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国外整体式固体火箭冲压发动机技术发展研究 刘颖 陆宁 沈欣摘 要：导弹动力装置是决定导弹射程的关键因素 本文通过对当前国外（美国、 俄罗斯、 欧洲）整体式固体火箭冲压发动机的专利技术及应用现状进行详细分析和论述， 在分析基础上总结了整体式固体火箭冲压发动机发展的关键技术， 主要包括燃气流量调节与控制、 高能贫氧推进剂、 结构的热强度及长时间的热防护、 宽域可调进/排气、 导弹与发动机一体化气动外形设计等关键词： 整体式固体火箭冲压发动机; 专利; 燃气流量; 推进剂; 热防护; 气动外形： TJ763; V435 ： A ： 1673-5048（2021）05-0046-070 引 言当前以固体火箭发动机为动力的导弹， 由于推进剂能量的限制， 要想显著提高射程和飞行速度， 必须大幅度增加弹重和体积， 这对于现代导弹来说是难以接受的 整体式固体火箭冲压发动机（简称固冲发动机）能够利用空气中的氧作为氧化剂， 只携带少量固体燃料， 可大大提高推进剂的比冲， 显著增加射程 在确定的飞行条件下， 相比固体火箭发动机其比冲提高了3～5倍[1]固冲发动机， 也叫管道火箭（Ducted Rocket）， 与固体火箭发动机不同的是， 固冲发动机的燃烧室里有由进气道传输来的空气， 以及从燃气发生器（即独立的火箭发动机）传输来的一次燃烧产物的高速射流， 在燃烧室内经燃烧组织而产生确定喷射效果的同时， 一次燃烧产物与空气掺混燃烧。

固冲发动机是一种组合发动机， 实现了燃气发生器内和燃烧室内的两个工作过程 因此固冲发动机兼有冲压发动机和火箭发动机二者的优点， 是新型超声速导弹的理想動力装置 欧洲“流星”导弹的研制成功使固冲发动机在空空导弹上的应用获得实质性进展， 射程达到100 km以上， 从而掀起了各国对固冲发动机研制的热潮[2-3]1 国外研究及应用情况从国内外公开发表的文献和专利来看， 当前国际上在固冲发动机技术研究方面走在前列的是美国、 俄罗斯、 德国及日本等国1.1 美 国1.1.1 应用情况2005年左右， 美国在固冲发动机领域开展了3项大型计划——超声速掠海靶弹（SSST）计划、 高速反辐射导弹验证（HSAD）计划以及变流量固冲发动机-飞行器概念（VFDR-FVC）计划， 这3项计划都旨在验证固冲发动机技术成熟度， 以及应用于实际型号的可行性 [4-5]已经投产的GQM-163A“丛林狼”（Coyote）超声速掠海靶弹（SSST）（见图1）采用航空喷气公司的MARC-R282固冲发动机实现了掠海远程持续机动飞行 MARC-R282冲压发动机包括燃气发生器、 4个二元进气道、 级间舱、 节流控制阀、 燃料喷嘴、 燃烧室和冲压喷管。

发动机直径为0.35 m， 长3.4 m 高速反辐射导弹验证（HSAD）计划是为了通过飞行试验验证空射冲压推进技术， 从而验证MARC-R290固冲发动机在“哈姆”导弹改型上应用的可行性 冲压发动机的进气道系统包括2个呈90夹角的二元矩形进气道和两个安装在补燃室头部的铰链式堵盖[6] 变流量固冲发动机-飞行器概念（VFDR-FVC）计划是研究VFDR项目中的发动机与满足F-22战机弹舱的导弹弹身的兼容性 该计划设计了一种安装在弹体后部的新型进气道， 并进行了风洞试验， 使未来的战术导弹可以实现内部挂载20世纪90年代， 美国空军开展了用变流量固冲发动机升级AIM-120空空导弹的概念研究 2010年， 美国国防预先研究计划局发起的“三目标终结者”（T3）项目， 旨在用同一种导弹替换AIM-120导弹和AGM-88反辐射导弹， 同时增加摧毁小型目标和隐身巡航导弹的能力 T3项目采用固冲发动机为动力装置， 拥有较高的平均速度 2014年， T3项目出人意料地中止了， 推测可能在某些保密的预算项目中继续开展研制 据媒体报道， 2020年2月27日， 美国波音公司在美国空军协会主办的2020年空战研讨会上公开展示了T3导弹模型， 也即意味着T3导弹项目已被重启[7-8]。

1.1.2 研究情况虽然目前美国并没有导弹型号实际采用固冲发动机， 但美国多个公司在固冲发动机的研究方面进行了积极探索例如： 美国Aerojet Roctetdyne公司Patrick等人的专利《Selectable ramjet propulsion system》（《可选择的冲压喷气发动机推进系统》）US9726115B1（2017.08.08）[9] 该专利发明了一种用于推进火箭或导弹的可选择的冲压喷气发动机推进系统， 包括与助推器相邻的燃气发生器 燃气发生器和助推器之间安装有易碎膜 助推器和燃气发生器可以按照正常顺序工作， 也可以同时工作来实现短程内推力的增加 火箭或导弹上的逻辑电路可根据与目标的距离是否超过阈值来确定易碎膜的爆破时间该发明特征是， 当目标在短距内（小于阈值距离）时， 发动机能够燃烧助推燃料和冲压发动机的燃料 当不需要远程能力时， 冲压发动机能够接近火箭发动机的推进性能图2给出了现有技术中已知的可变流量固冲发动机， 包括头部12、 战斗部14、 燃气发生器16和燃烧室18 燃料量控制阀20设置在燃气发生器16与燃烧室18之间 在助推段， 燃烧室18填充了推进剂22， 用作在高压（标称值为2 000 psia）下工作的带喷管或无喷嘴的助推器。

当推进剂22燃尽时， 打开内部堵盖24和外部堵盖26使空气通过进气道28进入 在冲压发动机的巡航阶段， 燃气发生器16启动， 产生冲压发动机燃料 燃料30通常是端面燃烧药柱 燃气发生器产生的气态产物通过阀门34的节流出口32排出， 阀门34控制工作压力和所产生的燃料量 典型的燃气发生器16的工作范围是200～2 000 psia 取决于飞行高度和马赫数， 典型的燃烧室18的工作范围是112～200 psia流量调节器2内部形成环形通道， 其横截面积逐漸变化， 通道内把气流加速至马赫数0.9 在固定垫片和调节元件之间形成通道的临界截面， 调节元件经过中心轴16由传动装置带动 在临界截面后形成横截面面积可变的通道， 与流量调节器环形喷口格栅中的孔连通 这些孔轴倾斜与发动机中心纵轴成45～135 环形喷口格栅中孔最好做成可形成闭合（环形）扇形喷流， 或在空气流中加速到声速或超声速的离散式喷流系统的形式 这样可增大固体燃料燃烧产物与空气掺混过程的剧烈程度， 从而改善混合物的燃烧燃烧室和出口喷管的形式可做成扩张锥形， 燃烧室可做成带有开口角度为5～7的锥形， 可保证加速空气和固体燃料燃烧产物混合至低超声速（Ma=1.2～2.0）， 喷管可做成开口角度为30的扩张锥形， 可保证连续加速射流到Ma≥4。

燃烧室和出口喷管可按照能保证横截面面积平稳变化的曲线设计成型此外， 为了保持燃烧产物温度稳定， 燃气发生器内的自由容积通常通过燃气发生器内固体燃料药柱的位移来保证1.3 欧 洲1.3.1 应用情况欧洲合作研制的“流星”空空导弹是以固冲发动机为动力的新一代空空导弹 经过成功的飞行试验并定型， 使固冲发动机在空空导弹的应用上获得了实质性进展 随着“流星”导弹的成功和由此带来的示范效应， 冲压发动机在空空导弹上的应用前景也将非常光明[15-16]流星”空空导弹的动力装置是由德国拜恩化学公司研制的固体燃料变流量火箭冲压发动机， 具有腹下双槽式进气道的非轴对称的气动布局 在设计上采用了双下侧矩形多激波进气道， 互成90配置 该动力装置可使“流星”导弹在命中目标之前一直具有动力推进， 确保导弹以最大的速度飞行， 并在最后拦截时具有最大的机动能力， 从而减少了目标规避导弹的机会， 据称其不可逃逸区是其他超视距导弹的3倍还多 [17-18] 其发射模拟图如图6所示德国曾有装备固冲发动机的新型反辐射导弹ARMIGER的研制计划， 导弹总质量约为220 kg， Ma=2～3时的最大飞行距离约为200 km。

高精度导引系统保证了导弹质量较小时能达到远的射程（目标命中精度可达1 m） 因此可以把战斗部的质量减小到20 kg ARMIGER导弹计划装备四槽式轴对称进气道[19-20]1.3.2 研究情况欧洲以德国为代表， 其弹用固冲发动机的研究处于世界领先地位， 但其相关技术研究专利也基本处于保密阶段德国早期就有零星专利进行固冲发动机的研究， 例如： 德国阿斯特里厄姆公司（Astrium GmbH）Herbert Engel等的专利《Solid fuel propulsion system for a ram jet rocket》（《用于装有冲压喷气式发动机火箭的固体燃料推进系统》）US6405526B1（2002.06.18）[21]该专利发明了一种用于装有冲压喷气式发动机火箭的固体燃料推进系统， 如图7所示， 包含有由筒状壳体2包围的燃烧室B、 位于燃烧室B前端的燃气发生器G（由筒状壳体1包围）， 燃气发生器用于从固体燃料中产生可燃气体， 燃气流量调节器R设置在燃气发生器G和燃烧室B之间， 调节从燃气发生器G到燃烧室B的燃气流量 推进系统具有中间部分4， 燃气流量调节器R包含在该部分内。

中间部分以承重方式与燃烧室壳体2和燃气发生器壳体1连接， 包含有密封燃气发生器G的第一压头8和密封燃烧室B的第二压头9 在压头8和9之间放置一个基座单元， 该基座单元包含燃气流量调节器R， 并支撑压头8和92 关键技术当前世界军事强国对弹用固冲发动机技术的研发非常重视， 也突破了多项制约性的关键技术， 但受限于某些关键技术的工程化解决， 以及出于成本的考虑， 因此国外固冲发动机也并没有大量进入型号应用 当前弹用固冲发动机亟待突破的关键技术包括： 燃气流量调节与控制、 高能贫氧推进剂、 结构的热强度及长时间的热防护、 宽域可调进/排气、 导弹与发动机一体化气动外形设计等2.1 燃气流量调节与控制技术目前各国在研的固冲发动机大都具有燃气流量调节能力 为达到根据飞行器飞行轨道优化固体燃料流量的目的， 国外有采用带有固体燃料燃烧产物流量调节阀的燃气发生器来改进现有固冲发动机的做法， 调节过程的特点在于， 不仅能改变燃料流量， 而且能以最优的形式进行燃料分配从而实现燃烧室内燃料的充分燃烧， 也就是说， 调节过程与发动机内工作过程的组织有关 [22-23]对于超视距空空导弹的应用来说， 为了满足机动攻击和作战任务多样化的要求， 导弹飞行速度范围相应变宽。

当海拔高度一定时， 因速度变化导致进气道捕获空气质量流量变化大， 为保证发动机具有良好性能， 也必须调节燃气发生器富燃燃气流量， 以保证固冲发动机在最佳空燃比附近工作 燃气流量能否调节直接决定了固冲发动机性能的好坏， 目前关于燃气流量调节的方案主要有固定流量式、 壅塞式、 非壅塞式三种 通过采用各种燃气流量的调节方法实现对燃气发生器中压力的闭环控制， 从而满足燃气发生器流量调节的快速、 精准、 大调节比控制 [24]2.2 高能贫氧推进剂技术对于体积有限的导弹来说， 其装配的固冲发动机应采用高能推进剂， 以减小发动机的体积和质量 其中较有前途的是含硼富燃料固体推进剂和碳氢富燃料推进剂 “流星”空空导弹采用的是德国拜恩化学公司研制的含硼推进剂 “流星”导弹固冲发动机的推进剂配方含硼量达40%， 热值60.1 MJ/L， 燃速4～ 21 mm/s， 压力指数0.3～0.55， 燃气流量调节比大于12∶1 [25]在火箭冲压发动机中， 除了固体燃料外， 原则上也可以使用膏体燃料 膏体火箭冲压发动机的工作顺序类似于固冲发动机 从结构上来说， 膏体火箭冲压发动机是比固冲发动机更复杂的发动机。