霍東興，閆大慶，高 波

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團公司四院四十七所，西安 710025；3.中國航天科技集團公司第四研究院，西安 710025)

可變流量固體沖壓發(fā)動機技術(shù)研究進展與展望

霍東興1，閆大慶2，高 波3

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團公司四院四十七所，西安 710025；3.中國航天科技集團公司第四研究院，西安 710025)

概述了國外固體沖壓發(fā)動機應(yīng)用與進展情況，綜述了國內(nèi)外總體設(shè)計技術(shù)、高溫燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)、轉(zhuǎn)級技術(shù)、無噴管助推器技術(shù)、含硼貧氧推進劑及燃燒組織技術(shù)、試驗及分析技術(shù)的研究進展，分析了關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展趨勢。最后提出后續(xù)發(fā)展建議：采用多種技術(shù)手段進一步拓寬固沖發(fā)動機工作包絡(luò)，使固沖發(fā)動機使用方便可靠；改進固體貧氧推進劑配方，進一步提高推進劑能量；發(fā)展高溫燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)，減輕系統(tǒng)質(zhì)量；重視發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程中動態(tài)性能的研究。

固體沖壓發(fā)動機；可變流量；流量可調(diào)

0 引言

固沖發(fā)動機以高熱值、高密度的固體貧氧推進劑為燃料，比沖是傳統(tǒng)固體發(fā)動機的3～4倍。與液體沖壓發(fā)動機相比，具有以下優(yōu)點：一是全固體動力，結(jié)構(gòu)簡單、使用維護方便；二是工作過程中不會熄火，可靠性高；三是固體燃料密度高，可使動力系統(tǒng)體積更小。十多年來，國內(nèi)可變流量固體沖壓發(fā)動機(固沖發(fā)動機)技術(shù)取得了長足進步。整體式固沖發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)較多，且部分部件如轉(zhuǎn)級機構(gòu)、助推器等的設(shè)計方案也不唯一，各方案的成熟度參差不齊。因此，有必要對當(dāng)前的技術(shù)進展情況進行較系統(tǒng)地梳理和分析。

本文主要對十多年來的國內(nèi)外固沖發(fā)動機的技術(shù)進展進行綜述，分析技術(shù)發(fā)展趨勢并提出后續(xù)研究建議，為我國固沖發(fā)動機技術(shù)的進一步發(fā)展提供借鑒。

1 國外應(yīng)用及進展概況

1.1 美國

美國的固體火箭沖壓發(fā)動機(又稱固體管道火箭)在20世紀(jì)50～80年代經(jīng)歷了曲折艱難的推進過程[1]。硼的高效燃燒問題、燃料的煙霧特征問題，曾使固沖發(fā)動機的研制工作受阻。盡管如此，大西洋研究公司、赫克勒斯公司等在固沖發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)方面取得了較大成就，主要體現(xiàn)在發(fā)動機的總體設(shè)計和分析、無噴管助推器、流量調(diào)節(jié)技術(shù)等方面。

1986年之后，美國先后實施了VFDR項目、HSAD項目，成功完成了固沖發(fā)動機飛行試驗[2-3]。AEROJET公司的MARC-R282固沖發(fā)動機在GQM-163A超音速掠海飛行靶彈上得到應(yīng)用，并裝備美國海軍。2006年以來，美國空軍先后提出了聯(lián)合雙任務(wù)空中優(yōu)勢導(dǎo)彈(圖1)(Joint Dual Role Air Dominance Missile，JDRADM)、新一代導(dǎo)彈(Next Generation Missile，NGM)，目的是研制一種新型空射雙用途導(dǎo)彈來執(zhí)行空戰(zhàn)和壓制敵防空任務(wù)，用來取代AIM-120超視距空空導(dǎo)彈和AGM-88“哈姆”(HARM)反輻射導(dǎo)彈。2012年2月13日，“出于經(jīng)濟可承受性原因”美國空軍取消了JDRADM/NGM項目。后續(xù)執(zhí)行的計劃為三類目標(biāo)終結(jié)者(Triple Target Terminator，T3)項目。據(jù)報道，T3導(dǎo)彈(圖2)的動力系統(tǒng)采用固沖發(fā)動機。2014年，T3項目已由DARPA轉(zhuǎn)由美國空軍負責(zé)，并提交了最終測試報告，由此推測沖壓發(fā)動機等關(guān)鍵技術(shù)已經(jīng)成熟[4-5]。

2010年8月10日，Aerojet公司成功驗證了用于固沖發(fā)動機的先進固體燃料，它具有高能、高燃燒效率、低可見性的特點?？煽闯?，盡管美國的空空導(dǎo)彈計劃多次修改，但動力裝置主要采用固沖發(fā)動機方案，發(fā)動機技術(shù)不斷得到發(fā)展。

1.2 德國

1990年之前，德國主要以反艦導(dǎo)彈為應(yīng)用背景，開展固沖發(fā)動機技術(shù)研究，先后攻克了含硼推進劑的燃燒、硼粒子的燃燒促進方法，開展多發(fā)飛行試驗，不斷改進流量調(diào)節(jié)閥、轉(zhuǎn)級機構(gòu)、可拋噴管助推器等關(guān)鍵部件的設(shè)計方案。隨著小直徑大調(diào)節(jié)比流量調(diào)節(jié)裝置、無噴管助推器技術(shù)的突破，2000年左右開始研制應(yīng)用于“流星”空空導(dǎo)彈的可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機[6-11]。該導(dǎo)彈已經(jīng)完成所有研制工作，處于試生產(chǎn)階段。2016年4月28日，“流星”導(dǎo)彈從“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機上成功進行首次制導(dǎo)發(fā)射，攻擊了一個空中目標(biāo)，這是“流星”導(dǎo)彈集成到該戰(zhàn)斗機上的一個重要里程碑。

為了使防空導(dǎo)彈獲得接近Ma=5的平均巡航速度，Bayern-Chemie公司對以固沖發(fā)動機為動力的低空攔截器性能進行了評估[12]。主要設(shè)計方案為：首先，用固體助推器將攔截器從零速加速到約Ma=2；然后，助推器分離，二級助推器的推進劑裝填于固沖補燃室內(nèi)部，形成整體式結(jié)構(gòu)，它使導(dǎo)彈進一步加速至轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)；最后，固沖發(fā)動機工作使導(dǎo)彈完成攔截任務(wù)。發(fā)動機采用環(huán)形頭部進氣道方案，在助推段進氣道入口處于封堵狀態(tài)；進氣道出口處設(shè)置出口堵蓋，使進氣道免受二級助推器的高溫燃氣燒蝕。二級助推器工作后，進氣道壓縮錐向后移動，使入口打開，出口堵蓋用火工裝置打開，并從補燃室排出。級間艙上的氣流通道見圖3。為提高補燃室燃燒效率，空氣分前后兩股進入補燃室；當(dāng)飛行到一定高度后，二次燃氣通道打開，以減小燃氣流量。這種采用二次燃氣通道的方案可以緩解流量調(diào)節(jié)機構(gòu)的技術(shù)難度。

1.3 日本

文獻[13-15]報道了日本固沖發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和試驗情況，指出了今后重點開展的研究工作。該發(fā)動機采用了雙下側(cè)二元進氣道布局形式，在進氣道入口處設(shè)置有可拋式封堵裝置，以減小氣動阻力和保護進氣道結(jié)構(gòu)。飛行試驗是從地面發(fā)射、海面飛行，試飛器工作過程包括輔助助推器燃燒階段、整體式助推器燃燒階段、過渡階段、沖壓燃燒階段、滑翔階段。通過多發(fā)飛行試驗，獲得了推力控制及機體控制性能技術(shù)數(shù)據(jù)，達到了預(yù)期目標(biāo)。后續(xù)開展的研究為：固沖發(fā)動機輕質(zhì)化、無噴管助推器、進氣道堵蓋的機理研究、擴大流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)范圍。據(jù)公開報道，日本和英國從2014年開始進行合作，研發(fā)以固沖發(fā)動機為動力的內(nèi)埋遠程空空導(dǎo)彈。

從國外進展來看，美國、德國均擁有先進的固沖發(fā)動機技術(shù)。美國的固沖發(fā)動機在超音速掠海飛行耙彈上得到應(yīng)用，正在發(fā)展的T3導(dǎo)彈也擬采用固沖發(fā)動機。德國研制的固沖發(fā)動機在“流星”空空導(dǎo)彈上得到成功應(yīng)用；他們還進一步提高發(fā)動機巡航速度，擬用于平均速度達Ma=5的低空攔截器。

2 關(guān)鍵技術(shù)進展

2.1 固沖發(fā)動機總體設(shè)計技術(shù)

在固沖發(fā)動機研制初期，由于部件方案很不成熟，一般采用先部件獨立設(shè)計、驗證，再總體集成設(shè)計的方法，設(shè)計周期較長。隨著燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)、轉(zhuǎn)級技術(shù)等“瓶頸”的全面突破，整體式可變流量固沖發(fā)動機方案日趨成熟，總體優(yōu)化設(shè)計技術(shù)快速發(fā)展。

國外在吸氣式導(dǎo)彈/動力總體優(yōu)化設(shè)計方面已經(jīng)開展了較為深入的研究，形成了多個一體化設(shè)計平臺，能夠滿足發(fā)動機方案估算、詳細設(shè)計、性能評估等各種需求，該平臺顯然也適用于固沖發(fā)動機的總體設(shè)計。文獻[16]開展了機彈一體化優(yōu)化設(shè)計的遺傳算法研究，目的是設(shè)計帶有固體助推器的以沖壓發(fā)動機為動力的艦載導(dǎo)彈。該導(dǎo)彈系統(tǒng)的預(yù)示性能用專門的程序來得到，通過遺傳算法，給出了較優(yōu)設(shè)計方案，證明了設(shè)計方法的可行性。21世紀(jì)以來，隨著超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的突破，國外已經(jīng)致力于高超音速飛行器一體化工具的開發(fā)[17-19]，實現(xiàn)對武器系統(tǒng)的優(yōu)化，這種工具適合于各種吸氣式發(fā)動機為動力的飛行器。國外研究表明，建立保信度高、計算成本可控的動力模型是完成彈機一體化設(shè)計的關(guān)鍵。它能夠根據(jù)不同的設(shè)計目標(biāo)，構(gòu)建合適的優(yōu)化模型，以較低的計算成本達到目標(biāo)。

國內(nèi)對固沖發(fā)動機總體優(yōu)化設(shè)計方法的研究已起步，主要是建立發(fā)動機質(zhì)量模型、性能模型及彈道模型，采用遺傳算法開展總體優(yōu)化設(shè)計。1997年，文獻[20]以某防空導(dǎo)彈為例建立了整體式固沖發(fā)動機與導(dǎo)彈一體化優(yōu)化設(shè)計模型。結(jié)果表明，經(jīng)過一體化優(yōu)化設(shè)計，挖掘了整體式固沖發(fā)動機的設(shè)計潛力，導(dǎo)彈彈道性能明顯提高。2002年以來，國防科技大學(xué)研究了以固體沖壓發(fā)動機為動力的導(dǎo)彈的總體優(yōu)化設(shè)計[21-23]，探討采用遺傳算法實現(xiàn)沖壓發(fā)動機導(dǎo)彈一體化設(shè)計，選擇的目標(biāo)函數(shù)是導(dǎo)彈起飛質(zhì)量最小，或者在固定發(fā)動機質(zhì)量條件下，導(dǎo)彈飛行距離最大的單目標(biāo)優(yōu)化模型，表明通過一體化優(yōu)化設(shè)計，可提高沖壓發(fā)動機和導(dǎo)彈的總體性能。文獻[24]利用變量化約束將設(shè)計過程與幾何造型過程進行結(jié)合，自主研發(fā)了一套固體火箭沖壓發(fā)動機一體化設(shè)計系統(tǒng)，為發(fā)動機方案設(shè)計提供一套方便快捷的工具。文獻[25]提出了以導(dǎo)彈綜合特性為目標(biāo)函數(shù)來優(yōu)化固體火箭沖壓發(fā)動機設(shè)計參數(shù)的思路，利用遺傳算法進行了非壅塞式固體火箭沖壓發(fā)動機設(shè)計參數(shù)的優(yōu)化，表明當(dāng)參數(shù)選擇適當(dāng)時，以非壅塞式固沖發(fā)動機為動力的空空導(dǎo)彈在較寬的工作包線內(nèi)，也能具有優(yōu)秀的飛行性能，空空導(dǎo)彈的平均飛行速度得到了提高。

對于固沖發(fā)動機性能計算，國外主要采用了理論方法，即沿各典型截面分別進行參數(shù)計算，最終獲得發(fā)動機性能。國內(nèi)的計算方法主要采用理論和工程相結(jié)合的方法，主要是用工程的方法對補燃室燃燒效率進行預(yù)示，取得了較好效果。由于發(fā)動機性能模型的復(fù)雜性(特別是工作邊界)，很難用數(shù)學(xué)解析方法描述發(fā)動機性能。為此，文獻[26]開發(fā)了基于離散數(shù)據(jù)的固沖發(fā)動機性能分析軟件，采用多維插值、多項式擬合、多項式求根、等值面計算、邏輯運算等方法，能夠獲得描述發(fā)動機工作特性的曲線、曲面和實體，從而可對發(fā)動機性能進行多維度深入分析，為發(fā)動機精細化設(shè)計奠定了一定基礎(chǔ)。

文獻[27]評價了發(fā)動機各部件設(shè)計中應(yīng)注意的問題，提出了應(yīng)加強的研究工作，為固沖發(fā)動機的研制指明了方向。根據(jù)沖壓發(fā)動機工作原理可知，僅僅燃氣流量可調(diào)并不能將熱力循環(huán)調(diào)節(jié)到最佳狀態(tài)，原因在于進氣道和噴管幾何固定，總有一個部件存在較大損失，影響了發(fā)動機綜合性能。文獻[28]對固沖發(fā)動機總體設(shè)計中存在的問題進行了系統(tǒng)分析，提出“開源節(jié)流”的設(shè)計思想，認(rèn)為只有進氣道、燃氣流量、噴管均可調(diào)，才能實現(xiàn)固沖發(fā)動機熱力循環(huán)的最佳化。當(dāng)然，要實現(xiàn)這樣的目標(biāo)在技術(shù)上存在很大挑戰(zhàn)。

文獻[29]基于一維氣動理論，建立了可調(diào)沖壓噴管變流量固沖發(fā)動機的數(shù)學(xué)模型，對發(fā)動機工作特性進行了分析，表明沖壓噴管可調(diào)后，發(fā)動機工作包線擴大，比沖提高。文獻[30]對進氣道可調(diào)、噴管可調(diào)及進氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機性能進行了對比分析，表明噴管可調(diào)要比進氣道可調(diào)所帶來的優(yōu)勢更大，可作為下一步突破的重點。

國內(nèi)針對固沖發(fā)動機/彈的氣動、動力一體化設(shè)計進展較為緩慢，影響著發(fā)動機性能的較好發(fā)揮。文獻[31]將基于Kriging模型的近似技術(shù)引入固沖發(fā)動機導(dǎo)彈氣動優(yōu)化設(shè)計，使導(dǎo)彈升阻比提高了21.9%。可見，彈機一體化設(shè)計的潛力巨大，能夠從武器系統(tǒng)最優(yōu)的角度對發(fā)動機進行優(yōu)化。

上述研究表明，固沖發(fā)動機總體設(shè)計技術(shù)正朝著彈機一體化優(yōu)化設(shè)計的方向發(fā)展，為拓寬固沖發(fā)動機工作包絡(luò)、獲得更優(yōu)的發(fā)動機總體性能，可調(diào)噴管技術(shù)、可調(diào)進氣道技術(shù)是達到這一目的的重要手段。

固沖發(fā)動機的比沖性能至少和高度、速度、燃氣流量密切相關(guān)，不同工況下的比沖性能差異較大。流星導(dǎo)彈固沖發(fā)動機的含硼推進劑熱值達到50 MJ/L的水平[11]，據(jù)此估算10 km下的最大比沖約9 000 N·s/kg。從文獻[26]的分析數(shù)據(jù)可見，國內(nèi)含硼固沖發(fā)動機的比沖性能可達8 000 N·s/kg以上，與國外先進水平非常接近。文獻[98]報道了非壅塞式固沖發(fā)動機在高度800 m、Ma=2.4～2.8的飛行比沖為6 500 N·s/kg。2.2 高溫燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)

固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)對于拓寬工作包絡(luò)、提高發(fā)動機加速能力、實現(xiàn)多種攻擊彈道等有重要作用，也是可變流量固沖發(fā)動機的典型特征。盡管改變?nèi)細饬髁康姆椒ㄓ凶兒砻嬲{(diào)節(jié)、變?nèi)济嬲{(diào)節(jié)、變?nèi)妓僬{(diào)節(jié)等多種方案，但最具潛力、最有實用價值的還是變喉面調(diào)節(jié)方案。

美國的Miller W早在1981年就對多種閥型的性能進行了評估，性能由優(yōu)到劣依次為柱塞滑閥、轉(zhuǎn)軸閥、截盤閥、旋轉(zhuǎn)凸輪閥等[32]，MARC-R282固沖發(fā)動機就應(yīng)用了柱塞滑閥。德國研制的“流星”導(dǎo)彈固沖發(fā)動機采用了滑盤閥方案，通過對燃氣發(fā)生器壓強的閉環(huán)控制，實現(xiàn)燃氣流量的精確控制。日本的固沖發(fā)動機采用了旋轉(zhuǎn)閥(rotary control valve)方案。公開資料表明，德國研制的流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)比可達12∶1。

十多年來，國內(nèi)對燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)進行了大量深入研究，關(guān)鍵技術(shù)取得全面突破。文獻[33-35]分別以氣動錐型閥、滑盤閥為對象，分析了燃氣發(fā)生器負調(diào)特性的影響因素及系統(tǒng)的頻率特性，表明燃氣流量可控的燃氣發(fā)生器具有變參數(shù)特性，具有很強的非線性特性。呂曉武[36]對固沖發(fā)動機控制參數(shù)的研究表明，由于沖壓發(fā)動機推力不能直接測量，選取進氣道出口靜壓與來流總壓之比為控制參數(shù)是理想的參數(shù)。

文獻[37]對滑盤閥進行了詳細設(shè)計和約20 s的地面熱試驗證，表明這種調(diào)節(jié)閥可以滿足需求。文獻[38]為改進燃氣發(fā)生器的調(diào)節(jié)精度，在壓力閉環(huán)中引入模糊積分控制，即使在長時間工作下，響應(yīng)速度、超調(diào)量等動態(tài)特性仍較好。劉源翔等[39-40]對燃氣發(fā)生器壓強控制系統(tǒng)進行研究，提出一種前反饋自適應(yīng)PID控制方案，克服了系統(tǒng)參數(shù)攝動對控制帶來的影響，提高了系統(tǒng)的響應(yīng)速度與控制精度。曹軍偉等[41]通過仿真分析研究了燃氣流量的負調(diào)現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)負調(diào)量隨空腔長度的增大而增大，隨調(diào)節(jié)時間的增大而減小。李毅等[42]采用DSP+FPGA主協(xié)處理器方案設(shè)計了工程實用的發(fā)動機模擬器，并將其用于控制器測試系統(tǒng)及半實物仿真試驗中，表明整個系統(tǒng)設(shè)計方案性能穩(wěn)定、運行可靠、實時性強，取得理想效果。

綜上所述，國內(nèi)流量調(diào)節(jié)裝置的流量調(diào)節(jié)比最大約為8∶1，與國外還有一定差距。流量調(diào)節(jié)技術(shù)首先是一個熱結(jié)構(gòu)問題，需要通過合理選材和閥型設(shè)計，滿足熱防護、強度、動密封的要求；它還是一個控制問題，目前都采用了壓強閉環(huán)控制技術(shù)，針對特有的負調(diào)現(xiàn)象，通過控制參數(shù)的優(yōu)選得到一定改善；從調(diào)節(jié)原理來看，調(diào)節(jié)性能與貧氧推進劑的壓強指數(shù)、凝相成分及其含量的關(guān)系非常密切。因此，需要結(jié)合推進劑配方優(yōu)化，綜合解決燃氣流量調(diào)節(jié)問題。

2.3 轉(zhuǎn)級技術(shù)

轉(zhuǎn)級機構(gòu)主要包括進氣道入口堵蓋和出口堵蓋，在助推段，2個堵蓋均封堵，出口堵蓋承受高達十幾兆帕的助推器工作壓強。轉(zhuǎn)級時，兩堵蓋依次打開，使高速氣流順利進入補燃室，啟動續(xù)航段的工作。當(dāng)采用可拋噴管助推器時，可拋噴管的解鎖時序也屬于轉(zhuǎn)級技術(shù)之一。已經(jīng)開展的主要研究內(nèi)容包括出口堵蓋材料的選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計以及入口堵蓋機構(gòu)設(shè)計。

美國的HSAD項目固沖發(fā)動機補燃室進氣口處為鉸接堵蓋[2]，助推器工作結(jié)束后，堵蓋向補燃室內(nèi)部打開?！傲餍恰睂?dǎo)彈固沖發(fā)動機的進氣道入口堵蓋(即進氣道的壓縮面)為鉸接結(jié)構(gòu)[7-8]，助推段時處于“撐起”狀態(tài)，減小氣動阻力并封堵進氣道，轉(zhuǎn)級時轉(zhuǎn)換到“放下”狀態(tài)，空氣進入進氣道。該發(fā)動機進氣道出口堵蓋的方案有脆性材料破碎式和機械打開式等多種方案，可從有關(guān)專利文獻中查閱。

文獻[43]提出一種可燒蝕堵蓋方案：由鈀和鋁組成層壓板結(jié)構(gòu)，并用相同材料制成點火片，插入到助推器裝藥內(nèi)部，以加速堵蓋的引燃。文獻[44-45]對轉(zhuǎn)級技術(shù)進行了探討，介紹了多種結(jié)構(gòu)簡單、實用性強的進氣道入口、出口和燃氣噴嘴堵蓋，重點研究了一種泄流式進氣道堵蓋方案。楊石林[46]、何勇攀[47]等利用數(shù)值仿真研究了進氣道出口堵蓋打開前后的流場變化過程，認(rèn)為出口堵蓋先打開、入口堵蓋后打開的方案，進氣道起動時間短，且壓強峰值小，更有利于發(fā)動機轉(zhuǎn)級。郭昆等[48]總結(jié)了沖壓發(fā)動機在轉(zhuǎn)級過程氣動方案設(shè)計、進氣道流動分析、轉(zhuǎn)級時序設(shè)計等方面所面臨的關(guān)鍵技術(shù)，指出了在超燃沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)級技術(shù)研究、轉(zhuǎn)級過程數(shù)值仿真、地面試驗驗證等方面還存在不足。

轉(zhuǎn)級時間是指助推級工作結(jié)束到續(xù)航級推力穩(wěn)定所間隔的時間。日本研制的飛行試驗發(fā)動機采用了可拋噴管助推器和GAP固體貧氧推進劑，在直連中測得的轉(zhuǎn)級時間為0.18～0.22 s,2次飛行試驗實測值分別為0.15 s和0.17 s[14]。

轉(zhuǎn)級技術(shù)是沖壓發(fā)動機的重要關(guān)鍵技術(shù)，根據(jù)發(fā)動機結(jié)構(gòu)的不同，轉(zhuǎn)級部件方案差異很大。目前，應(yīng)用較多的是機械可拋式入口堵蓋、鉸接式無拋出物入口堵蓋、破碎式進氣道出口堵蓋、可燒蝕式進氣道出口堵蓋等。轉(zhuǎn)級過程時間短暫，流動復(fù)雜，動態(tài)特征顯著。因此，要重視轉(zhuǎn)級機構(gòu)在動態(tài)條件下的工作可靠性。

2.4 無噴管助推器技術(shù)

20世紀(jì)80年代，美國學(xué)者對無噴管助推器技術(shù)進行了大量研究，認(rèn)為具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低的特點，應(yīng)用領(lǐng)域主要是沖壓發(fā)動機的助推器、大型固體助推器等。無噴管助推器雖然結(jié)構(gòu)簡單，但工作過程較常規(guī)固體發(fā)動機復(fù)雜，主要體現(xiàn)在工作過程的非定常性、侵蝕燃燒、以及推進劑燃速與裝藥結(jié)構(gòu)之間的匹配性。文獻[49-50]用數(shù)值仿真的方法研究了雙燃速串裝藥柱無噴管助推器的性能，表明在后段采用低燃速推進劑后，平均壓強提高，助推器比沖性能得到提高。他們用X射線分析技術(shù)研究了喉部燃面的退移規(guī)律，獲得了瞬時燃速和侵蝕比，為性能預(yù)示奠定了基礎(chǔ)。在大量試驗數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上，已經(jīng)發(fā)展了通用無量綱侵蝕燃燒模型[51]，內(nèi)彈道性能預(yù)示精度顯著提高，在此基礎(chǔ)上建立了一維非定常內(nèi)彈道性能預(yù)示模型，為設(shè)計方案優(yōu)化提供了有力工具。文獻[52]對無噴管助推器設(shè)計中的裝藥結(jié)構(gòu)、侵蝕燃燒、兩級裝藥燃速匹配等關(guān)鍵問題進行了分析，為無噴管助推器的設(shè)計提供了借鑒。

噴管堵蓋對于助推器的氣密檢測、防止異物對藥柱產(chǎn)生損傷等是非常必要的，但如果設(shè)計不當(dāng)，可能會對載機造成影響。文獻[53]分析了尾噴管堵蓋的設(shè)計要求，提出了易碎式堵蓋和簡易球面堵蓋兩種設(shè)計方案，用試驗證明了設(shè)計的正確性。

對比分析國內(nèi)外性能指標(biāo)，無噴管助推器比沖均可達2 000 N·s/kg以上。由于無噴管助推器壓強分布梯度大，必然引起藥柱變形，從而對推進劑的力學(xué)性能提出較高要求。藥柱變形、特別是低溫條件下的藥柱完整性對無噴管助推器性能的影響還需進一步研究。

2.5 高能含硼貧氧推進劑及燃燒組織技術(shù)

硼的高熱值、高密度、無毒等優(yōu)越性能使其成為高能富燃推進劑的優(yōu)選燃料。文獻[54]綜述了國內(nèi)外在調(diào)節(jié)含硼富燃料推進劑的點火、燃燒性能所采取的技術(shù)途徑，提出了改善含硼富燃料推進劑燃燒性能的方法。燃燒是固沖發(fā)動機從化學(xué)能向機械能轉(zhuǎn)化的關(guān)鍵一步，補燃室燃燒組織技術(shù)一直是固沖發(fā)動機技術(shù)的研究熱點，目的是獲得較高的補燃效率。對于以含硼推進劑為燃料的固沖發(fā)動機，研究工作主要從以下幾方面開展。

(1)硼粒子的點火燃燒模型。通過本項研究，要搞清硼和氧氣的燃燒過程、燃燒機理，獲得影響燃燒過程的因素，從推進劑配方、補燃室結(jié)構(gòu)設(shè)計、混合燃燒過程等方面，采取有利于燃燒的措施。胡建新等[55-56]針對硼顆粒在補燃室內(nèi)通常會受到高速氣流作用的特點，采用液滴破碎的附面層理論，研究了帶有液態(tài)氧化層的硼顆粒在高速氣流中的氣流剝離現(xiàn)象，在King點火模型的基礎(chǔ)上建立了高速氣流中硼顆粒點火模型，給出了硼顆粒周圍邊界層內(nèi)溫度場、濃度場及顆粒燃燒速率隨雷諾數(shù)的變化規(guī)律，為補燃室燃燒組織的設(shè)計提供了理論依據(jù)?；魱|興[57]運用UDF將硼粒子點火燃燒King模型用于補燃室燃燒流場仿真，獲得了不同粒徑的硼粒子在補燃室內(nèi)的點火燃燒位置，為燃燒組織優(yōu)化提供了有力工具。敖文等[58-59]采用熱天平分別研究了硼粉在空氣、CO2、N2和O2氣氛下的燃燒特性，獲得了硼在4種不同氣氛下的熱反應(yīng)動力學(xué)參數(shù)。針對粒徑和晶體對硼顆粒燃燒的影響機理，他們還用激光點火系統(tǒng)研究了硼顆粒的點火燃燒特性[60]，同時用光纖光譜儀和高速攝影儀，分析了火焰形態(tài)及燃燒過程中的發(fā)射光譜[61]。研究表明，硼粒子的點火燃燒模型對于準(zhǔn)確模擬補燃室內(nèi)的燃燒流動過程具有重要意義，利用CFD軟件的DPM模型來模擬補燃室內(nèi)硼粒子的點火燃燒過程是一種方便有效的技術(shù)手段。

(2)補燃室燃燒組織優(yōu)化。補燃室內(nèi)的多相摻混燃燒流場的研究，目的是揭示補燃室內(nèi)部的非預(yù)混燃燒過程，了解流場結(jié)構(gòu)，從而從燃氣噴射方式、進氣方式等方面提出提高燃燒效率的措施。國內(nèi)外都采用了以數(shù)值仿真為主，試驗研究為輔的方法進行研究。前期主要應(yīng)用純氣相流場的仿真，如文獻[62]將補燃室流場簡化為簡單可燃氣體和空氣的燃燒過程；然后，采用冷流模擬的試驗方法進行試驗研究[63-64]，在補燃室氣流中播撒粒子，用成像的方法獲得補燃室內(nèi)的混合圖像，獲得了補燃室流場信息。之后，大量應(yīng)用數(shù)值仿真的方法開展研究[65-67]。高嶺松基于N-S方程、RNGk-ε湍流模型和渦破碎模型，對壅塞式固沖發(fā)動機補燃室流程進行三維數(shù)值模擬，研究了補燃室設(shè)計參數(shù)和工作參數(shù)對燃燒效率的影響，獲得了有益結(jié)論。影響補燃室燃燒效率的因素很多，影響規(guī)律難以用精確的解析式來表示，胡建新等[68]采用響應(yīng)面法結(jié)合數(shù)值模擬的優(yōu)化方法，對某補燃室進行優(yōu)化設(shè)計，得到了合理的優(yōu)化結(jié)果。莫展等[69]對補燃室長度對發(fā)動機性能的影響進行了CFD分析，表明隨著長度的增大，發(fā)動機性能先增加、后下降。程吉明[70]、田凌寒[71]等選擇了影響燃燒效率的多種結(jié)構(gòu)因素，基于正交試驗原理安排試驗方案。結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)因素對二次點火延遲時間影響由強到弱依次為補燃室長度>空氣入射角度>頭部距離，對二次燃燒效率影響由強到弱依次為頭部距離>補燃室長度>空氣入射角度。方差分析表明，頭部距離對二次燃燒效率影響作用較顯著，其他因素的影響作用有限。嚴(yán)聰?shù)萚72]對二次進氣補燃室粒子沉積進行數(shù)值研究，表明在小空燃比時，沉積主要受燃燒控制，在大空燃比時，沉積主要受漩渦控制；當(dāng)一次進氣質(zhì)量流量增大時，沉積區(qū)域變化不大，但沉積量卻不斷增加。隨著對硼粒子在補燃室內(nèi)的點火燃燒模型的改進，劉道平[73]、胡旭[74]等采用修正的King模型對多種進氣道結(jié)構(gòu)下的補燃室燃燒效率，得到有益結(jié)論。張鵬等[75]用實驗和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法證實等離子體可明顯強化含硼兩相流的燃燒過程，提高硼顆粒的燃燒效率。

(3)應(yīng)用粒子采樣技術(shù)對補燃室成分進行分析。盡管數(shù)值模擬得到了有益的理論指導(dǎo)，但不少研究者仍努力通過試驗手段對燃燒流場進行診斷。王增輝等[76-77]用等動力采樣技術(shù)對補燃室粒子進行采樣和分析，對補燃室內(nèi)的凝相成分有了更加清晰的認(rèn)識。吳秋等[78]提出一種補燃室內(nèi)凝相產(chǎn)物燃燒效率測試方法，凝相產(chǎn)物的成分，研究表明硼的燃燒效率隨著補燃室長度增加而升高，自發(fā)動機軸線向壁面的徑向變化過程中，硼的燃燒效率逐漸降低。

由于直連試驗只能模擬內(nèi)流，無法體現(xiàn)內(nèi)外流之間的相互影響。攻角、側(cè)滑角引起進氣量的變化，以及空氣流經(jīng)過進氣道壓縮后存在的氣流畸變等都很難用直連試驗來研究。近年來，可變流量固沖發(fā)動機的內(nèi)外流一體化數(shù)值模擬技術(shù)得到發(fā)展。牛楠等[79-80]建立了進氣道/補燃室一體化流場數(shù)值模型，研究了燃氣流量調(diào)節(jié)過程中(空燃比改變)、以及姿態(tài)變化時發(fā)動機性能和流場結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律。蔡飛超等[81]建立了進氣道/彈體內(nèi)外流場一體化數(shù)值模型，能夠同時獲得進氣道的內(nèi)流特性和全彈的外流特性，在全彈總體方案設(shè)計中具有顯著的實用價值。

近年來，日本對硼粒子的點火燃燒技術(shù)進行了深入細致地研究[82-89]，通過試驗手段獲得了硼粒子點火燃燒時間，還對采用鋯和鎂來促進硼燃燒的效果進行了評估。通過小型的實驗裝置點火試驗，表明一次火焰溫度超過了2 090 K，且和壓強無關(guān)，與高溫空氣混合燃燒后的二次燃燒溫度較高。添加鎂后，在較低溫度下的硼的點火延遲時間分成了2個階段，點火性能得到改善。鋯在空氣中點火較容易，但延遲時間比滯留時間還長。他們研究了超過20種金屬粒子在補燃室內(nèi)的燃燒情況，表明當(dāng)?shù)販囟群涂杖急仁窃鰪娙紵闹匾蛩亍Ｅ鹆Ｗ拥娜紵龝r間隨著環(huán)境溫度的增加而減小，硼的燃燒過程包含2個階段，環(huán)境溫度對這兩個階段的影響規(guī)律是不一致的，但都隨著環(huán)境壓強的增大而減小。補燃室燃燒效率和燃氣發(fā)生器的富燃燃氣有關(guān)，硼的燃燒效率隨著滯留時間的增加而增大。

國外對高能含硼貧氧推進劑及燃燒組織技術(shù)的研究已經(jīng)有40多年的歷史，推進劑中的硼含量可達到50%，燃燒效率可達92%。國內(nèi)貧氧推進劑的含硼量約為40%，燃燒效率也可達90%以上。該項技術(shù)取得了突破性進展，有力支撐了固沖發(fā)動機的研制。高能化、低信號特征、高燃燒效率仍是本項技術(shù)的主要發(fā)展方向。新型含能物質(zhì)的研制、新型促燃技術(shù)的綜合運用是達到這一目標(biāo)的重要途徑。

2.6 試驗及分析技術(shù)

可變流量固沖發(fā)動機試驗種類主要包括直連試驗、助推/轉(zhuǎn)級/續(xù)航三工況試驗、出入口堵蓋打開試驗、自由射流試驗以及飛行試驗。直連試驗是固沖發(fā)動機研制過程中最基本的試驗項目，能夠模擬一定工況下的發(fā)動機性能，也可考核熱結(jié)構(gòu)，功能優(yōu)良的試驗系統(tǒng)可考核發(fā)動機轉(zhuǎn)級性能。國內(nèi)外直連試驗系統(tǒng)普遍采用污染加熱空氣方案，即采用煤油或酒精的燃燒放熱來加熱空氣，使空氣溫度達到所需的模擬總溫。這種試驗?zāi)軌蛘鎸嵞M發(fā)動機內(nèi)流，測試參數(shù)主要有壓強、溫度及臺架推力。1994年，一份AGARD報告詳細總結(jié)了沖壓發(fā)動機直連試驗分析方法[90]，對多種表征燃燒性能的分析方法進行了公式推導(dǎo)和對比，為沖壓發(fā)動機研制提供了有益借鑒。

近年來，國內(nèi)對于試驗系統(tǒng)的改進、試驗及其分析方法的研究已經(jīng)開展得比較深入。李綱[91]利用流體力學(xué)相關(guān)理論與方法，探討了主動引射器的工程設(shè)計和性能計算方法，確立了最優(yōu)的高空模擬試驗方案。周東等[92]研究了進氣管路結(jié)構(gòu)以及溫度、壓力、速度等進氣參數(shù)變化對發(fā)動機直連試驗推力測量的影響，多次試驗結(jié)果驗證了分析的正確性。何德勝等[93]根據(jù)固沖發(fā)動機三工況轉(zhuǎn)級試驗時序要求，設(shè)計了一套由氣缸控制的氣流轉(zhuǎn)換試驗裝置，結(jié)構(gòu)合理，安裝簡單，操作簡便。李前虎等[94]介紹了一種渦流式接近開關(guān)，用于測試入口堵蓋的打開時間和同步性。試驗證明，這種方法較好地解決了入口堵蓋的打開判定、打開時間以同步性的測定。李進賢等[95]采用小偏差方法，評估了模擬來流誤差對試驗結(jié)果的影響，提出了考慮模擬誤差的固沖發(fā)動機性能技術(shù)方法和模擬參數(shù)控制精度計算方法。萬少文[96]、王玉清[97]等對多種燃燒性能評價方法進行了分析，提出了適用于固沖發(fā)動機的燃燒性能評價方法，并對分析方法的不確定性進行了研究，為試驗測試提出了理論指導(dǎo)。方歡等[98]報道了固沖發(fā)動機飛行試驗情況，表明發(fā)動機性能可靠，推力滿足飛行試驗要求，內(nèi)彈道性能與預(yù)示結(jié)果相當(dāng)。據(jù)報道，國內(nèi)首個可變流量固沖發(fā)動機已于2013年圓滿完成了出入口堵蓋聯(lián)合打開自由射流試驗，全面完成了發(fā)動機的地面試驗考核。

由于固沖發(fā)動機工作原理復(fù)雜，某些理論(如燃燒理論等)還很不完善，因此試驗技術(shù)在固沖發(fā)動機研制過程中是必不可少的。國內(nèi)還需要在推力測試技術(shù)、姿態(tài)(攻角、側(cè)滑角)實現(xiàn)技術(shù)、轉(zhuǎn)級過程動態(tài)試驗技術(shù)等方面開展進一步研究，更加真實全面地考核發(fā)動機工作過程。

3 結(jié)束語

經(jīng)過十多年的努力攻關(guān)，我國可變流量固體火箭沖壓發(fā)動機技術(shù)取得了長足進步，涉及的所有關(guān)鍵技術(shù)全面突破，為工程應(yīng)用奠定了良好基礎(chǔ)。根據(jù)國內(nèi)外技術(shù)發(fā)展趨勢，對后續(xù)研究工作提出如下建議：

(1)采用多種技術(shù)手段拓寬固沖發(fā)動機工作包絡(luò)，使固沖發(fā)動機使用方便可靠。開展彈機一體化協(xié)同優(yōu)化設(shè)計研究，以武器系統(tǒng)最優(yōu)為目標(biāo)開展可變流量固沖發(fā)動機總體方案設(shè)計；研究可變流量固沖發(fā)動機綜合性能表征方法，為總體優(yōu)化設(shè)計目標(biāo)函數(shù)的制定提供依據(jù)；發(fā)展可調(diào)噴管技術(shù)，優(yōu)化熱力循環(huán)過程，提高發(fā)動機比沖，提高發(fā)動機加速能力；發(fā)展可調(diào)進氣道技術(shù)，拓寬發(fā)動機工作包絡(luò)；發(fā)展變幾何固沖發(fā)動機的復(fù)合調(diào)節(jié)技術(shù)，實現(xiàn)變幾何固沖發(fā)動機的最優(yōu)控制。

(2)改進固體貧氧推進劑配方，提高推進劑能量。注重燃燒性能以及流量調(diào)節(jié)性能，增強隱身性能，為高性能固沖發(fā)動機研制奠定基礎(chǔ)。

(3)發(fā)展高溫燃氣流量調(diào)節(jié)技術(shù)，提高流量調(diào)節(jié)比，減輕系統(tǒng)質(zhì)量，滿足各種尺寸系列發(fā)動機的發(fā)展需求。

(4)重視發(fā)動機轉(zhuǎn)級過程中動態(tài)性能的研究，確保轉(zhuǎn)級可靠。盡可能全面模擬轉(zhuǎn)級機構(gòu)所處的工作環(huán)境，如溫度、壓強的變化，充分考核發(fā)動機轉(zhuǎn)級可靠性；發(fā)展多種轉(zhuǎn)級機構(gòu)方案，滿足不同方案的發(fā)動機設(shè)計需求。

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(編輯：呂耀輝)

Research progresses and prospect of variable flow ducted rocket technologies

HUO Dong-xing1，YAN Da-qing2，GAO Bo3

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 2.The 47st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China； 3.The Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025，China)

In this paper，overseas applications and progresses were summarized firstly.Then，the key technologies include overall design technologies，gas flow control techniques，transition technologies，nozzleless booster technology，boron fuel rich propellant and combustion technologies，experiment as well as analyze technologies were summarized respectively.Meanwhile，the trend of these technologies were analyzed.In the end，research advices were presented as follows.Enlarge motor stabilization ranges by several approaches to enhance convenience and reliability properties；Improve energy performance of fuel rich propellant；Develop gas flow control techniques to achieve more lighter setup；Think much of intrinsic dynamic quality during motor transition phase.

solid ducted rocket；variable flow；throttlable

2016-12-11；

2017-01-03。

霍東興(1972—)，男，博士，研究方向為固體組合動力技術(shù)。E-mail:13572031651@163.com

V435

A

1006-2793(2017)01-0007-09

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.01.002