为增加导弹射程并维持末段 的高速, 各国努力开发空气喷气 推进装置, 其中, 采用变流量固 体冲压发动机(VFDRE)的导弹 无需装载氧化剂, 并可根据导弹 飞行速度和飞行高度的变化进行 最优流量控制, 有望实现高效飞 行。因此, 固体冲压发动机成为 当今战术导弹动力装置领域研究 的热点, 美国、俄罗斯、法国、 印度、日本等国竞相发展以固体 冲压发动机为推进装置的导弹武 器。文中着重介绍日本防卫省技 术研究本部的研究成果。 1 固体冲压发动机原理 喷气发动机利用回转压气机 压缩从外部吸取的空气, 压缩空 气与燃料混合燃烧获得推进力, 战斧导弹是采用此类发动机的典 型代表;而冲压发动机不用压气 机而直接利用流入空气的动能进 行压缩。冲压发动机的燃料分为 液体和固体两种类型, 其中, 采 用固体燃料的冲压发动机又被称 为固体冲压发动机。 采用固体冲压发动机的导弹 的速度通常为M a = 2 , 固体冲 压发动机在导弹加速飞行状态时 的工作过程如下(如图1所示) : 1)从进气道流入的空气减 速, 产生激波, 压缩空气; 2)固体推进剂产生高温、高 压的燃气; 3)燃气通过燃料控制阀与 空气在冲压燃烧室内混合, 顺利 点火燃气。 由此可见, 固体冲压发动机 结构简单, 其成本可大大降低。 2 固体冲压发动机的工作流程 试制的固体冲压发动机工作 流程分为三个阶段: 1)助推燃烧阶段 为达到M a = 2的飞行速度, 需要进行助推燃烧加速。目前, 在冲压燃烧室填充火箭推进剂的 整体式火箭助推器( IRB)方案成 为主流, 推进剂采用惯用的固体 火箭推进剂即可。 2)过渡阶段 整体式火箭助推器燃烧结束 后, 助推器喷管分离, 这是因为 火箭助推器燃烧的压力与冲压燃 烧压力不同。几乎同时, 进气口 盖破裂, 空气进入冲压燃烧室。 3)冲压燃烧阶段 空气流入冲压燃烧室后, 燃 气发生剂点火, 高温燃气与空气 混合, 自发开始冲压燃烧。 其中, 从助推器喷管分离到 冲压燃烧开始的时间是固体冲压 发动机最重要的参数,必须极快 飞航导弹 2010年第3期·83· 推进技术 地转换到冲压燃烧阶段, 以避免 飞行速度下降。 3 以固体冲压发动机为动力的 导弹 日本防卫省技术研究本部研 制的采用固体冲压发动机的试验 弹如图2所示, 其结构大体包括 前段(控制元件、惯性装置、电 池、遥控发射装置等) 、自爆装 置、燃料发生器、燃料控制阀、 冲压燃烧室、进气道、舵机、辅 助助推装置等。 目前采用固体冲压发动机的 飞行器都是空射导弹, 通常情况 下, 还要考虑与载机的适配性, 双孔进气道位置偏下, 设置成靠 近弹体位置的分流形状, 这样更 有利于导弹获得良好的空气动力 特性。不过, 这样的形状易使冲 压燃烧室内的流场产生畸变, 循 环流有可能无法充分发展, 将影 响冲压燃烧稳定性。机载导弹采 用固体冲压发动机时, 因有这样 的制约因素, 燃气与空气迅速自 发点火达到稳定的冲压燃烧, 成 为必须解决的关键技术之一。 4 固体冲压发动机主要组成 1)进气道 进气道的组成包括超声速扩 散段和喉道、亚声速扩散段以及 向发动机内部导入空气的管道。 在设计进气道形状时, 考虑到结 构复杂以及增加质量会影响发动 机系统, 因此采用了简单的矩形 截面形式。 在冲压燃烧阶段, 进气道流 入的空气减速并产生激波, 冲压 燃烧的压力(背压)带来垂直激 波位置的变化。进气道工作流程 可分为3个状态(如图3右侧所 示) : 图3 右上的亚临界状态, 背压较高, 所以垂直激波被“压” 向进气道外, 从发动机罩外面溢 出空气, 流入空气量明显减少; 中间的临界状态指的是与亚临界 状态相比, 背压减小, 垂直激波 处在喉道(发动机罩前端) ; 右下 方的超临界状态是指背压进一步 减小, 垂直激波进入进气道内, 总压恢复系数下降, 为维持一定 的流量比(进气道入口流量与出 口流量的比值) , 需要稳定在吸 入空气状态。 图3左侧的纵轴表示的是总 压恢复系数(为出口总压占主流 总压的比值) , 代表进气道的性 能。该参数常用来计算进气道出 口处空气的总压,当总压恢复系 ·84· 飞航导弹 2010年第3期 推进技术 图4 飞行试验过程示意图 图5 导弹发射升空瞬间 数接近1时, 表示损失很少, 性 能较好。研制的固体冲压发动机 需要稳定在进气道吸入空气状 态, 进行超临界工作。为确保其 界限, 设定了总压恢复系数, 并 且进行了吸除以稳定进气道。 同时, 对进气道内部流场采 用计算流体力学(CFD)进行分 析, 计算模型采用二维Navier2 Stokes方程组。计算结果表明, 在喉道入口处通过吸除实现了稳 定的垂直激波, 由调节斜面生成 的斜激波按照设计集中在发动机 罩前端。并且, 在亚声速扩散段 看不到附面层分离, 可以确认进 气道设计较为成功。 2)燃气发生器 该固体冲压发动机采用一种 缩水甘油基叠氮聚合体( GAP) 作为燃气发生剂。燃气发生剂在 燃气发生器内燃烧, 产生的高温 燃气作为冲压燃烧的燃料。为增 加冲压燃烧时的燃烧热以及提高 保焰性, 还在GAP 中加入了若 干金属粉末。 GAP具有自燃性, 其燃烧速 度的压力指数在很宽的压力范围 内, 具有燃烧速度响应压力变化 很敏感的特点。因此, 可以通过 改变燃气发生器内的压力来控制 燃气的发生量, 并可以使燃气发 生量变化幅度很大。 3)燃料控制阀 燃料控制阀采用了旋转阀方 式, 通过改变燃气发生器到冲压 燃烧室流路的横截面积来控制燃 气发生器的压力, 进而控制燃气 发生剂的燃烧速度, 达到控制燃 料流量的目的。阀门调小则燃气 发生器压力升高, 燃气发生剂的 燃烧速度加快, 燃料流量增加, 反之则燃料流量减小。 4)冲压燃烧室 除燃烧室本身外, 冲压燃烧 室还包括助推器推进剂点火器、 进气道盖、分离喷管以及冲压喷 管等, 其设计能够同时满足固体 火箭模式和冲压模式的要求。 5 地面发射试验阶段 为验证采用固体冲压发动机 的导弹性能, 2007 年10 月, 在 日本新岛进行了地面发射、海面 飞行的飞行试验。图4为飞行试 验过程示意图。 1)辅助助推器燃烧阶段 导弹从地面的发射装置发射 后, 辅助助推器点火, 导弹在助 推器推进下沿斜线爬升。助推器 燃尽后被抛掉, 发射后情况如图 5所示。 2)整体式助推器燃烧阶段 辅助助推器被抛掉后, 冲压 燃烧室内装填的助推器推进剂点 火, 进而加速, 达到可以进行冲 压燃烧的速度。
3)过渡阶段 整体式助推器燃烧结束后, 分离喷管被抛掉, 进气口盖破 裂, 空气流入进气道, 开始进行 冲压燃烧。 4)冲压燃烧阶段 导弹进行直线飞行、滚转及 旋转飞行等, 在此过程中, 验证 进气道的工作特性、固体冲压发 动机的保焰性以及姿态控制特 性;并且, 记录直线飞行时随燃 气发生器内压力变化而改变的推 力控制数据。 5)滑翔阶段 冲压燃烧结束后, 导弹在海 面上快速飞行, 最后自爆。 6 进气道安全系数与冲压燃烧 保焰性 由进气道流入冲压燃烧室的 空气总压与燃烧室内总压之差不 足时, 就会造成流入燃烧室的空 气不稳定,结果可能会造成冲压 飞航导弹 2010年第3期·85· 推进技术 图6 丛林狼靶弹飞行效果图 燃烧不稳定, 因此确保压力差很 重要。将该压力差以无量纲形式 表示为进气道安全系数( IM ) , 其定义为: IM = (1 - Pc ηp r (1 - ηd ) Pt0 ) ×100 式中, Pc 为冲压燃烧室喷管前总 压, Pt0 为主流总压, ηp r 为进气 道总压恢复系数, ηd 为压力损 失。因导弹飞行速度不同, 该研 究在迎角以及侧滑角为0°的条 件下, 设计进气道安全系数为 10%。 飞行试验中进行滚转90°飞 行时, 没有发现冲压燃烧室内压 力变化, 可以确认仍在稳定燃 烧。并且, 此时进气道安全系数 比设计值减小, 发动机工作正 常。旋转飞行时, 侧滑角发生很 大变化, 半实物仿真(HW IL )结 果显示, 飞行状态良好, 基本按 照设计飞行。侧滑角变化范围 内, 进气道安全系数减小, 不过 仍是正常值。由此确认, 对应侧 滑角变化范围内, 发动机仍可稳 定工作。此外, 还获取了推力控 制以及机体控制性能有关的技术 数据, 达到了预期目标。
7 今后的技术课题 本研究试制的导弹是为原理 验证而开发的地面发射试验弹。 今后, 为使固体冲压发动机实用 化, 主要的技术课题有以下几个 方面。 1)固体冲压发动机轻量化 以固体冲压发动机为推进系 统的导弹需要进一步减小发动机 质量。 2)无喷管的整体式火箭助 推器 欧洲的流星空空导弹已经采 用了无喷管的整体式火箭助推 器, 这主要是为了减少飞行过程 中的飞散物。今后应重视该项研 究。 3)进气道盖的机理研究 流星导弹在进气道开口处关 闭了进气道盖, 助推阶段可以减 小空气阻力, 防止进气口盖损 坏。因此, 实际应用中, 进气道 盖很重要, 但其机理尚未明确。 4)扩大流量控制范围 目前, 固体冲压发动机还处 于试验研究阶段, 未来真正在导 弹上应用时, 为获得最优空燃比 (流入固体冲压发动机的空气与 燃气的混合比) , 必须扩大燃料 流量控制范围。 8 其它国家研发现状 目前世界上采用变流量固体 冲压发动机的导弹均为空空导 弹, 公开报道的有欧洲的流星和 俄罗斯的R277M2PD 蝰蛇导弹。 此外, 已经装备部队的还有美国 的GQM2163A丛林狼靶弹等。 流星导弹弹长3. 65 m, 弹径 178 mm, 质量为185 kg, 最大速 度M a > 4, 射程20 km ～ 100 km, 2个进气道位于弹体矩 形横截面下方45°。目前已在进 行空中发射试验, 进入了开发的 最后阶段。 R277M2PD 蝰蛇导弹弹长 3. 7 m, 弹径225 mm, 质量 225 kg, 最大速度约M a = 3, 射 程150 km, 飞行高度为20 m ～ 25 000 m。目前设有4 个进气 道, 据报道今后可能改装为2个 进气道。 GQM2163A 丛林狼靶弹(见 图6)弹长5. 62m, 弹径350 mm, 质量771 kg, 最大速度M a = 2. 5, 射程102 km。该弹弹体中 部有4个“ ×”形配置的进气道。 2006年丛林狼靶弹服役。
9 结束语 日本防卫省技术研究本部的 固体冲压发动机项目历时9 年, 完成了风洞试验、燃烧试验、机 体结构试验、半实物仿真试验等 一系列试验, 以此为基础, 研制 了试验弹, 进行了地面发射试 验。通过该项目, 日本固体冲压 发动机的设计、制造以及试验技 术取得了长足进步, 加速了固体 冲压发动机在导弹上的应用进 程。
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