固体火箭发动机及推进剂技术发展概述湖北航天补技第 1 期固体火箭发动机及推进剂技术发展概述中国三江航天集团江河厂刘霄吕南胡化克摘要简述 7 固体火箭发动机及固体推进剂技术的发展和应用情况,概要地介绍 7固体火箭发动机设计及固体推进剂技术的未来发展趋势.主舾词固体火箭发动机固体推进剂设计技术发展和应用1 前言固体火箭发动机及推进剂技术已走过了几十年的发展历史特别是八十年代来,航天领域的战略导弹固体化及火箭发动机的广泛应用,固体火箭技术得到了全面的发展和进一步的完善,进入了一个更高的阶段提高性能减轻质量,降低成本,延长工作寿命,提高效费比和可靠性是其发展方向.其中,战略导弹发动机向小型化,机动化方向发展;航天飞机助推器向大型化,高可靠性方向发展;战术导弹发动机向标准化,模块化,通用化,多样化,高性能及强环境适应能力方向发展.2 固体火箭发动机设计技术2.1 整体结构设计技术国外近年来开展了整体固体火箭发动机设计的研究.所谓整体设计其概念就是将飞行器各级发动机组合为一体,取消级间段,减少结构部件,缩短飞行器长度,降低其质量,使其射程增加.根据有关报道,整体结构设计技术可使发动机射程比同体积的常规结构增加约20～30;比相同质量的常规结构增加约 5～10.整体结构固体火箭发动机设计技术途径多样如将多级发动机的前封头隐藏于上一级发动机喷管的出 El 锥内2.2 装药设计技术2.2,l 大型战略导弹固体火箭发动机装药设计装药设计技术进一步向提高装填密度,减少剩药和应力方向发展.为此,广泛采用翼柱形或锥形的三维结构装药.三维结构装药,燃烧室通道内气动力问题复杂,研究课题很多.三维药型设计是今后装药设计发展的主要方向之一药型设计方面,对于长径比很小的航天顶级发动机可采用柱槽或锥槽药形,头端均为满装药对于长径比很大的大型航天发动机,其助推器可采用分段装药设计,药型前部大多采用星形,后部多采用圆锥式中心孔状,主要是为适应发动机装药工艺制造和避免燃烧产生的侵蚀峰.2.2.2 战术导弹匿体火箭发动机装药设计?收藕日期,2000—5—1o27—湖北航天科技第 1 期装药设计采用星型为主,向高装填系数药型过渡,采用组合药型相结合,以实现能改变推力方案.并保持高性能的目的.小型固体火箭发动机助推器,用于弹道修正的脉冲发动机,起飞或发射发动机.多采用肉厚的单根或多根管形装药这类发动机装药设计技术的关键就是点火快速,尽量减少并避免燃烧侵蚀峰,降低碎药率.对于反坦克导弹,速度很高的动能弹其发动机发展趋势和设计要求是:结构简单,弹道优化其燃烧室大多采用单室双推力的固体发动机.推力比较高,推力平稳,燃烧效率高是该类发动机高品质设计的关键 2.3 壳体设计技术2.3.1 新壳体材料的采用大型战略导弹固体火箭发动机的壳体材料向高强度比的全复合材料化方向发展.纤维缠绕的复合增强材料由高强度,高模量及低密度的纤维及性能良好的树脂构成.它的使用可以提高发动机的质量比 8O 年代以来,美国等国家的一些导弹型号采用了这类材料早期战术导弹固体火箭发动机的壳体材料大多选用高强度合金钢,如 D6AC 钢以及马氏体时效钢或钛台金材料如 6AL 一 4VD6AC 钢属于低合金超强度钢,比强度 2.0 左右,其成本低.工艺成熟.马氏体时效钢属于超低碳高合金钢,工艺性能优良,但成本很高.美国的中 6.6,3.96M 大型火箭发动机使用了该类材料.日本的 M 一 5 火箭第一,二级也采用了它,印度的西 2.8M 的 PSLV 运载火箭第一级使用了 250 级的 18Ni 马氏体时效钢,其抗拉强度达到1765MPa 左右此外.由钛合金与铝合金以及纤维缠绕的复合增强材料式壁壳体正在研究和发展中.值得注意的是;今后 ,聚合物基结构材料,聚合物功能材料,碳基和陶瓷基复合材料,纳米材料和智能材料将是研究和发展的方向和重点.2.3.2 壳体设计极限理论不根据最大压强而采用低于最大压强又稍高于平衡压强来设计发动机壳体,目的是减小壳体壁厚,降低发动机结构质量.另外,壳体绝热采用低密度及增强纤维新材料如二氧化硅填充的低密度三元乙丙橡胶(EPDM),新研制的高性能的芳纶类及碳纤维材料 .前苏联的 ss 一 24,ss 一 25 洲际导弹使用了芳纶类聚合物基结构材料2.4 喷管设计技术轻型化,简单化,目的在于提高性能,降低质量并增强可靠性大型战略导弹固体火箭发动机采用深潜入喷管或能伸延喷管等技术.喷管材料用轻质,耐烧蚀的碳/碳复合材料.如多维编织的碳/碳喉部与入口段整体式结构 ,出口锥薄壁化,目的在于起到降低质量,简化结构的作用.25 火箭推力控制技术的改善及发展可控性能是固体火箭发动机设计的难点及重点.尤其是多次点火起动和推力大小控制较推力矢量控制更难实现.推力矢量控制主要是喷管优化设计柔性喷管或液浮式喷管性能优良,大有取代燃气舵,偏流环和摆动喷管的发展趋势.近年来,发端于美国的全碳/碳热型喷管,结构简单,质量轻,摆角大.代表了未来推力矢量控制的发展方向.目前,摆动喷管和二次喷射的研究更加成熟.此外,火箭推力控制方案诸如推力大小控制方案等也在研究之中.一28—_湖北航天科技第 1 期2.6 计算机辅助设计随着电脑技术的广泛应用于固体火箭发动机设计工作中.大大地提高了发动机设计的质量和效率,缩短了研回期,降低了成本,并提高了发动机的可靠性.尤其是发动机性能仿真的应用使发动机性能预估信实现.例如,着名的美国空军火箭发动机推进实验室编制的SPP 等计算机程序.它采用了许多经验得到的经验或半经验公式来进行预估计算 ,并结合发动机的理论性能来修正设计参数.其发动机性能预估精度很高,预估值与实际值的相对误差可小于±0.5 甚至±0.3 近年来,国内外开胜的对发动机性能的仿真研究,以及对燃速相关性,能量相关性,烧蚀相关性和缩比发动机的模拟.大大地提高了发动机设计的质量水平.3 固体推进剂 固体推进剂的发展在近二,三十年极为迅速,原因固然很多.但晟主要的应归功于现代聚合物化学的兴起和发展.由于战略导弹小型化,发射隐蔽,机动性,以及战术导弹突防及信号,射程,机动性等综合性能的要求使固体推进剂向着提高能量及密度,降低制药成本的方向努力.因此,近年来固体推进剂的发展主要致力于下面三个方向:高能化; 高燃速;少烟或无烟化.3.I 高能推进剂近年来,HTPB,NEPE 推进剂更加广泛地应用在战术,战略导弹和航天领域.为了适应它们的发展要求,各国都在积极探索并开发新型的推进剂材料.其中,美国更是在新能量材料上投入了很大的力量,并在高能量密度材料上取得了成绩前苏联的 AND 及 AIH 高能量密度材料已达到了批量生产水平,其成果甚至超过了西方.3.L1 硝酸酯增塑聚醚聚氨酯(NEPE)推进剂该类推进剂采用粘合剂;PEG(Polyethleneglyco1)聚乙二醇,PAO(Polyalkykneoxide) 聚亚烷基氧化物聚氧化乙烯,PET(Polyethyleneoxide—tetrahydrofurancopolymer)环氧乙烷四氢呋喃共聚醚.推进剂的比冲比 HTPB 推进剂比冲高 8s.该类推进剂最早由美国 70 年代后期研制成功.特点是具有高的能量,宽的温度适应范围及较好的低温延伸率.密度范围在 1.85～1.87×10kg/cm 之间燃建可调范围在 5～30mm/s 之间.燃烧率达96,使用寿命长达 25 年,理论比冲高出 HTPB 复合推进剂 lo 左右它代表了现在推进剂的装药水平.3.L2 缩水甘油叠氮化合物聚醚型(GAP)推进荆由于含叠氨基团(一 N,)的脂肪族分子结构稳定 ,含叠氮基的 GAP 具有正的生成热,其密度比 HTPB 牯合剂高约 40 左右,而且它对摩擦,冲击不敏感,因此,其能量更高,安全性更好;且尾气产物主要是 CO,N:,H:,少可见烟和产生红外信号的 H.O 及 CO 产物,又具有低信号特征性;同时,该类推进剂由于加入了硝胺炸药 (HMX,RDX)等高含能氧化剂,其燃温低于 HTPB 推进剂,从而也减少了燃气对微波的衰减.该推进剂原材料来源可靠,燃速可大范围调节,还特别适合于燃气发生器及脉冲发动机.3.1_3 含硼及含铍推进剂一29—湖北航天科挂 1 期硼由于其热值高,燃气洁净,它的研究已广泛展开,该类推进剂可大幅度地提高火箭发动机的比冲并能减少燃烧二相流损失.3.2 高燃速推进剂复合固体推进剂燃速是固体火箭发动机设计的重要性能参数之一.不同设计要求的固体火箭发动机所需的推力时间曲线,推进剂比冲,药型是不一样的,它们对推进剂燃速的要求也就不同有的飞行器要求快速助推,制动及分离.因此,只有研制出不同燃速的推进剂配方,才能满足不同性能的固体火箭发动机的需要.高燃速推进剂配方的研制依然存在很多问题,诸如高燃速催化剂成本价格高,及合成较难,超细氧化剂的粉碎,保存,混合工艺安全性等.3.2.1 高燃速推进剂调控主要手段高燃速调控主要有物理和化学的方法物理方法主要是选用超细粒度氧化剂,制备发泡多孔型推进剂与内埋导热好的金属丝等.化学方法主要是加入燃速催化剂如二茂铁类衍生物或碳硼烷化合物,氟化物,硼氢酸基混合物等.目前,加入燃速催化剂和超细粒度氧化剂的推进剂燃速可达 100mm/s 左右;发泡多孔型推进剂的燃速可达几米每秒但现在实际投入 使用的推进剂燃速并投有达到如此高的水平目前实际投入使用的固体火箭推进荆高燃速配方燃速范围大约在 35～45mm/s 左右3.3 少烟及无烟推进剂推进剂排气羽姻对可见光,红外,激光和微波等信号产生衰减,干扰制导,暴露自身少烟及无烟推进剂能够提高推进剂的能量,减少排气羽烟,降低推进剂及发动机的信号特征,提高导弹隐身能力,突防能力和生存能力.3.3.1 步烟及无烟的技术途径a.减少 AP 含量(减少氯化氢含量 ),提高氧化剂含量(提高推进剂燃烧的完全程度,减少不完全燃烧产物的含量)b.减少金属添加剂含量(降低金属氧化物的含量 )c.降低燃气出口温度( 降低燃烧产物的离解程度)d.加电子捕获剂.加硝胺(HMX,RDX)部分取代 AP,减步 AP 含量.e.改性双基推进剂如复合改性双基(CMDB), 交联改性双基 (XLDB)及复合双基(CDB)等f.比 i 巾提高:加入奥克托今(HMX) 和(RDX),提高配方固体含量,增加能量密度达到提高射程的目的合适的高分子粘合剂,或加入合适的键合剂来改善配方的力学性能.其中降低铝粉和高氯酸铵在配方中的含量是少烟化的主要技术途径今后固体推进剂的应用及研究是向高能及无烟化结合的方向发展,进一步提高推进剂的综合性能.3.4 推进剂燃烧理论及实验固体推进剂燃烧理论包括稳态燃烧,燃烧瞬态及过渡,燃烧不稳定及加速度效应,燃烧转爆轰等.(下转第 38 贾)一30—2001 点湖北航天科技第 l 期4.2 重点开展结构吸波材料的吸收机理,结构形式,吸收体,复合工艺及吸收性能等方面的研究,等取得数据后.以确定材料配方及工艺,达到最好的隐身效果4.3 实现宽频段,全方位,多功能急身将成为全国隐身技术研究的总趋势.参考文献1 飞航导弹材料.宇航出版社.2 情报简讯.中国三江航天集团科研基础部情报处.2000(5,6,7).3 植村.益次主编.纤维增强塑料设计手册.4 复合材料学.武汉工业大学.5 程莲娣.国外伪装结构用复合隐藏身材料.航天工业总公司.6 罗发等.结构吸波材料中纤维的电性能和吸波性能.西北工业大学凝固技术国家重点宴验室.(责任编辑丁茵)￡,(上接第 30 页)3.4.1 研究稳态燃烧主要方式就是建立燃烧模型 ,通过模型的简化处理.应用数学工具探索推进剂的燃烧规律及燃速与压强的相互关系,以得到在工程上具有实用价值的计算公式.3.4.2 非稳态燃烧多年来作了大量的工作.如性声不稳定方面对声波运动的线性分析,声增益及声阻尼问的相互作用,非声振不稳定燃烧方面的理论预估等.而且,研究发动机燃烧不稳定的测量技术手段及装置都有了很大的发展. 3.4.3 检测技术手段的多样性,为固体推进剂燃烧机理的研究奠定了基础,。