趙長(zhǎng)見，蔡 強(qiáng)，卜奎晨，趙俊鋒，涂建秋

(1.國(guó)防科技大學(xué)，長(zhǎng)沙 410073;2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

臨近空間飛行器總體設(shè)計(jì)對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)特性需求分析①

趙長(zhǎng)見1，蔡 強(qiáng)2，卜奎晨2，趙俊鋒2，涂建秋2

(1.國(guó)防科技大學(xué)，長(zhǎng)沙 410073;2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

從內(nèi)彈道性能、氣動(dòng)防熱、絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和后效推力預(yù)示等方面研究了臨近空間飛行器總體設(shè)計(jì)對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)的需求。內(nèi)彈道性能方面，在總沖一定的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)采用“長(zhǎng)時(shí)間小推力”的工作模式、“前高后低”的推力曲線形式，對(duì)提高分離點(diǎn)高度和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度、減小分離點(diǎn)動(dòng)壓有利;氣動(dòng)防熱方面，臨近空間飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)外壁熱環(huán)境遠(yuǎn)比傳統(tǒng)彈道式嚴(yán)酷，需要采取相應(yīng)的防熱措施;絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，分析了過載條件下燃燒室中粒子的受力情況、粒子沉積分布位置以及對(duì)絕熱結(jié)構(gòu)的影響，提出了過載條件下發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱裕度設(shè)計(jì)校核的需求;后效推力預(yù)示方面，發(fā)動(dòng)機(jī)下降段高空推力的預(yù)示精度對(duì)分離安全性及分離時(shí)序的設(shè)計(jì)有著非常重要的作用，需要提高后效推力預(yù)示的準(zhǔn)確性，以滿足分離設(shè)計(jì)的要求。文章研究總結(jié)的方法、規(guī)律和結(jié)論，對(duì)臨近空間飛行器固體發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)具有重要的參考意義。

臨近空間飛行器;固體發(fā)動(dòng)機(jī);內(nèi)彈道性能;絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì);后效推力;氣動(dòng)防熱

0 引言

臨近空間飛行器通常采用具有升力體外形的上面級(jí)，依靠氣動(dòng)力控制，可在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間飛行，以實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程運(yùn)載投放，與傳統(tǒng)彈道式飛行器相比，在提高突防能力、機(jī)動(dòng)能力等方面具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)。當(dāng)前研究的臨近空間飛行器主要采用Eugen Saenger“銀鳥”助推-跳躍滑翔彈道和錢學(xué)森助推-滑翔彈道。其主要區(qū)別在于前者采用了一種具有一定跳躍、波動(dòng)幅度的滑翔軌跡，后者采用了一種幾乎沒有波動(dòng)的更為平坦的滑翔彈道［1］。由于跳躍滑翔彈道的交變特性對(duì)控制系統(tǒng)要求較高，目前國(guó)外的臨近空間飛行器研制計(jì)劃以錢學(xué)森彈道類飛行器為主，如美國(guó)近期開展的“獵鷹”(Falcon)計(jì)劃、“先進(jìn)高超音速武器”(AHW)計(jì)劃、常規(guī)打擊導(dǎo)彈(CSM)計(jì)劃和弧光(ArcLight)計(jì)劃［2－5］，以及俄羅斯的“伊斯坎德爾”近程助推-滑翔導(dǎo)彈［6］等均屬于此類飛行器。國(guó)內(nèi)多所高校及研究所正在開展臨近空間飛行器相關(guān)技術(shù)研究?？傮w方案方面，關(guān)世義對(duì)助推-滑翔飛行器的發(fā)展歷程及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)，分析了發(fā)展前景［7］;徐瑋等綜合考慮固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、彈道設(shè)計(jì)和總體特性相互作用和相互影響，完成了總體一體化設(shè)計(jì)［8］。彈道軌跡優(yōu)化方面，雍恩米研究了高超聲速滑翔飛行器的軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)，基于Gauss偽譜法完成了軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)和多約束軌跡的快速生成［9］;李瑜采用直接打靶法研究了助推-滑翔軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)，計(jì)算了可達(dá)域和全程突防彈道［10］。氣動(dòng)方面，葉友達(dá)對(duì)臨近空間高速飛行器的高升阻氣動(dòng)布局進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)［11］;何烈堂進(jìn)行了高超聲速飛行器熱環(huán)境及計(jì)算方法的研究［12］。然而，對(duì)采用固體發(fā)動(dòng)機(jī)的臨近空間飛行器相關(guān)特性研究較少。

以吸氣式動(dòng)力為基礎(chǔ)的飛行器短期內(nèi)還無法實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)巡航飛行，以固體發(fā)動(dòng)機(jī)為主動(dòng)力系統(tǒng)可直接選用現(xiàn)役或退役彈道式飛行器運(yùn)載平臺(tái)，降低了研制風(fēng)險(xiǎn)和成本，并且發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間短，可靠性高。本文以采用固體發(fā)動(dòng)機(jī)的錢學(xué)森彈道式臨近空間飛行器為研究對(duì)象，從發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能對(duì)外彈道的影響、氣動(dòng)加熱對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外防熱的要求、過載對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)的影響、級(jí)間分離對(duì)后效推力預(yù)示的需求等方面研究臨近空間飛行器總體設(shè)計(jì)對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)特性的需求。

1 臨近空間飛行器外彈道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能的要求

臨近空間飛行器在大氣層邊緣或大氣層內(nèi)飛行，飛行高度比傳統(tǒng)彈道式飛行器低，在彈道設(shè)計(jì)時(shí)，受分離、控制、氣動(dòng)防熱等專業(yè)的設(shè)計(jì)約束更為突出。

發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能直接影響主動(dòng)段關(guān)機(jī)點(diǎn)速度、分離點(diǎn)高度和動(dòng)壓等參數(shù)，而這些參數(shù)對(duì)氣動(dòng)防熱、分離及姿控專業(yè)設(shè)計(jì)有較大的影響。本文采用質(zhì)點(diǎn)彈道模型［13］進(jìn)行計(jì)算，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力-時(shí)間配比關(guān)系以及推力曲線形式進(jìn)行優(yōu)化，在滿足分離、控制、氣動(dòng)防熱要求的基礎(chǔ)上，使得主動(dòng)段關(guān)機(jī)點(diǎn)速度最大，從而使得射程最大。

本文對(duì)研究對(duì)象的假設(shè)如下:臨近空間飛行器采用單級(jí)固體發(fā)動(dòng)機(jī)，經(jīng)一次分離后上面級(jí)直接入軌，彈道方式為錢學(xué)森彈道，主動(dòng)段飛行高度范圍0～60 km，主動(dòng)段飛行速度范圍0～2 500 m/s。

1.1 推力-時(shí)間配比關(guān)系的影響分析

以下分析總沖一定的情況下，傳統(tǒng)彈道式和臨近空間飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)推力-時(shí)間配比關(guān)系對(duì)分離點(diǎn)高度、動(dòng)壓和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度的影響規(guī)律，分析時(shí)不考慮推力曲線的上升段和下降段，采用平均推力的方式進(jìn)行計(jì)算，并且不考慮由推力-時(shí)間配比變化帶來的發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量比和噴管膨脹比變化。

計(jì)算時(shí)，2種飛行器選取相同的5個(gè)推力-時(shí)間工況，以工況一的推力和時(shí)間為基準(zhǔn)，其他工況與工況一推力和時(shí)間的比值分別作為相對(duì)推力和相對(duì)時(shí)間。同理，以工況一彈道式飛行器的分離點(diǎn)高度、動(dòng)壓和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度為基準(zhǔn)，其他計(jì)算結(jié)果分別與之相比得到對(duì)應(yīng)的相對(duì)分離點(diǎn)高度、動(dòng)壓和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度，具體計(jì)算結(jié)果見圖1和表1。

圖1 分離點(diǎn)高度、動(dòng)壓和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度與發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的關(guān)系曲線Fig.1 Relation between separation height，dynamic pressure，burnout velocity and thrust

從圖1和表1可看出:

(1)對(duì)于彈道式飛行器，工況五比工況一關(guān)機(jī)點(diǎn)速度增大了12%，而臨近空間飛行器增大了10%?？梢姛o論是彈道式飛行器，還是臨近空間飛行器，發(fā)動(dòng)機(jī)推力越大，關(guān)機(jī)點(diǎn)速度越大，對(duì)增加射程有利。另外在相同工況下，兩者關(guān)機(jī)點(diǎn)速度相當(dāng)，這是由于兩者總沖相同，關(guān)機(jī)點(diǎn)速度主要取決于總沖。

(2)對(duì)于彈道式飛行器，工況二分離點(diǎn)高度最高，工況五最低，相差10.3%;臨近空間飛行器變化規(guī)律相似，工況二分離點(diǎn)高度比工況五高11.4%。相同工況下彈道式飛行器分離點(diǎn)高度比臨近空間飛行器高30%左右。

(3)對(duì)于彈道式飛行器，工況二分離點(diǎn)動(dòng)壓最小，工況五最大，是工況二的2.4倍左右;而臨近空間飛行器工況一分離點(diǎn)動(dòng)壓最小，工況五最大，是工況一的2.5倍左右;相同工況下，臨近空間飛行器分離點(diǎn)動(dòng)壓是彈道式飛行器的3倍以上。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力-時(shí)間配比的影響分析結(jié)果Table 1 Matching results of SRM thrust-time

綜上所述，彈道式飛行器分離高度相對(duì)較高，動(dòng)壓較小，分離、起控難度小，因此發(fā)動(dòng)機(jī)推力選擇余地較大，可選取大推力方案實(shí)現(xiàn)射程能力最佳;臨近空間飛行器，分離高度低，動(dòng)壓大，為了兼顧分離和起控，應(yīng)盡量選取小推力方案，即采用小推力長(zhǎng)時(shí)間工作模式，以抬高分離點(diǎn)高度，減小分離點(diǎn)動(dòng)壓，為分離和上面級(jí)起控創(chuàng)造良好條件。

1.2 推力曲線形式的影響分析

發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線形式對(duì)總體設(shè)計(jì)也有較大影響，為了定性定量分析發(fā)動(dòng)機(jī)曲線形式對(duì)臨近空間飛行器關(guān)機(jī)點(diǎn)高度和速度的影響，在總沖保持一定的前提下，改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線的斜率，得到不同形式的推力曲線，進(jìn)行臨近空間飛行器外彈道計(jì)算分析。圖2為不同斜率K的發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線。

不考慮上升段和下降段，針對(duì)不同斜率K的發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線進(jìn)行質(zhì)點(diǎn)彈道計(jì)算，結(jié)果見圖3。

從以上計(jì)算結(jié)果可看出:

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線斜率由－4.819變?yōu)?4.819時(shí)，即推力曲線形式逐漸由“前高后低”變?yōu)椤扒暗秃蟾摺钡倪^程中，關(guān)機(jī)點(diǎn)速度和高度逐漸降低，其中關(guān)機(jī)點(diǎn)速度降低了15.86%，關(guān)機(jī)點(diǎn)高度降低了8.24%。

圖2 不同斜率條件下發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線Fig.2 Thrust curves with different slopes

圖3 不同推力曲線斜率下的關(guān)機(jī)點(diǎn)高度和速度Fig.3 Burnout heights and velocities to different slopes

(2)關(guān)機(jī)點(diǎn)速度降低將導(dǎo)致射程能力降低，關(guān)機(jī)點(diǎn)高度降低將會(huì)加大分離和起控設(shè)計(jì)的難度。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線采用“前高后低”的形式對(duì)提高臨近空間飛行器的關(guān)機(jī)點(diǎn)高度和速度有利。

通過本節(jié)分析可看出，對(duì)于臨近空間飛行器，發(fā)動(dòng)機(jī)采用“長(zhǎng)時(shí)間小推力”的推力-時(shí)間配比關(guān)系、“前高后低”的推力曲線形式，對(duì)提高分離點(diǎn)高度和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度、減小分離點(diǎn)動(dòng)壓有利。在進(jìn)行總體方案論證時(shí)，總體和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位需要充分考慮相關(guān)約束因素，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道特性和外彈道參數(shù)的聯(lián)合優(yōu)化。

2 氣動(dòng)加熱對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外防熱的要求

為提高質(zhì)量比，目前多采用復(fù)合材料殼體的固體發(fā)動(dòng)機(jī)直接作為臨近空間飛行器的結(jié)構(gòu)艙段，在大氣層內(nèi)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外壁面直接暴露在氣動(dòng)加熱的區(qū)域內(nèi)，外表面氣流邊界層內(nèi)熱空氣向發(fā)動(dòng)機(jī)外表面?zhèn)鬟f熱量，使得發(fā)動(dòng)機(jī)外表面溫度升高。這種氣動(dòng)加熱效應(yīng)可用單位時(shí)間內(nèi)傳入單位面積上的熱流量(即熱流密度qa)來表征:

式中 h為傳熱系數(shù)，W/(m·K);Tr為恢復(fù)溫度，K;Tw為外表面溫度，K。

圖4 彈道式飛行器和臨近空間飛行器彈道參數(shù)對(duì)比Fig.4 Comparing ballistic vehicle and near space ballistics parameters

由式(1)可知，邊界層氣流傳給發(fā)動(dòng)機(jī)外表面的熱量與邊界層的恢復(fù)溫度Tr和外表面溫度Tw之差成正比，主要取決于外表面的氣流流動(dòng)特性和邊界層狀況。理論分析和試驗(yàn)表明，邊界層內(nèi)的氣體恢復(fù)溫度Tr與來流馬赫數(shù)的平方成正比關(guān)系，而傳熱系數(shù)h又與馬赫數(shù)、氣流動(dòng)壓、攻角密切相關(guān)。因此，氣動(dòng)加熱效應(yīng)取決于來流馬赫數(shù)、飛行動(dòng)壓、氣流攻角等氣流參數(shù)。來流馬赫數(shù)、飛行動(dòng)壓和氣流攻角越大，氣動(dòng)加熱效應(yīng)越顯著，發(fā)動(dòng)機(jī)外表面的熱環(huán)境越嚴(yán)酷。

圖4為主動(dòng)段典型彈道式飛行器和臨近空間飛行器的參數(shù)對(duì)比，縱軸為無量綱參數(shù)。其中，彈道式飛行器采用短時(shí)間大推力的工作模式，而臨近空間飛行器采用長(zhǎng)時(shí)間小推力的工作模式。從圖4可見，臨近空間飛行器主動(dòng)段末段馬赫數(shù)、動(dòng)壓和飛行攻角均大于彈道式飛行器。前者雖然峰值動(dòng)壓偏低，但馬赫數(shù)較高時(shí)依然有較大動(dòng)壓，因此熱流密度遠(yuǎn)大于后者。發(fā)動(dòng)機(jī)外壁面峰值熱流密度和總加熱量約為后者的3倍左右。臨近空間飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)外表面的熱環(huán)境遠(yuǎn)比彈道式飛行器嚴(yán)酷。

需要說明的是，傳統(tǒng)彈道式飛行器通常采用短時(shí)間大推力的內(nèi)彈道特性，使之能夠在較短時(shí)間內(nèi)以較快速度穿越低空稠密的大氣環(huán)境，減少氣動(dòng)阻力造成的速度損失，同時(shí)減輕外防熱的壓力;而臨近空間飛行器為了向上面級(jí)提供良好的入軌和起控條件，采用長(zhǎng)時(shí)間小推力的內(nèi)彈道特性，并壓低飛行彈道高度，從而導(dǎo)致主動(dòng)段末段動(dòng)壓和攻角較大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外表面防熱提出了嚴(yán)峻的考驗(yàn)。因此，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位針對(duì)臨近空間飛行器主動(dòng)段的飛行熱環(huán)境采取相應(yīng)的防熱措施。

3 長(zhǎng)時(shí)間小過載對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)的影響

從以上論述可知，臨近空間飛行器主動(dòng)段采用長(zhǎng)時(shí)間小推力的工作模式，并且起飛后就開始轉(zhuǎn)彎以壓低彈道，從而為上面級(jí)提供較好的起滑條件，這就會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生長(zhǎng)時(shí)間的法向小過載，圖5給出主動(dòng)段傳統(tǒng)彈道式飛行器和臨近空間飛行器的無量綱法向過載典型曲線?？煽闯觯瑥椀朗斤w行器法向過載較小且持續(xù)時(shí)間較短，而臨近空間飛行器過載相對(duì)較大，并且持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的影響上，形成了一種長(zhǎng)時(shí)間小過載的環(huán)境。

固體發(fā)動(dòng)機(jī)通常采用Al粉含量較高的復(fù)合推進(jìn)劑，長(zhǎng)時(shí)間的工作要求，降低了燃燒室壓強(qiáng)和推進(jìn)劑燃速，與高壓強(qiáng)和高燃速的條件相比，Al/Al2O3粒子的生成量明顯增多，粒子從裝藥燃面脫落以后先向軸線匯聚，在燃燒室中受到氣流沖刷的表面力和重力作用，向后不斷加速噴出，在過載條件下粒子具體受力分析情況見圖6。

臨近空間飛行器在俯仰方向轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，粒子加速度為

式中 ɑa為粒子運(yùn)動(dòng)在慣性坐標(biāo)系下的絕對(duì)加速度;ɑr為粒子相對(duì)燃燒室的加速度;ɑe為彈體坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的牽連加速度;ɑk為粒子所受哥氏加速度，ɑk=2ω×vr;ω為俯仰角速度;vr為粒子相對(duì)燃燒室的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度。

近年來，國(guó)內(nèi)就過載條件下粒子的運(yùn)動(dòng)軌跡和沉積分布開展了大量的研究［14－17］，總結(jié)出如下規(guī)律:

(1)在法向過載作用下，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)大量的Al/Al2O3粒子偏向過載的反方向，并沉積在裝藥燃面和絕熱層內(nèi)表面上。在過載承載面上沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向形成粒子聚集帶，并且沉積帶的粒子分布不均勻，第一入射點(diǎn)的粒子聚集密度最大，并且該點(diǎn)隨法向過載的增大向前封頭移動(dòng);

(2)在發(fā)動(dòng)機(jī)橫截面上，存在一個(gè)粒子分布區(qū)，正對(duì)承載方向的粒子沉積量最大，高密度粒子流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)絕熱層存在強(qiáng)烈的沖蝕和粒子熱增量效應(yīng)。原先散布在發(fā)動(dòng)機(jī)軸向橫截面上的粒子，當(dāng)法向加速度增大時(shí)，承載方向推進(jìn)劑燃燒表面的Al/Al2O3粒子很難逸出，粒子沿絕熱層表面向噴管方向流動(dòng)。

圖5 法向過載對(duì)比Fig.5 Comparing normal acceleration between ballistic vehicle and near space vehicle

圖6 過載條件下燃燒室中粒子受力分析Fig.6 Particles force analysis in chamber with the condition of acceleration

長(zhǎng)時(shí)間小過載的飛行環(huán)境對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提出了如下需求:Al/Al2O3粒子會(huì)直接沖刷剝蝕燃燒室入射區(qū)域的絕熱層，并黏附在絕熱層壁面，加劇了后封頭、后接頭以及噴管的燒蝕，嚴(yán)重情況下會(huì)造成絕熱失效。因此，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)考慮過載條件下粒子沉積對(duì)絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的影響，采取可靠的絕熱加強(qiáng)措施，以確保絕熱裕度滿足使用要求。

4 分離設(shè)計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高空后效推力預(yù)示精度的要求

分離設(shè)計(jì)的原則是在保證分離安全性的前提下，盡量縮短分離失控時(shí)間，給上面級(jí)起控創(chuàng)造條件。一方面，需要盡量減小分離段動(dòng)壓，減小分離氣動(dòng)干擾作用，這就希望分離時(shí)刻下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有足夠的推力，以保證分離時(shí)刻姿態(tài)可控，減小姿態(tài)偏差，減小氣動(dòng)干擾;另一方面，從分離安全性考慮，為確?？煽糠蛛x，消除追撞風(fēng)險(xiǎn)，需要盡可能減小發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及后效沖量［18－19］。以上兩方面的矛盾需求使得分離時(shí)刻的選取對(duì)能否成功實(shí)施頭體分離有著重要意義，而判斷分離時(shí)刻一般根據(jù)飛行器主動(dòng)段末段的軸向視加速度或發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓強(qiáng)，這2個(gè)參數(shù)的選取直接取決于發(fā)動(dòng)機(jī)高空后效推力的預(yù)示精度，預(yù)示偏大或偏小都會(huì)造成控制精度或分離安全性風(fēng)險(xiǎn)。典型分離工況分離點(diǎn)高度和分離點(diǎn)動(dòng)壓范圍如表2所示。

表2 典型分離工況分離點(diǎn)高度和分離點(diǎn)動(dòng)壓范圍Table 2 Range of separation height and dynamic pressure for typical conditions

由表2可見，傳統(tǒng)彈道式飛行器級(jí)間分離為大動(dòng)壓環(huán)境時(shí)，通常出現(xiàn)在多級(jí)飛行器的一二級(jí)分離的情況，一般采用熱分離方案，利用上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流力進(jìn)行分離，分離力大且分離速度快，下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力及后效沖量對(duì)分離影響較小;為小動(dòng)壓環(huán)境時(shí)，通常出現(xiàn)在頭體分離的情況，一般采用冷分離方案，利用反推火箭進(jìn)行分離，分離速度相對(duì)較慢，但由于此時(shí)動(dòng)壓較小，分離干擾小且上面級(jí)氣動(dòng)阻力小，下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力及后效沖量對(duì)分離影響也相對(duì)較小。而臨近空間飛行器由于在大氣層內(nèi)高速飛行，分離高度低，特點(diǎn)為大動(dòng)壓、冷分離，下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力及后效沖量對(duì)分離影響較大。

綜上分析，臨近空間飛行器分離設(shè)計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高空后效推力及后效沖量的預(yù)示要求更為精確，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)著重考慮。

5 結(jié)論

(1)彈道設(shè)計(jì)方面，采用長(zhǎng)時(shí)間小推力的工作模式，“前高后低”的推力曲線型式有利于提高分離點(diǎn)高度和關(guān)機(jī)點(diǎn)速度，降低分離點(diǎn)動(dòng)壓，以滿足氣動(dòng)防熱、分離及姿控專業(yè)的設(shè)計(jì)約束。

(2)氣動(dòng)防熱方面，由于飛行高度低、動(dòng)壓大，臨近空間飛行器遠(yuǎn)比彈道式飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)外表面氣動(dòng)熱環(huán)境嚴(yán)酷，需要采取有效的防熱措施。

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，長(zhǎng)時(shí)間法向小過載使得Al/Al2O3顆粒向過載方向偏轉(zhuǎn)聚集，加劇了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室絕熱結(jié)構(gòu)的燒蝕，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)考慮過載條件下粒子沉積對(duì)絕熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的影響，采取可靠的絕熱加強(qiáng)措施，以確保絕熱裕度滿足使用要求。

(4)分離設(shè)計(jì)方面，臨近空間飛行器分離設(shè)計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高空后效推力及后效沖量的預(yù)示要求更為精確，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)考慮。

［1］雍恩米，陳磊，唐國(guó)金.助推-滑翔彈道的發(fā)展史及基于該彈道的制導(dǎo)武器方案設(shè)想［J］.飛航導(dǎo)彈，2006(3):20-23.

［2］Walker S H.Falcon hypersonic technology overview［R］.AIAA 2005-3253.

［3］George Richie A.The common aero vehicle-space delivery system of the future［R］.AIAA 1999-4435-127.

［4］牛文，車易.DARPA完成HTV-2飛行器第二次試飛［J］.飛航導(dǎo)彈，2011(9):9.

［5］叢敏，褚運(yùn).美國(guó)推出弧光遠(yuǎn)程高超聲速導(dǎo)彈計(jì)劃［J］.飛航導(dǎo)彈，2010(12):6-7.

［6］朱軍.“伊斯坎杰爾”——俄羅斯新一代地地戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈系統(tǒng)［J］.中國(guó)航天，2002(9):43-45.

［7］關(guān)世義.基于錢學(xué)森彈道的新概念飛航導(dǎo)彈［J］.飛航導(dǎo)彈，2003(1):1-4.

［8］徐瑋，孫丕忠，夏智勛.助推-滑翔導(dǎo)彈總體一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)［J］.固體火箭技術(shù)，2008，31(4):317-320.

［9］雍恩米.高超聲速滑翔式再入飛行器軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)方法研究［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2008.

［10］李瑜.助推-滑翔導(dǎo)彈彈道優(yōu)化與制導(dǎo)方法研究［D］.哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2009.

［11］葉友達(dá).近空間高速飛行器氣動(dòng)特性研究與布局設(shè)計(jì)優(yōu)化［J］.力學(xué)進(jìn)展，2009，39(6):683-694.

［12］何烈堂.跨大氣層飛行器的力熱環(huán)境分析與飛行規(guī)劃研究［D］.國(guó)防科技大學(xué)，2008.

［13］賈沛然，陳克俊，何力.遠(yuǎn)程火箭彈道學(xué)［M］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科技大學(xué)出版社，1993.

［14］何國(guó)強(qiáng)，王國(guó)輝，蔡體敏，等.過載條件下固體發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬［J］.推進(jìn)技術(shù)，2002，23(3):182-185.

［15］李越森，葉定友.高過載下固體發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)Al2O3粒子運(yùn)動(dòng)狀況的數(shù)值模擬［J］.固體火箭技術(shù)，2008，31(1):24-27.

［16］何國(guó)強(qiáng)，王國(guó)輝，蔡體敏，等.高過載條件下固體發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)及絕熱層沖蝕研究［J］.固體火箭技術(shù)，2001，24(4):4-8.

［17］李江，何國(guó)強(qiáng)，秦飛，等.高過載條件下絕熱層燒蝕實(shí)驗(yàn)方法研究 (I)方案論證及數(shù)值模擬［J］.推進(jìn)技術(shù)，2003，24(4):315-318.

［18］丁海河，侯曉，陳林泉.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力計(jì)算［J］.固體火箭技術(shù)，2004，27(4):263-266.

［19］楊春杰.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后效沖量研究［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2011.

(編輯:呂耀輝)

Requirement of near space vehicle concept design for solid rocket motor characteristics

ZHAO Chang-jian1，CAI Qiang2，BU Kui-chen2，ZHAO Jun-feng2，TU Jian-qiu2
(1.National University of Defense Technology，Changsha 410073，China;2.China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China)

The requirements of near space vehicle concept design for solid rocket motor(SRM)characteristics were studied，from four aspects:internal ballistics，aerodynamics and thermal protection，insulation structure design and post-thrust calculation.Firstly，in the internal ballistics，under certain total impulse，the SRM working mode of“l(fā)ong time-small thrust”and“thrust type of from high to low thrust curve”help to improve the separation height and burnout time velocity，reduce the separation dynamic pressure;Secondly，in the aerodynamics and thermal protection，the thermal environment of the near space vehicle is severer than the ballistics one，so it needs to take thermal protection measures;Thirdly，in the insulation structure design，the forces，deposition positions of Al/Al2O3particles in the combustion chamber with the condition of acceleration，also the effects on insulation were analyzed.The insulation structure margin is needed to be carefully checked.Lastly，in the prediction of post-thrust，it is very important for the SRM post-thrust with a high accuracy to ensure the safe separation，so it needs to improve the prediction accuracy of SRM postthrust.The study results have important implications for the SRM design for near space vehicles.

near space vehicle;solid rocket motor;internal ballistics;insulation structure design;post-thrust;aerodynamics and thermal protection

V438

A

1006-2793(2014)06-0737-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.001

2014-06-03;

2014-09-18。

趙長(zhǎng)見(1976—)，男，博士，研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。E-mail:zhaosun@sina.com