固體火箭發(fā)動機技術(shù)發(fā)展綜述

馬 帥,郭健鑫,周 磊,朱子環(huán)

(北京航天試驗技術(shù)研究所,北京 100074)

0 引言

航空航天技術(shù)是世界上許多國家都在積極嘗試、探索的領(lǐng)域,它的先進性決定著國家軍事實力的強弱,20世紀以美蘇為首的兩個大國在導(dǎo)彈、運載火箭方面率先發(fā)展,如今航天技術(shù)位居世界前列。由航天大國躋身成為世界一流航天強國是我國航天事業(yè)發(fā)展的目標,發(fā)展航天,動力先行,這是我國探索空間的能量源泉,也是世界各國進行空間活動的力量之源。小型火箭適應(yīng)性強,可以軍民兩用,具有多種發(fā)射形式,在未來戰(zhàn)場和自然災(zāi)害觀測等民用領(lǐng)域上的價值不可小覷。隨著人類太空探索的擴張,太空任務(wù)已經(jīng)從如月球的臨近區(qū)域慢慢向如火星的深空進行拓展與探測,在此背景下,迫切需要小型火箭向大型火箭轉(zhuǎn)型,同時也急需新形式、更高效、短時釋放大能量的推進劑[1-2]。固體火箭發(fā)動機作為武器和航天器的動力系統(tǒng)已經(jīng)超過50年[3],其較液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單[4]、推力大,且固體火箭發(fā)動機機動性能好、可靠性高、貯存時間長[5],這些優(yōu)點讓其在航天領(lǐng)域中占據(jù)相當(dāng)比例,尤其是作為運載火箭的助推器。

本文基于固體火箭發(fā)動機相關(guān)的國內(nèi)外文獻,重點概述了大小型固體火箭發(fā)動機的技術(shù)進展,整理和對比了作為運載火箭助推器的大型整體式、分段式固體火箭發(fā)動機的技術(shù)指標,總結(jié)了用于戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的小型固體火箭發(fā)動機的研究成果,指出了未來固體火箭發(fā)動機研制的關(guān)鍵技術(shù)探索方向,可為我國航天動力技術(shù)的發(fā)展和固體火箭發(fā)動機的研究提供參考。本文使用的縮略詞見表1。

1 大型固體火箭發(fā)動機

1.1 整體式固體火箭發(fā)動機

20世紀50年代美國把導(dǎo)彈技術(shù)向航天領(lǐng)域轉(zhuǎn)化,相繼出現(xiàn)了飛馬座、金牛座、雅典娜、米諾陶等運載火箭[6]。飛馬座、雅典娜都采用三級直徑相同的固體火箭發(fā)動機[7-8],至今飛馬座執(zhí)行了40余次任務(wù),雅典娜在2001年退役,2012年被再次啟用。金牛座采用四級固體火箭發(fā)動機助推[9],一級直徑最大,二至四級直徑相同,它在2009年和2011年2次連續(xù)任務(wù)中發(fā)射失利,直到2021年其升級版安塔瑞斯才發(fā)射成功。米諾陶執(zhí)行過25次航天活動,成功率100%,現(xiàn)有5種成熟型號。簽訂《削減戰(zhàn)略武器條約》后的俄羅斯通過導(dǎo)彈改造研制了起飛號運載火箭[10],起飛號采用四級全固體助推,1993年試飛失敗,1997年將美國商業(yè)衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。1998年歐洲開展了用于小載荷運載的織女星固體火箭項目[11],織女星采用四級助推,前三級為固體火箭發(fā)動機,第四級是液體火箭發(fā)動機,2012年首飛成功,至今執(zhí)行過17次任務(wù)。日本也不斷探索航天技術(shù),2013年成功發(fā)射了擁有三級固體助推的低成本艾普斯龍運載火箭[12],第5次發(fā)射于2021年被緊急停止,前4次共使10顆衛(wèi)星成功入軌。我國航天事業(yè)起步晚,但是發(fā)展速度快,2021年我國自主研制的推力處于世界第一的發(fā)動機試車成功,其直徑3.5 m,能攜帶燃料150 t,推力可達4 900 kN,可耐高壓,擁有高性能纖維復(fù)合材料殼體、超大尺寸噴管等先進技術(shù)。

典型整體式固體火箭發(fā)動機的發(fā)展如圖1所示,性能參數(shù)如表2所示[6-12]。

圖1 整體式固體火箭發(fā)動機的發(fā)展Fig.1 Development of integral solid rocket motor

表2 整體式固體火箭發(fā)動機的性能參數(shù)

續(xù)表

1.2 分段式固體火箭發(fā)動機

20世紀60年代美國形成了大力神、宇宙神、航天飛機和戰(zhàn)神等系列的分段式固體火箭發(fā)動機[13],大力神-4A使用7段式SRM助推器,大力神-4B采用3段式SRMU助推器[14],從1959年至2005年退役,共發(fā)射368次,航天飛機空間運輸系統(tǒng)在1972年提出,采用4段式RSRM助推,由于預(yù)算嚴重超支,航天飛機在2011年退出歷史舞臺[15],期間共執(zhí)行135次任務(wù)。為了進行載人深空探測,2011年美國提出太空發(fā)射系統(tǒng)(SLS)計劃,其采用固體5段式助推,由RSRM改進演變[16],SLS可以超重型運載,技術(shù)更為先進。1973年歐洲航天局提議阿里安系列運載火箭項目,截至2011年成功研制了5種型號,其發(fā)動機尺寸和性能與SRMU相似[17]。由日本完全技術(shù)獨立研制的大型運載火箭H-2[18-19]在1994年成功發(fā)射[20],至今已執(zhí)行7次任務(wù)。在俄羅斯的幫助下,2014年印度成功發(fā)射了地球同步衛(wèi)星運載火箭(GSLV) Mk-3[21],GSLV Mk-3運載能力比極地軌道衛(wèi)星運載火箭強[22],其捆綁助推器S200性能參數(shù)位于世界前列。我國分別在2010年、2016年和2020年這3年完成了直徑1 m、3 m和3.2 m的分段式固體火箭發(fā)動機地面熱試車[23]。

分段式固體火箭發(fā)動機的發(fā)展和性能參數(shù)如圖2和表3所示[11,13-23]。

圖2 分段式固體火箭發(fā)動機的發(fā)展Fig.2 Development of segmented solid rocket motor

表3 分段式固體火箭發(fā)動機的性能參數(shù)

2 小型固體火箭發(fā)動機

2.1 單脈沖固體火箭發(fā)動機

由于二戰(zhàn)的需要,美國建立了生產(chǎn)炸彈的矢車菊軍械庫(BOP)[24],1952年,美國空軍為了開發(fā)生產(chǎn)噴氣輔助起飛(JATO)火箭[25]的推進劑,BOP被啟用更名為第66號空軍工廠。1955年,新研發(fā)的固體推進劑使M15A1-JATO在16 s的燃燒時間內(nèi),平均推力達到4.5 kN,M15A1-JATO的結(jié)構(gòu)及復(fù)合推進劑的成分如圖3所示[24]。

圖3 M15A1-JATO結(jié)構(gòu)及推進劑成分Fig.3 Structure and propellant composition of M15A1-JATO

如圖4所示[24,26],20世紀50年代后期該工廠研制的ZEL發(fā)動機搭載在F-100戰(zhàn)斗機上,實現(xiàn)了4 s內(nèi)提供577.2 kN推力的飛行測試,ZEL發(fā)動機直徑690.88 mm,長425.45 mm;20世紀70年代初期,開發(fā)、測試并生產(chǎn)了直徑482.6 mm的球形發(fā)動機,該發(fā)動機可在2 s內(nèi)提供超過195.3 kN的推力;1979年,為AIM-120先進中程空空導(dǎo)彈(AMRAAM)開發(fā)了低煙WPU-6/B火箭發(fā)動機,其直徑178 mm,長1 890 mm,推進劑47 kg,占比67%,總沖104 kN·s,其改進型WPU-16/B發(fā)動機含推進劑51 kg,占比68%,總沖115 kN·s[26];1981年,負責(zé)AGM-88A/B高速反輻射導(dǎo)彈(HARM)[27]火箭發(fā)動機YSR113-TC-1的制造;1987年,聯(lián)合多家公司進行了變流量導(dǎo)管固體火箭(VFDR)[28]的設(shè)計與開發(fā);1992年,交付了用于全天候多目標防空導(dǎo)彈AIM-45的MK-47 Phoenix火箭發(fā)動機,其直徑381 mm,長1 778 mm,含一個噴管,共裝約165 kg推進劑。

圖4 第66號空軍工廠生產(chǎn)的發(fā)動機Fig.4 Motors produced by the 66th Air Force Plant

如圖5所示[29],海軍軍械試驗站為了提高AIM-9C響尾蛇導(dǎo)彈的性能,重新設(shè)計了高強鋼外殼和耐高溫噴管的MK-36火箭發(fā)動機,其推進劑棄用聚丁二烯丙烯酸。AIM-9X彈身直徑127 mm,長1 980 mm,推進劑27 kg,占比59.5%,總沖68 kN·s,其火箭發(fā)動機改進為低煙MK-36。AIM-7E中程麻雀導(dǎo)彈的MK-38火箭發(fā)動機直徑203.2 mm,長1 320.8 mm。

圖5 MK系列和Maverick火箭發(fā)動機Fig.5 MK series and Maverick rocket motors

AIM-7F的MK-58擁有全新的固態(tài)電子制導(dǎo)和控制系統(tǒng),它是第一臺通過改變推進劑藥柱徑向槽來調(diào)整推力剖面的戰(zhàn)術(shù)發(fā)動機。AGM-45反雷達伯勞鳥導(dǎo)彈的MK-39火箭發(fā)動機與MK-38具有相同的外形尺寸和推進劑成分,外殼外部的發(fā)射鉤和天線夾不同。用于轟擊掩體、橋梁等的AGM-65 Maverick空地導(dǎo)彈的火箭發(fā)動機,直徑279.4 mm,長1 018.5 mm,外殼等采用鋁制,在-115～-59 ℃溫度范圍內(nèi)仍然可以工作。

為了滿足反艦巡航導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的測試要求,美國海軍航空系統(tǒng)司令部(NAVAIR)提出了土狼超音速掠海導(dǎo)彈(SSST)計劃,鑒于SSST的超音速和低空飛行狀態(tài),軌道科學(xué)公司選用變流量的MARC-R282作為SSST的沖壓發(fā)動機,其直徑為350.52 mm,長3 403.6 mm,采用鋼制成,可攜燃料約227 kg[30],其結(jié)構(gòu)如圖6所示[30]。

圖6 MARC-R282火箭發(fā)動機Fig.6 MARC-R282 rocket motor

NAVAIR進行了高速反輻射導(dǎo)彈(HSAD)項目,旨在改進HARM導(dǎo)彈并增加武器系統(tǒng)射程,如圖7所示[30],HSAD導(dǎo)彈裝備MARC-R290沖壓發(fā)動機,MARC-R290是無噴管助推火箭,進氣口位于氣體發(fā)生器上,各相隔90°,兩個孔蓋位于燃燒器前端,轉(zhuǎn)向控制器安裝在燃燒器后端,電氣硬件內(nèi)置在整流罩進氣管后。節(jié)流氣體發(fā)生器中的固體推進劑短時燃燒,爆發(fā)高推力,產(chǎn)生的廢氣又在燃燒室二次燃燒產(chǎn)生推力。

圖7 HSAD導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)Fig.7 Structure of HSAD missile

德國國防部為了剖析海平面高超音速飛行的物理效應(yīng)及其多邊相互作用啟動了高超高速飛行隊(HFK)計劃[31]。HFK-1彈身為圓柱形,錐形頭部含有錐形穩(wěn)定器和平面穩(wěn)定器,外殼材料為輕質(zhì)的碳纖維增強樹脂,如圖8所示[31]。

圖8 HFK計劃中的火箭發(fā)動機Fig.8 Rocket motor in HFK program

HFK-1采用復(fù)合推進劑,助推器推力比為7∶1,噴管采用鈦合金制成。試驗3枚中最大地面速度1 839 m/s,馬赫數(shù)為5.52。HFK-L2是在HFK-1的前端增加了橫向脈沖控制系統(tǒng),由于質(zhì)量的增加,最大試驗地面速度為1 674 m/s,馬赫數(shù)為5.03。

2.2 雙脈沖固體火箭發(fā)動機

最早的雙脈沖固體火箭發(fā)動機出現(xiàn)在20世紀90年代[32],德國Bayern-Chemie/Protac(BC/P)公司采用可移動分離裝置實現(xiàn)多脈沖,如圖9所示[32]。其原理類似閥門,且內(nèi)含點火器,脈沖藥柱1燃燒時,可移動分離裝置關(guān)閉,脈沖藥柱2燃燒時,可移動分離裝置開啟。

圖9 可移動分離裝置Fig.9 Pulse separation device

基于易碎隔板設(shè)計理念,1994年BC/P公司研制了雙脈沖固體火箭發(fā)動機,如圖10所示[32-33],2個燃燒室通過易碎隔板分離,經(jīng)過不斷改進,最終成功實現(xiàn)靜態(tài)點火。

圖10 采用易碎隔板的發(fā)動機Fig.10 Motor with frangible bulkhead

為推動雙脈沖固體火箭發(fā)動機的發(fā)展,1995年BC/P公司為HFK-1 DIT發(fā)動機的研制進行了新型雙脈沖推力結(jié)構(gòu)設(shè)計工作,其原理如圖11所示[31-34]。為避免燃燒熱量的影響,第一、二脈沖藥柱通過阻熱板隔開,第一脈沖藥柱消耗后,第二脈沖棒狀藥柱被推進燃燒室充分反應(yīng),之后第二脈沖管狀藥柱燃燒做功,該方式有效地提高了燃燒接觸面積,增大了推動力?；谠撛?BC/P公司研發(fā)了可攜帶大載荷的HFK-E0導(dǎo)彈,其以一種基于高氯酸銨、HTPB和3%鋁粉混合形成具有高燃率、低放煙的高性能推進劑為動力[34]。2002年,在輕微逆風(fēng)的地面試驗條件下,HFK-E0的峰值速度達到2 200 m/s,馬赫數(shù)為6.61。

由于HFK計劃的成功,BC/P公司在2004年對雙脈沖發(fā)動機技術(shù)又進行了深入研究,開展了雙脈沖固體火箭發(fā)動機(DPM)設(shè)計和測試[35-40]。DPM長1 985 mm,口徑119 mm,主要包括法蘭、點火器、噴管、脈沖發(fā)動機、脈沖分離裝置(PSD)等部件。如圖12所示[35],點火器2集成在前端法蘭內(nèi),點火器1集成在噴管中。脈沖發(fā)動機1長1 100 mm,壁厚1.45 mm,其前端有激光焊接的法蘭,該法蘭作為與PSD的連接結(jié)構(gòu),脈沖發(fā)動機1采用爆破壓力37.4 MPa、安全系數(shù)2.12的鋼制外殼,含推進劑12.2 kg。脈沖發(fā)動機2長600 mm,其前后兩端都配備了激光焊接法蘭,脈沖發(fā)動機2采用爆破壓力33.4 MPa、安全系數(shù)2.95的鋼制外殼,含推進劑6.5 kg。噴管出口直徑為102 mm,膨脹比為6.84。

圖11 新型雙脈沖推力結(jié)構(gòu)和原理Fig.11 Dual pulse thrust structure and principle

圖12 DPM結(jié)構(gòu)Fig.12 Structure of DPM

在德國國防部的支持下,2006年BC/P公司進行模塊化推力自適應(yīng)導(dǎo)彈(MSA)的研發(fā)工作。如圖13所示[41-42],MSA的發(fā)動機采用了體積、質(zhì)量較小的柔性PSD,該設(shè)計結(jié)構(gòu)可以實現(xiàn)脈沖藥柱以幾乎任意比例的分割[43],能適應(yīng)多類型燃燒室。

美國空地近程攻擊導(dǎo)彈(SRAM)的雙脈沖固體火箭發(fā)動機由洛克希德推進公司生產(chǎn),該發(fā)動機也采用了柔性PSD技術(shù),結(jié)構(gòu)如圖14所示[44]。柔性隔膜將2段燃燒藥柱隔開,在第二脈沖藥柱工作時,柔性隔膜被撕裂,形成兩級工作脈沖。

加拿大國防科學(xué)研究所研制的雙脈沖發(fā)動機直徑約為200 mm,長約1 500 mm,PSD為陶瓷制成的隔板,隔板為碗狀結(jié)構(gòu),凸起面朝向第一脈沖藥柱,如圖15所示[45]。第一、二脈沖藥柱工作時,隔板分別承受壓、拉應(yīng)力[46],由于脆性材料抗拉性能低于抗壓性能,陶瓷隔板破裂。

圖13 MSA的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.13 Motor structure of MSA

圖14 SRAM的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.14 Motor structure of SRAM

圖15 加拿大國防科學(xué)研究所研制的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.15 Motor structure developed by Defence Research Establishment Valcartier of Canada

加拿大布里斯托爾航空有限公司采用陶瓷隔板設(shè)計了雙脈沖固體發(fā)動機,如圖16所示[47],多次成功點火試驗證明了該類型發(fā)動機的可行性。國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)為多脈沖固體發(fā)動機的設(shè)計研究了陶瓷隔板的力學(xué)性能[48],并提出了改進優(yōu)化。

圖16 布里斯托爾航空有限公司研制的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.16 Motor structure developed by Bristol Aerospace Ltd

日本防務(wù)所研制了噴射棒雙脈沖固體發(fā)動機[49],藥柱由帶孔隔板和插在孔內(nèi)的噴射棒隔開,如圖17所示。噴射棒棒身直徑漸變,每個噴射棒裝有O形環(huán)實現(xiàn)密封[50]。第一脈沖藥柱工作時,帶孔隔板被噴射棒堵住,第二脈沖藥柱燃燒時,噴射棒被吹出。

圖17 日本防務(wù)所研制的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.17 Motor structure developed by Japan Defense Agency

北京理工大學(xué)研制了中間噴管雙脈沖固體發(fā)動機,如圖18所示[51],中間噴管處的錐形塞起到藥柱隔燃作用,發(fā)動機兩級推力比較大,但兩級壓強近似。

圖18 北京理工大學(xué)研制的發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.18 Motor structure developed by Beijing Institute of Technology

北京靈動飛天動力科技有限公司自主研發(fā)了直徑180 mm的雙脈沖發(fā)動機,脈沖藥柱時間間隔在0～80 s范圍內(nèi)可調(diào),2018年11月對其成功進行了地面試車,如圖19所示[52]。

圖19 北京靈動飛天動力科技有限公司研制的發(fā)動機Fig.19 Motor developed by SMOTOR

2.3 固體姿控火箭發(fā)動機

美國在尋的攔截器技術(shù)(HIT)計劃中研發(fā)了機動發(fā)動機陣列(MMA),MMA包含56個T形單脈沖固體火箭發(fā)動機,它們以圓周的形式陣列,構(gòu)成內(nèi)外兩排,如圖20所示[53]。MMA質(zhì)量為3 kg,推力3.6 kN,T形發(fā)動機直徑9.7 mm,內(nèi)外圈的T形發(fā)動機的噴管分別通過一個噴管環(huán)實現(xiàn)連接。MMA通過精確控制某個發(fā)動機的點火,實現(xiàn)飛行軌道的修正。

美國在碰撞殺傷計劃中研制的機動轉(zhuǎn)型靈巧制導(dǎo)實驗(FLAGE)導(dǎo)彈采用216個小型固體火箭發(fā)動機實現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整。為了增加攔截器的范圍,又研制了ERINT導(dǎo)彈,與FLAGE導(dǎo)彈相比,遠程攔截器(ERINT)導(dǎo)彈射程更遠、殺傷力更大,但是其用于姿態(tài)控制的固體火箭發(fā)動機(ACM)數(shù)目減少為180個。每圈18個發(fā)動機繞攔截器排列,共10圈,如圖21所示[54],該發(fā)動機推力可達6.0 kN。

圖20 機動發(fā)動機陣列的結(jié)構(gòu)Fig.20 Structure of MMA

圖21 ERINT導(dǎo)彈的姿控發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.21 ACM structure of ERINT

在ERINT導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上,美國又設(shè)計了愛國者PAC-3導(dǎo)彈,該導(dǎo)彈基本繼承了ERINT的技術(shù),但噴管的設(shè)計長度被增加了。PAC-3導(dǎo)彈的姿態(tài)控制也由180個小型固體火箭發(fā)動機構(gòu)成,它們徑向安裝,如圖22所示[55],在工作過程中,可以達到對俯仰和偏航姿態(tài)的控制,從而快速建立攻角。

圖22 PAC-3導(dǎo)彈的姿控發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.22 ACM structure of PAC-3

北京理工大學(xué)設(shè)計了T形脈沖固體火箭發(fā)動機,并且對其進行了內(nèi)導(dǎo)彈研究。如圖23所示[56],T形發(fā)動機主要由燃燒室、點火器、密封圈、噴管、藥柱組成,點火器位于右端燃燒室的頭部,藥柱為復(fù)合改性雙基推進劑。

圖23 北京理工大學(xué)研制的T形發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.23 T-shaped motor structure developed by Beijing Institute of Technology

國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)設(shè)計了由T形脈沖固體火箭發(fā)動機組成的姿控發(fā)動機組,如圖24所示[57]。T形發(fā)動機采用全表面燃燒的單根管狀藥柱,推力可達0.8 kN。

圖24 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研制的姿控發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.24 ACM structure developed by National University of Defense Technology

3 我國固體火箭發(fā)動機的發(fā)展方向及關(guān)鍵技術(shù)

3.1 繼續(xù)向重型運載固體火箭發(fā)動機的研制進行技術(shù)研究

世界各國在航天領(lǐng)域已經(jīng)發(fā)展了許多年,在太空中進行了上千次活動,但是人類探索的范圍始終是微不足道的,進行重型運載和深空探測時,動力是首要滿足的技術(shù)需求,我國直徑3.5 m、推力4 900 kN的整體式固體火箭發(fā)動機打破了歐洲直徑3.4 m、推力4 606 kN的記錄,讓我國整體式固體火箭發(fā)動機的技術(shù)躍居世界前列,同時也為更大噸級固體火箭發(fā)動機的研究積累了經(jīng)驗,但是美歐提出了更大直徑和推力的固體火箭發(fā)動機技術(shù)方案,因此,為了實現(xiàn)火箭運載能力與世界先進水平間的并跑和領(lǐng)跑,必須繼續(xù)攻關(guān)推力更強勁的大型固體火箭發(fā)動機。

3.1.1 大尺寸復(fù)合材料殼體技術(shù)

固體火箭發(fā)動機殼體材料的選擇影響著發(fā)動機的質(zhì)量、性能、成本等因素,航天技術(shù)的發(fā)展對固體火箭發(fā)動機的性能提出了越來越高的要求,由于發(fā)動機工作條件的惡劣,其結(jié)構(gòu)材料適用性范圍越來越小,因此,對新材料和新工藝提出了挑戰(zhàn)。由于復(fù)合材料具有各向異性、不連續(xù)性、不均勻性等力學(xué)特性,針對它的研究和制造比鋼、鋁合金、鈦合金等材料難度大。增強纖維可以提高復(fù)合材料的比強度和比模量,降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量,有效提高火箭的載荷能力,成為殼體選擇材料和研究的熱點方向之一。隨著固體火箭發(fā)動機直徑的增大,要求復(fù)合材料的殼體也隨之增大,但是我國在復(fù)合材料的成形和固化工藝方面仍然面臨技術(shù)瓶頸,且纖維材料的供應(yīng)也不十分充足,這些都限制著殼體的生產(chǎn)。因此,對增強纖維的研制與應(yīng)用應(yīng)與材料的力學(xué)性能、工藝性能、可獲得性等多因素統(tǒng)一考慮,實現(xiàn)我國研制與生產(chǎn)一體化。

3.1.2 大推力固體火箭發(fā)動機總體技術(shù)

在固體火箭發(fā)動機研制的過程中,其設(shè)計的困難程度與發(fā)動機直徑呈非線性關(guān)系,為了使結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、可靠,設(shè)計的數(shù)據(jù)必然會超過安全系數(shù)多倍,甚至?xí)霈F(xiàn)一些冗余結(jié)構(gòu),因此,對大型固體火箭發(fā)動機進行輕量化,達到優(yōu)化設(shè)計的目的是尤為重要的。此外,發(fā)動機的優(yōu)化設(shè)計不是從一方面進行的,而是要兼顧多種參數(shù),以工作壓強、噴管直徑、擴張比等多值聯(lián)合仿真優(yōu)化,實現(xiàn)多參數(shù)的優(yōu)選,并且優(yōu)化設(shè)計也要適應(yīng)目前的加工水平,考慮制造的可實現(xiàn)性。

3.1.3 模塊化與自動檢測技術(shù)

如今許多國家對航天器開展了模塊化設(shè)計與研究,大型固體火箭發(fā)動機也可以效仿,實施模塊化設(shè)計。一方面可以避免現(xiàn)有部件繁多的人力裝配工作;另一方面在發(fā)動機局部位置出現(xiàn)缺陷時,可以進行低成本的更換與維修。在戰(zhàn)時狀態(tài)下,快速進入太空是擁有主動權(quán)優(yōu)勢的關(guān)鍵,為己方偵察衛(wèi)星等提供保護,對敵方衛(wèi)星實施干擾及摧毀,這就要求從部件組裝到整機發(fā)射的周期盡量短,發(fā)動機的模塊化設(shè)計可以有效得到“動力先行”的保證。隨著重型火箭運載能力的不斷提高,固體火箭發(fā)動機越來越大,結(jié)構(gòu)壁厚和裝藥厚度也越來越大,現(xiàn)有設(shè)備很難對發(fā)動機本體結(jié)構(gòu)和裝藥后的整體結(jié)構(gòu)進行檢測,并發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)不足和裝藥缺陷,故需要研制一套健康監(jiān)測系統(tǒng),隨時對發(fā)動機靜態(tài)、運輸狀態(tài)、工作狀態(tài)進行實時監(jiān)控與數(shù)據(jù)傳輸。

3.2 勇于將固體火箭發(fā)動機由整體式向分段式關(guān)鍵技術(shù)轉(zhuǎn)化

分段式固體火箭發(fā)動機要比整體式提供的推力大,美國也因為這方面技術(shù)較強,才能在重型運載方面一直穩(wěn)居世界前列。雖然我國完成了直徑3.2 m、3段式的大型固體火箭發(fā)動機的地面試車,但是這些數(shù)據(jù)和美國、歐洲、印度等國家仍然存在一定的差距,因此,要不斷深化研究分段式固體火箭發(fā)動機技術(shù)。

3.2.1 大型分段對接技術(shù)

隨著裝藥量的增多,固體火箭發(fā)動機的性能也隨之提高,增大發(fā)動機的直徑和長度可以有效提高裝藥量。由于公路、鐵路交通運輸?shù)南拗?發(fā)動機的直徑都近似維持在3 m左右,這就為增長固體火箭發(fā)動機的長度提供了條件。分段式固體火箭發(fā)動機的燃燒室由許多段連接而成,每一段燃燒室都是單獨的模塊,相比整體式,其降低了對產(chǎn)品整體的保障需求,但是由于分段式發(fā)動機的每段獨立燃燒,這對燃燒室的連接提出了較高要求,若連接存在問題,那么發(fā)動機可能會因為燃燒不均勻而發(fā)生爆炸,造成事故。因此,大型分段對接技術(shù)的好壞對發(fā)動機的性能起著決定性的作用。目前許多國家采用U型槽插入、銷釘固定的方式實現(xiàn)殼體的連接,針對多段藥柱絕熱層采用J型對接結(jié)構(gòu)。未來可以將這些結(jié)構(gòu)向更簡單、更有效的形式進行演變。

3.2.2 推力偏差控制技術(shù)

將分段式固體火箭發(fā)動機作為助推器,由于它們之間存在推力偏差,使得火箭在發(fā)射的過程中性能不穩(wěn)定,承受的額外力矩會增加系統(tǒng)控制的難度。各發(fā)動機間點火時間的偏差、燃燒室內(nèi)藥柱燃燒速度的不同、喉襯燒蝕情況的差異等因素都會造成各助推器產(chǎn)生推力不一致的問題。因此,要從藥柱均勻性、材料一致性等工藝方面和合理分配布局的結(jié)構(gòu)方面同時消除推力偏差。

3.2.3 流動穩(wěn)定性研究技術(shù)

固體火箭發(fā)動機若存在燃燒不穩(wěn)定的現(xiàn)象,會使發(fā)動機的性能大打折扣,甚至?xí)l(fā)生爆炸事故。聲渦耦合是其中的誘導(dǎo)因子,其可以使發(fā)動機出現(xiàn)壓強振蕩現(xiàn)象,誘發(fā)燃燒不穩(wěn)定。分段式固體火箭發(fā)動機中藥柱比絕熱環(huán)燃燒速度快,絕熱環(huán)對藥柱的流動產(chǎn)生阻礙,從而出現(xiàn)渦周期性脫落的現(xiàn)象,即使沒有絕熱環(huán)也會產(chǎn)生渦脫落,甚至在連續(xù)藥柱的燃燒表面也會產(chǎn)生該現(xiàn)象。因此,需要開展分段燃燒室結(jié)構(gòu)與流動穩(wěn)定性匹配設(shè)計、發(fā)動機內(nèi)部流動穩(wěn)定性數(shù)值仿真等研究,確保發(fā)動機燃燒穩(wěn)定。

3.3 積極對小型固體火箭發(fā)動機的能量及其分配管理實施探索

武器裝備的發(fā)射與防御是戰(zhàn)場的重要問題,多脈沖固體火箭發(fā)動機比單脈沖結(jié)構(gòu)復(fù)雜,它們的性能因推進劑的不同而不同,多脈沖發(fā)動機的性能更因不同的能量分配方案而存在巨大差異。

3.3.1 新型高能推進劑技術(shù)

在推進劑方面,要進行新型和高能相結(jié)合的能量試驗研究,針對不同用途的發(fā)動機設(shè)計性能滿足、參數(shù)相符的推進劑。如反坦克火箭需要高燃速的推進劑,為了使發(fā)動機短時間釋放巨大能量,一方面國外在推進劑中添加碳硼烷衍生物作為燃速調(diào)節(jié)劑,其性質(zhì)穩(wěn)定,常溫下以液態(tài)分布在推進劑中,但是,碳硼烷合成困難、成本高昂、毒性大等缺點也限制了它的使用,這些缺點也是后續(xù)擴大應(yīng)用的主要研究方向。另一方面,可以利用熱傳導(dǎo)的方法,在推進劑中埋入易燃金屬材料等提高燃燒速率,有研究發(fā)現(xiàn)在CTPB推進劑中放入銀絲,燃速提高了7倍左右,故針對不同成分的推進劑尋找合適的材料、研發(fā)新的纖維結(jié)構(gòu),從物理方法上提高燃速。再者,還可以進行不同的裝藥形式研究,提高發(fā)動機的裝填比,但是裝填比增加會導(dǎo)致通氣面積減小,使發(fā)動機在工作初期承受較高的初始壓強峰,為了降低火箭發(fā)射瞬間的沖擊載荷,需要驗證點火藥量、點火器等點火條件的設(shè)計合理性,還需要對侵蝕燃燒進行數(shù)值模擬和試驗研究。最后,也可以將納米材料作為添加劑或催化劑應(yīng)用在固體推進劑中,從而改變其燃燒性能,其中納米鋁粉已有實際應(yīng)用。相比微米級鋁粉,在不降低推進劑的安全要求和力學(xué)性能時,納米鋁粉可以增強推進劑的均勻性,因此,未來要進一步加大對納米材料的應(yīng)用研究,生產(chǎn)高能推進成分或燃燒氧化催化的新形式。又如戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈和姿控發(fā)動機中,需要低燃速推進劑,常用方法就是添加降速劑來降低推進劑的燃燒速度,有學(xué)者對共聚甲醛和蔗糖八醋酸酯組成的降速劑進行研究,發(fā)現(xiàn)當(dāng)兩者的配比在0.5～2.0時,推進劑燃速最低。因此,一方面要研制新性能的降速劑,不斷地降低燃速;另一方面也要針對兩種或者多種的降速劑組合,實現(xiàn)不同配比下的燃速試驗研究,發(fā)掘優(yōu)化配比。

3.3.2 柔性輕質(zhì)隔離裝置技術(shù)

由于在同等情況下,多脈沖發(fā)動機比單脈沖發(fā)動機速度快、射程遠、作戰(zhàn)能力強,德國HFK系列、MSA導(dǎo)彈和美國SRAM導(dǎo)彈等都是采用多脈沖固體火箭發(fā)動機,因此,它是今后導(dǎo)彈動力系統(tǒng)探索的方向。由于脈沖藥柱間需要通過隔離裝置分開,裝置的剛性太高會使發(fā)動機變重,尤其在大尺寸發(fā)動機方面,質(zhì)量大的缺點尤為突出,在此背景下,柔性隔離裝置的研究應(yīng)用而生。柔性輕質(zhì)隔離裝置是多脈沖發(fā)動機實現(xiàn)功能的重要結(jié)構(gòu),其在第一脈沖藥柱工作時,承受高溫、高壓等惡劣條件,在第二脈沖藥柱工作時,其又需要容易打開。因此,一方面柔性輕質(zhì)隔離裝置在承受高溫高壓下的隔熱密封是需要解決的難題,結(jié)構(gòu)的設(shè)計和材料的選擇也是關(guān)鍵的一步;另一方面它的性能會因所處的溫度、壓力等工作環(huán)境表現(xiàn)出巨大差異,使得破壞延伸率等力學(xué)特性發(fā)生改變,從而影響裝置的失效形式,針對此項材料的特性研究也是十分必要的。

3.3.3 能量分配管理技術(shù)

多脈沖發(fā)動機的性能表現(xiàn)對能量分配方案依賴較大,時間間隔的差異會導(dǎo)致能量分配方案的差別。目前,美法日等國家已經(jīng)將該技術(shù)應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)略武器中,而我國能量分配管理技術(shù)還不成熟。脈沖藥柱之間能量分配受導(dǎo)彈的飛行彈道、控制參數(shù)等影響,以重點關(guān)注的參數(shù)為優(yōu)化目標,通過試驗環(huán)境下的馬赫數(shù)與導(dǎo)彈所受阻力等建立其飛行彈道的運動模型,采用遺傳等算法對目標函數(shù)和變量進行優(yōu)化設(shè)計,從而得到導(dǎo)彈綜合性能最優(yōu)的發(fā)動機能量分配方案。因此,為了最大程度地挖掘固體火箭發(fā)動機的能力,提高導(dǎo)彈性能,有必要對該項技術(shù)進行深入研究。

4 結(jié)束語

固體火箭發(fā)動機是動力系統(tǒng)的核心技術(shù),在50多年的發(fā)展與持續(xù)創(chuàng)新下,該技術(shù)已經(jīng)跨過了設(shè)計研究初級階段,進入技術(shù)愈發(fā)成熟階段。各國無論是針對大型還是小型固體火箭發(fā)動機都進行了差異化設(shè)計與試驗。本文總結(jié)了固體火箭發(fā)動機的技術(shù)成果,分析了我國固體火箭發(fā)動機技術(shù)的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù),為未來固體火箭發(fā)動機的發(fā)展提供了探索方向。