美國固體火箭發(fā)動機(jī)的發(fā)展及其在機(jī)載戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用

王秀萍

(中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南 洛陽　471009)

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美國固體火箭發(fā)動機(jī)的發(fā)展及其在機(jī)載戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用

王秀萍

(中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南 洛陽471009)

介紹了美國機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程,從推進(jìn)劑、殼體、噴管、點(diǎn)火裝置四個方面簡要介紹美國第一代、第二代和第三代機(jī)載導(dǎo)彈的發(fā)動機(jī)概況。詳細(xì)闡述美國第四代機(jī)載導(dǎo)彈AIM-120“先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈”和AIM-9X“響尾蛇”導(dǎo)彈的發(fā)動機(jī)性能和數(shù)據(jù),重點(diǎn)突出其性能的先進(jìn)性和低易損性設(shè)計。最后介紹美國機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)的最新發(fā)展計劃并預(yù)測其發(fā)展趨勢。

固體火箭發(fā)動機(jī);機(jī)載導(dǎo)彈;AIM-120;AIM-9X

0　引　　言

機(jī)載戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈在作戰(zhàn)使用和后勤維護(hù)中所經(jīng)歷的環(huán)境是所有武器中最惡劣的。 在貯存、 運(yùn)輸、 裝卸和使用的過程中， 導(dǎo)彈要承受包括點(diǎn)載荷、 振動、 沖擊、 加速度、 極端氣候和溫度在內(nèi)的多種環(huán)境條件。 惡劣環(huán)境給機(jī)載導(dǎo)彈的發(fā)動機(jī)設(shè)計提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)， 其設(shè)計必須滿足特定的性能要求， 在-59.4～+76.7 ℃溫度范圍內(nèi)能可靠工作。

固體火箭發(fā)動機(jī)主要由推進(jìn)劑裝藥、 殼體、 噴管、 點(diǎn)火裝置四個部件組成， 而推進(jìn)劑在發(fā)動機(jī)的發(fā)展和更新?lián)Q代中起著非常重要的作用。 美國戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈最早使用的推進(jìn)劑是由硝化纖維和硝化甘油組成的雙基推進(jìn)劑。 這種雙基推進(jìn)劑的藥柱首先通過壓延工藝制作成型， 然后裝入一個圓柱形的套筒中。 但由于固有的性能限制和脆性， 該推進(jìn)劑在二十世紀(jì)五六十年代被復(fù)合推進(jìn)劑所取代。 復(fù)合推進(jìn)劑是由固體粒子、 液體聚合型粘合劑和少量的添加劑組合而成的一種均質(zhì)混合物， 當(dāng)時美國的許多公司， 如航空噴氣公司和赫克里斯公司都在研發(fā)復(fù)合推進(jìn)劑。 現(xiàn)代復(fù)合推進(jìn)劑的主要成分是高氯酸銨固體氧化劑， 其重量一般占到配方總重的68%～86%， 為了增加能量， 配方中可以加入粉末狀的金屬鋁。 與雙基配方相比， 復(fù)合推進(jìn)劑不僅具有較高的能量， 而且可以將其直接倒入燃燒室中進(jìn)行固化， 產(chǎn)生一個所謂的“貼壁澆注”藥柱， 使有限體積內(nèi)的推進(jìn)劑質(zhì)量比和可用能量達(dá)到最大化[1]。

1　美國機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程

美國的第一代機(jī)載導(dǎo)彈包括AIM-9B“響尾蛇”和AIM-7A/7C“麻雀”空空導(dǎo)彈等。 AIM-9B于1956年服役， 所使用的發(fā)動機(jī)代號為“響尾蛇1A”。 這種發(fā)動機(jī)采用質(zhì)量為19.5 kg的八角星形雙基推進(jìn)劑、 高強(qiáng)度鋁合金殼體、 低碳鋼噴管， 結(jié)構(gòu)復(fù)雜， 能量低， 總沖只有36.28 kN·s[2]。

20世紀(jì)50年代是復(fù)合推進(jìn)劑的大發(fā)展時期， 以端羧基聚丁二烯(CTPB)為代表的復(fù)合推進(jìn)劑相繼研制出來。 與雙基推進(jìn)劑相比， 復(fù)合推進(jìn)劑的比沖和力學(xué)性能均有很大改善， CTPB推進(jìn)劑在很寬的溫度范圍內(nèi)， 特別是在低溫條件下表現(xiàn)出極好的力學(xué)性能， 這對于機(jī)載導(dǎo)彈來說尤其重要。 同時發(fā)現(xiàn)， 在推進(jìn)劑配方中加入大量鋁粉可以大幅提高比沖， 提供更加穩(wěn)定和高效的燃燒， 加上貼壁澆注工藝的成熟， 其質(zhì)量比高達(dá)94%， 所以廣泛應(yīng)用于二十世紀(jì)六七十年代美國生產(chǎn)的第二代機(jī)載戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈。 由于澆注復(fù)合推進(jìn)劑排出的火焰溫度遠(yuǎn)高于雙基推進(jìn)劑， 因此， 發(fā)展了高強(qiáng)度鋼殼體以及先進(jìn)的絕熱和噴管材料[1,3]。

“響尾蛇”導(dǎo)彈的發(fā)展需要更高能量的發(fā)動機(jī)， 高能量的復(fù)合推進(jìn)劑恰好滿足這種需求。 美國第二代AIM-9C/9D “響尾蛇”導(dǎo)彈于1965年服役， 使用代號為Mk36 Mod2的發(fā)動機(jī)， 裝有聚丁二烯丙烯酸(PBAA)復(fù)合推進(jìn)劑、 高強(qiáng)度鋼殼體和新的噴管， 總沖達(dá)到53 kN·s。 1962年， AIM-9C/9D發(fā)動機(jī)改用性能更好的CTPB復(fù)合推進(jìn)劑， 其代號也升級為Mk36 Mod5， 總沖達(dá)到62.9 kN·s[1-2]。

20世紀(jì)70年代， 端羥基聚丁二烯(HTPB)復(fù)合推進(jìn)劑獲得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。 與前述復(fù)合推進(jìn)劑相比， HTPB的性能優(yōu)勢非常明顯， 能量高， 具有較高的固體含量和鋁粉含量， 同時還具有較好的力學(xué)性能、 貯存性能和工藝性能。 20世紀(jì)80年代， HTPB推進(jìn)劑很快取代其他粘合劑， 成為許多戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的首要選擇[1,3]。

盡管復(fù)合推進(jìn)劑中加入大量鋁粉產(chǎn)生了高性能的固體火箭發(fā)動機(jī)， 但由此帶來較高的尾煙特征， 使導(dǎo)彈和載機(jī)容易暴露而受到攻擊。 為此， 美國于70年代中期開始為機(jī)載戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈研制少煙HTPB推進(jìn)劑， 通過減少配方中鋁的含量大大降低尾煙特征， 增加了導(dǎo)彈的隱蔽性， 降低了易損性。 據(jù)報道， 這種少煙AP/HTPB推進(jìn)劑的固體含量為86%～88%， 燃燒速率為6.4～25.4 mm/s。 70年代末， 在成功解決不含鋁推進(jìn)劑的燃燒不穩(wěn)定問題之后， 少煙發(fā)動機(jī)廣泛應(yīng)用于機(jī)載導(dǎo)彈， 如“響尾蛇”空空導(dǎo)彈、 “哈姆”反輻射導(dǎo)彈、 “幼畜”空地導(dǎo)彈和AIM-120空空導(dǎo)彈[1,4]。

1978年服役的第三代AIM-9L/9M“響尾蛇”導(dǎo)彈， 使用Mk36 Mod7和Mk36 Mod8固體火箭發(fā)動機(jī)， 采用綜合性能更好的HTPB推進(jìn)劑、 4130合金鋼殼體和潛入式噴管， 總沖達(dá)到63.15 kN·s。 Mk36 Mod8發(fā)動機(jī)還在點(diǎn)火裝置中增加了1個安全保險機(jī)構(gòu)。 1982年起， AIM-9L/9M的發(fā)動機(jī)采用少煙HTPB推進(jìn)劑， 代號升級為Mk36 Mod9和Mk36 Mod11。

20世紀(jì)80年代， 美國開始重視對發(fā)動機(jī)低易損性的研究。 1984年， 美國海軍率先提出包括低易損性發(fā)動機(jī)在內(nèi)的鈍感彈藥方針， 并積極實(shí)施先進(jìn)的鈍感彈藥發(fā)展計劃。 1988年4月， 美國海陸空三軍達(dá)成聯(lián)合協(xié)議， 要求1995年10月以后生產(chǎn)的武器都要符合低易損性軍用標(biāo)準(zhǔn)。 1989年1月， 美國國防部確定了鈍感武器的要求， 明確規(guī)定了試驗(yàn)條件和準(zhǔn)則[5]。

2　美國的第四代機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)

1991年服役的第四代AIM-120 “先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈”(AMRAAM)采用少煙固體火箭發(fā)動機(jī)。 AIM-120導(dǎo)彈至今已服役20多年， 期間經(jīng)過持續(xù)改進(jìn)產(chǎn)生了4種型號， 即AIM-120A/B/C/D。 為了提高導(dǎo)彈的射程， 其發(fā)動機(jī)也經(jīng)歷了改進(jìn)， 現(xiàn)有基本型和改進(jìn)型。 AIM-120C-4及之前型號均采用基本型WPU-6/B發(fā)動機(jī)， AIM-120C-5開始采用WPU-16/B改進(jìn)型發(fā)動機(jī)。 兩種發(fā)動機(jī)都采用助推/續(xù)航單室雙推力方案， 由少煙1.3級HTPB推進(jìn)劑、 機(jī)電解除保險點(diǎn)火裝置(arm/fire device)、 旋壓高強(qiáng)度鋼殼體， 以及高性能長尾管和出口錐組成。

基本型發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑采用“圓管+八臂車輪”藥型， 八臂車輪的長度為藥柱總長度的1/4。 基本型發(fā)動機(jī)如圖1所示， 長度為1.89 m， 直徑為178 mm， 質(zhì)量為70 kg， 推進(jìn)劑質(zhì)量為47 kg， 總沖為104 kN·s。

圖1基本型WPU-6/B發(fā)動機(jī)

改進(jìn)型發(fā)動機(jī)的總長度保持不變， 通過縮短長尾噴管的長度將殼體長度增加了127 mm， 從而增加推進(jìn)劑的裝填量。 推進(jìn)劑采用“圓管+五角星型”藥型， 導(dǎo)彈射程增加10%以上。 改進(jìn)型發(fā)動機(jī)如圖2所示, 其直徑與基本型相同， 質(zhì)量為75 kg， 推進(jìn)劑質(zhì)量為51 kg， 總沖約為115 kN·s[2,4]。

圖2改進(jìn)型WPU-16/B發(fā)動機(jī)

為了提高在航空母艦燃油火災(zāi)中的安全性， 美國海軍在AIM-120導(dǎo)彈的發(fā)動機(jī)中采用低易損性設(shè)計， 即在發(fā)動機(jī)上安裝了熱起動卸壓系統(tǒng)。 該系統(tǒng)由兩部分組成： 第一部分為1.12 m長的包鉛線形爆炸藥條； 第二部分為引爆/傳爆組件。 該系統(tǒng)裝在導(dǎo)彈下面的線束罩內(nèi)， 能在火災(zāi)發(fā)生后30 s內(nèi)啟動， 局部切割發(fā)動機(jī)的殼體， 使發(fā)動機(jī)燃燒室卸壓， 以避免發(fā)生爆炸。 系統(tǒng)還采取了安全措施， 可確保除了高溫火災(zāi)外， 任何其他環(huán)境均不應(yīng)引起線形藥條起爆。 導(dǎo)彈發(fā)射時的加速度力可將系統(tǒng)鎖定在安全狀態(tài)， 以防自由飛行中的氣動加熱使系統(tǒng)啟動。 只有裝有熱起動卸壓系統(tǒng)的導(dǎo)彈才允許部署在美國海軍的航母上， 裝有該系統(tǒng)的WPU-6/B發(fā)動機(jī)滿足美國海軍鈍感彈藥計劃中的快速烤燃和感應(yīng)爆轟要求。

2003年服役的AIM-9X導(dǎo)彈是“響尾蛇”系列的最新型號， 屬于第四代近距空空導(dǎo)彈。 其沿用AIM-9M導(dǎo)彈的Mk36 Mod11少煙固體火箭發(fā)動機(jī)， 但是在后端安裝了由美國阿連特技術(shù)系統(tǒng)公司研制的推力矢量控制裝置。 與之前“響尾蛇”系列導(dǎo)彈采用鴨式氣動布局不同， AIM-9X導(dǎo)彈改用正常式氣動布局， 將頭部舵機(jī)移至導(dǎo)彈尾部， 所以對AIM-9M的潛入式噴管進(jìn)行改進(jìn)， 采用了長尾噴管。 燃燒室殼體為4130合金鋼， 旋壓加焊接成形， 藥柱為內(nèi)孔六角星型過渡至圓管形狀的少煙HTPB推進(jìn)劑， 加入一些黑索金， 部分取代了高氯酸銨和鋁粉。 該發(fā)動機(jī)采用新的帶保險裝置的BKNO3高溫點(diǎn)火器和1個17-4 PH SST/硅酚噴管。 AIM-9X導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)如圖3所示， 其長度為1.98 m， 直徑為127 mm， 質(zhì)量為45.4 kg， 推進(jìn)劑質(zhì)量為27 kg， 總沖約為68 kN·s[2,6]。 AIM-9X導(dǎo)彈設(shè)計符合美國海軍NAVSEAINST 8010.5B《鈍感彈藥技術(shù)需求》中規(guī)定的鈍感彈藥要求。

圖3AIM-9X導(dǎo)彈的發(fā)動機(jī)

3　美國機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)的發(fā)展計劃與趨勢預(yù)測

20世紀(jì)90年代， 為了取代大多數(shù)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)中使用的HTPB/AP類推進(jìn)劑， 美國開始研制HTPE推進(jìn)劑， 目的是提高發(fā)動機(jī)的鈍感特性， 降低導(dǎo)彈和平臺的易損性。 雖然該推進(jìn)劑在機(jī)載導(dǎo)彈中未獲得應(yīng)用， 但是已成功應(yīng)用于“麻雀”空空導(dǎo)彈的艦載改進(jìn)型——“改進(jìn)型海麻雀導(dǎo)彈”(ESSM)的火箭發(fā)動機(jī)中， 該發(fā)動機(jī)可以通過美軍標(biāo)MIL-STD-2105B中的四種主要試驗(yàn)項(xiàng)目， 而相應(yīng)的HTPB推進(jìn)劑僅能通過快速烤燃試驗(yàn)一項(xiàng)[7]。

為進(jìn)一步提高AMRAAM導(dǎo)彈的性能， 美國海軍提出“奪取空中優(yōu)勢/未來海軍能力”計劃。 該計劃的內(nèi)容是研發(fā)先進(jìn)技術(shù)， 增大導(dǎo)彈射程， 減小截?fù)裟繕?biāo)的時間， 提高末端機(jī)動能力， 以及改善火箭發(fā)動機(jī)對鈍感彈藥刺激的響應(yīng)。 作為該計劃的其中一個部分， 美國阿連特技術(shù)系統(tǒng)公司在2009年10月從美國海軍獲得為下一代空空導(dǎo)彈研發(fā)發(fā)動機(jī)技術(shù)的合同。 該合同涵蓋四方面內(nèi)容： 高燃燒速率的推進(jìn)劑以改善運(yùn)動學(xué)； 提高殼體的剛度以減輕重量和改善敏捷性； 低燒蝕噴管以改善性能； 多脈沖推進(jìn)以獲得末端機(jī)動能力。 此外， 阿連特公司在滿足鈍感要求方面打算采用經(jīng)濟(jì)承受得起的方案， 具體包括先進(jìn)的推進(jìn)劑配方、 低成本復(fù)合材料殼體， 以及在其他戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機(jī)計劃中已經(jīng)證明的點(diǎn)火保險裝置[8]。

為滿足未來戰(zhàn)爭對空空導(dǎo)彈速度更快、 射程更遠(yuǎn)、 末端機(jī)動能力更強(qiáng)， 同時不增加重量和體積的要求， 美國空軍從1987年開始“變流量火箭沖壓發(fā)動機(jī)”(VFDR)的預(yù)先研究， 目的是為空空導(dǎo)彈開發(fā)新的沖壓噴氣推進(jìn)能力。 從1993年開始， 以AMRAAM導(dǎo)彈的后繼增程型號為背景繼續(xù)開展VFDR研究， 并在1995年的巴黎航展上展出裝有VFDR的“先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈”模型。 2007年， 美國空軍又啟動“變流量火箭沖壓發(fā)動機(jī)-飛行器概念”(VFDR-FVC)項(xiàng)目研究， 目的是對已成功的VFDR項(xiàng)目作進(jìn)一步研究， 使之適應(yīng)F-22的內(nèi)掛要求， 同時對雙射程導(dǎo)彈、 雙任務(wù)導(dǎo)彈、 雙射程/雙任務(wù)導(dǎo)彈用沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行設(shè)計概念研究[9]。

從上述計劃可以看出， 隨著高性能機(jī)載導(dǎo)彈的需求牽引、 對鈍感彈藥的重視以及環(huán)保意識的增強(qiáng)， 高能量、 低易損性、 低信號特征、 低成本、 低污染、 靈活的能量管理和高可靠性已經(jīng)成為固體火箭發(fā)動機(jī)的當(dāng)前發(fā)展重點(diǎn)和未來發(fā)展方向。 具體表現(xiàn)為推進(jìn)劑向高能、 鈍感、 低信號特征和低成本等方向發(fā)展； 發(fā)動機(jī)殼體由金屬材料向非金屬材料轉(zhuǎn)變， 將大量采用新型增強(qiáng)纖維/樹脂復(fù)合材料； 噴管向輕質(zhì)和耐燒蝕方向發(fā)展； 點(diǎn)火裝置將進(jìn)一步提高安全性等。 未來機(jī)載導(dǎo)彈的動力裝置， 一方面將大力尋求固體火箭發(fā)動機(jī)自身性能的提高和技術(shù)創(chuàng)新； 另一方面將采用新型固體火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)， 如整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)、 多脈沖發(fā)動機(jī)等。 在固體火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)性能短期內(nèi)無法得到革命性改善的情況下， 中遠(yuǎn)距空空導(dǎo)彈采用固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)將是未來的發(fā)展趨勢。

[1] Moore T L. Solid Propulsion Enabling Technologies and Milestones for Navy Air-Launched Tactical Missiles[C]∥AIAA Centennial of Naval Aviation Forum “100 Years of Achievement and Progress”, Virginia Beach, VA, 2011.

[2] 中國航天工業(yè)總公司編輯委員會.世界導(dǎo)彈與航天發(fā)動機(jī)大全[M]. 北京： 軍事科學(xué)出版社， 1999.

[3] Davenas A. Development of Modern Solid Propellants[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003， 19(6)：1108-1128.

[4] Moore T L, McSpadden H J. From Bombs to Rockets at McGregor, Texas[C]∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, Florida, 2009.

[5] 戴耀松. 國外戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動機(jī)低易損性技術(shù)分析[J]. 推進(jìn)技術(shù)， 1998(1)： 98-101.

[6] AIM-9X Sidewinder Propulsion System[EB/OL].[2015-12-01]. http:∥www.atk.com.

[7] 莫紅軍， 白娟.國外研制的幾種鈍感固體推進(jìn)劑[J].飛航導(dǎo)彈， 2004(8)： 46-49.

[8] ATK Awarded Rocket Motor Technologies Development Contract for Next Generation Air-to-Air Missiles[EB/OL]. (2009-10-29)[2015-12-01].http:∥www.atk.com.

[9] Hewitt P W. Status of Ramjet Programs in the United States[C]∥44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Hartford, CT, 2008.

Development of U.S. Solid Rocket Motor and Its Application in Air-Launched Tactical Missiles

Wang Xiuping

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009， China)

This paper introduces the development history of solid rocket motors of U.S. air-launched missiles, including a brief introduction about motors performance of first generation, second generation and third generation air-launched missiles from four aspects about the motor propellant, the shell, the nozzle and the ignition device. This paper gives a detailed description of motors performance of fourth generation air-launched missiles, such as AIM-120 AMRAAM and AIM-9X Sidewinder, with an emphasis on their advanced technologies and low vulnerability design. Finally, latest development plans for U.S. air-launched missiles are provided and a future development trend is predicted.

solid rocket motor; air-launched missile; AIM-120; AIM-9X

10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.03.003

2015-12-01

王秀萍(1964-)， 女， 山西運(yùn)城人， 研究員， 研究方向?yàn)榫_制導(dǎo)武器情報研究。

V435

A

1673-5048(2016)03-0014-04