым Расходом Твёрдого Топлива： RU， 2615889 [P]. 2017-04-11.

[15] 陳斌斌， 夏智勛， 黃利亞， 等. 含硼固沖補(bǔ)燃室燃燒組織技術(shù)進(jìn)展[J]. 航空兵器， 2018（4）： 3-20.

Chen Binbin， Xia Zhixun， Huang Liya， et al. Review on Combustion Technology of Boron-Based Solid Ramjet Afterburning Chamber[J]. Aero Weaponry， 2018（4）： 3-20.（in Chinese）

[16] Авиационная Ракета Большой Дальности [EB/OL]. （2020-08-12）[2021-08-08]. https：∥ missilery.info/missile/meteor.

[17] 任淼， 劉琪， 劉晶晶. 2019年國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 航空兵器， 2020， 27（4）： 17-24.

Ren Miao， Liu Qi， Liu Jingjing. Research on Foreign Air-to-Air Missiles Development in 2019[J]. Aero Weaponry， 2020， 27（4）： 17-24. （in Chinese）

[18] ?Сорокин В А，? Ягодникова Д А. Технология Производства Ракетнопрямоточных Двигателей на Твёрдом Топливе[M]. Москва： Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана， 2019.

[19] ARMIGER[EB/OL]. （2020-07-22）[2021-08-08]. https：∥dbpedia.org/page/ARMIGER.

[20] ARMIGER[EB/OL]. （2020-07-22）[2021-08-08].https：∥en.wikipedia.org/wiki.

[21] Seymour N F， Hodge K F. Axisymmetrical Annular Plug Propulsion System for Integrated Rocket/Ramjet or Rocket/Scramjet： US， 6293091 [P]. 2001-09-25.

[22] Ульянова М В， Давыденко Н А. Ракетнопрямоточный Двигатель с Регулируемым Расходом Твёрдого Топлива： RU， 2615889C1 [P].2017-04-11.

[23] 潘冠呈. 流量可調(diào)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器工作特性研究[D]. 南京： 南京理工大學(xué)， 2018.

Pan Guancheng. Research on Working Characteristics of Variable Flow Gas Generator in Solid Ducted Rocket[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2018. （in Chinese）

[24] Суриков Е В. Регулятор Расхода Твёрдого Топлива： RU， 2484281C1 [P]. 2013-06-10.

[25] 王秀萍， 陳怡. 歐美固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制[J]. 航空科學(xué)技術(shù)， 2011， 22（3）： 45-48.

Wang Xiuping， Chen Yi. Development of European and American Solid Rocket Ramjet[J]. Aeronautical Science & Technology， 2011， 22（3）： 45-48.（in Chinese）

[26] 詹發(fā)祿， 馬文斌， 冀占慧， 等. 端羥基縮水甘油疊氮聚醚及其推進(jìn)劑研究進(jìn)展[J]. 化學(xué)推進(jìn)劑與高分子材料， 2017， 15（5）： 1-7.

Zhan Falu， Ma Wenbin， Ji Zhanhui， et al. Research Progress of Hydroxyl-Terminated Glycidyl Azide Polyether and Its Propellant[J]. Chemical Propellants & Polymeric Materials， 2017， 15（5）： 1-7.（in Chinese）

[27] Копылов А В， Тихомиров М А， Мокрецова О В. Системы Теплозащиты Конструкций Комбинированного Ракетно-Прямоточного Двигателя Твёрдого Топлива[J]. Труды МАИ， 2017（94）.

[28] Meteor-Beyond Visual Range Air-to-Air Missile （BVRAAM） [EB/OL]. （2021-07-22）[2021-08-08]. https：∥www.airforce-technology. com/projects/meteor-beyond-visual-range-air- air-missile.

[29] 鄭凱斌， 郭榮春， 李巖芳， 等. 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室溫度場及熱應(yīng)力分析[J]. 固體火箭技術(shù)， 2019， 42（5）： 567-570.

Zheng Kaibin， Guo Rongchun， Li Yanfang， et al. Temperature Field and Thermal Stress Analysis of Afterburner in the Ducted Rocket[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2019， 42（5）： 567-570.（in Chinese）

[30] Богомолов Я Э， Малинин В И. Определение Области Рабочих Параметров Прямоточного Воздушно-Реактивного Двигателя На Порошкообразном Алюминиевом Горючем на Основе Характеристик Ракетнопрямоточного Двигателя на Твёрдом Топливе Летательного Аппарата《Метеор》[J]. Механика и Машиностроение， 2017（50）： 58-67.

[31] Францкевич В П. Система Распределенного Подвода Воздуха Ракетнопрямоточного Двигателя：? RU，? 171408U1[P]. 2017-05-30.

[32] Хомовский Я Н. Оценка Напряжённо-Деформированного Состояния Конструктивных Схем Прямоточных Воздушно-Реактивных Двигателей для Высокоскоростных Летательных Аппаратов на Ранней Стадии Проектирования. Диссертация на Соискание Ученой Степени Кандидата Технических Наук[D]. 2018.

[33] Попова А Б，? Разносчиков В В. Оптимизация Параметров Программы Управления Твердотопливного Ракетно- Прямоточного Двигателя[J]. Транспорт на? Альтернативном Топливе， 2012（1）：? 65-68.

[34] Обносов? Б.В. Теоретические Основы Анализа и Синтеза Комбинированных Ракетных Двигателей на Твёрдых и Пастообразных Топливах[M]. Москва： Издательско Торговая Корпорация 《Дашков и К°》， 2012.

[35] 牛文玉， 劉頂新. 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制方案研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2016， 36（4）： 63-66.

Niu Wenyu， Liu Dingxin. Research of Control Strategy for Ducted Rockets[J]. Journal of Projectiles，Rockets， Missiles and Gui-dance， 2016， 36（4）： 63-66.（in Chinese）

[36] 劉遠(yuǎn)， 程養(yǎng)民， 李曉暉， 等. 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)， 2016， 34（6）： 790-796.

Liu Yuan， Cheng Yangmin， Li Xiaohui， et al. Aerodynamic Design and Experimental Study of a Missile Propelled by Solid Rocket Ramjet[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2016， 34（6）： 790-796.（in Chinese）

[37] Сорокин В А. Конструкция и Проектирование Комбини-Рованных Ракетных Двигателей на Твёрдом Топливе[M]. Москва：Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана， 2014.

[38] Твёрдотопливные Ракетные Двигатели. [EB/ OL]. （2020-08-12）[2021-08-08]. https：∥www. yuzhnoye.com/company/history/solid-rocket-motors.html.

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