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1、冲压发动机发展现状及其关键技术 张 炜 朱 慧 方丁酉 张为华 (国防科技大学, 长沙, 410073) 摘要 对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析, 论证了我国加快开展冲压发动机及相关技术 研究的必要性。分析了冲压发动机驱动的导弹总体技术、 进气道/ 转弯方式/ 冲压补燃室( 无壅塞式应同时 考虑燃气发生器) 一体化设计、 贫氧推进剂、 燃气发生器、 助推器及转级等方面的关键技术。 主题词 冲压火箭发动机 导弹 冲压喷气发动机导弹 1 前言 随着由先进雷达技术、 预警飞机和预警侦察卫星所组成的立体预警系统以及反导弹系统的应用, 对导 弹的突防能力和生存能力提出了更高的要求。目前人们广
2、泛采用先进的隐身技术( 如采用隐身材料和减 小雷达反射面的结构隐身设计等) 、 减小动力装置的信号特征( 采用少烟或无烟推进剂以提高导弹及发射 平台的隐蔽性) 、 加快导弹的飞行速度( 采用超音速或高超音速飞行的导弹来减少对导弹的防卫时间) 等途 径提高导弹的突防能力。人们希望下一代战略导弹是具有射程远、 精度高、 机动性更好和超音速飞行的先 进战略巡航导弹; 而战术导弹则希望能在防区外发射, 机动性好和超音速飞行。 2 冲压发动机的优势 选择超音速飞行推进系统的几个关键指标是比冲高、 推重比大和推阻比大。火箭发动机与冲压发动 机相比的关键问题是比冲问题。由于火箭发动机自带氧化剂, 而氧化剂又
3、占推进剂总重的 70% 80% , 所以火箭发动机的比冲很低。冲压发动机的比冲比火箭发动机高 4 6 倍。显然冲压发动机远比火箭发 动机优越。冲压发动机与涡喷发动机相比的关键指标是推重比, 尤其是推阻比。在超音速和高超音速 ( Ma= 1. 0 5. 0M) 飞行条件下, 冲压发动机的推重比和推阻比均优于涡喷发动机。虽然冲压发动机在飞 行速度低于 1. 5M 时, 工作效率不很高, 但当飞行速度大于 1. 5M 时( 现在的超音速飞航导弹飞行速度一 般都大于 2M) , 工作效率便超过一般的涡喷发动机。冲压发动机的另一个优点是工作速度范围很宽, 在 1. 5 5. 0M 的范围内它都能有效地工
4、作, 即使是在空气密度很高的海平面, 其最大工作效率也可达 3M。 显然超音速飞行的导弹应优先选用冲压发动机。 另一方面, 冲压发动机驱动的导弹可以巡航飞行状态实现全程有动力飞行, 这将大大提高导弹的机动 性, 从而提高导弹的突防能力及其末端轨道姿态修正能力。 3 冲压发动机推进技术的应用状况 截止 90 年代初, 世界上已有六种冲压和火箭冲压组合发动机驱动的导弹得到应用1。两种第一代冲 压发动机驱动的导弹, 即英国的警犬( Bloodhound) 和中国的 C101。其结构特点是两台并联工作的冲压发 动机位于弹体后部, 采用可分离的固体火箭助推器将导弹加速到冲压发动机起始工作点。 由于这类导
5、弹既庞大又笨重, 大多数限于面空型导弹。美国用第一代冲压发动机驱动的波马克导弹 已于 20 年前退役, 英国的警犬导弹将进入第四个十年服役期, 而我国的 C101 导弹是 80 年代制造的。 )24) 第 21 卷 第 3 期 固 体 火 箭 技 术 Journal of Solid Rocket TechnologyVol. 21 No. 3 1998 收稿日期: 1997 -10 - 05,返修日期: 1998 -02 -17。第一作者: 张炜, 男, 36 岁, 副教授, 研究方向: 固体火箭推进剂及发动机。 表 1 第一代冲压发动机驱动的导弹 Tab. 1 The firs- t ge
6、neration missiles of ducted rocket engine 名 称代 号航程/km马赫数高度/km推进装置设计国 波马克地空导弹 Bomarc7002. 830两台冲压和一台固体助推器美国 警犬地对空导弹Bloodhound 3. 524. 4整体式液体燃料冲压发动机颏下式美国 先进空对空导弹AAAM 370 330. 5整体式固体火箭冲压发动机腹部进气美国 超音速巡 航导弹研 究计划 SCM远程超超低空 整体式火箭冲压发动机、 涡 轮喷气 -火箭发动机 )美国 先进反舰导弹计划AASM远程超掠海整体式火箭冲压发动机)美国 超音速低空靶机SLAT90 100 2. 59
7、整体式液体燃料冲压发动机腹部颏式美国 近程攻击导弹SRAM 400 2)双脉冲固体火箭冲压发动机腹部进气美国 超音速战术导弹ST M1322. 50. 3整体式液体燃料冲压发动机4 个 X 型美国 远程两用导弹研究LRDMM远程高速)冲压或超燃冲压发动机)美国 先进中程空空导弹AMRAAM5 1004)整体式固体火箭冲压发动机)美国 马特拉反舰导弹Matra ANL)整体式固体火箭冲压发动机)法国 未来反雷达/超音速 战术反雷达导弹 ARF/ STAR 100/ 40 150 2 3)整体式固体火箭冲压发动机)法国 阿斯太防空导弹ASTAR8 20 2. 5)整体式固体火箭冲压发动机)法国 远
8、程空对地导弹ASLP 2. 131整体式固体火箭冲压发动机4X 圆型欧州 超音速反舰导弹ANS6 200 2)整体式固体火箭冲压发动机4X 圆型法、 德 轻型反舰导弹ANL30 2掠海整体式固体火箭冲压发动机4X 方型德、 法 超音速反舰导弹SSE)整体式火箭冲压发动机)英国 超音速反辐射导弹X -31)整体式液体燃料冲压发动机4个圆型俄罗斯 超音速反舰导弹Mascket)整体式液体燃料冲压发动机4个半圆俄罗斯 远程空空导弹RWAE/PD)整体式火箭冲压发动机4个俄罗斯 超音速反舰导弹Yakhont)碳氢燃料冲压发动机)俄罗斯 超音速反舰导弹RSB -15)整体式固体冲压发动机)瑞典 超音速反
9、舰导弹Gabriel)整体式火箭冲压发动机)以色列 超音速反舰导弹)整体式火箭冲压发动机)日本 蛇反坦克导弹Neg)火箭冲压组合发动机)印度 已开始服役。 60 年代英国的海标枪( Sea Dart) 和前苏联的 SA -4 是第二代以冲压发动机为动力的导弹。其结构特 点是冲压发动机与固体火箭助推器串联在同一轴线上。当导弹加速至接力点, 冲压发动机开始工作, 助推 器分离。海标枪导弹仍在服役, 它在英阿马岛冲突中发挥了作用。美国的第二代以冲压发动机为动力的 导弹 ) 黄铜骑士也已退役。 上述两种将助推器与冲压发动机分开设置的设计方案既增加了导弹的重量和体积, 同时还会带来其 它问题。如并联助推
10、器设计增加了气动阻力; 而串联助推器的分离则降低了导弹的稳定性。因此人们开 始了将助推器燃烧室与共用的整体式设计方案探索。 第三代冲压发动机驱动的导弹以固体火箭助推器燃烧室与冲压发动机燃烧室一体化 ) 整体式火箭 冲压发动机( IRR) 为其主要特征。整体式火箭冲压发动机在助推器工作段, 将进气道封闭, 而且在冲压燃 烧室的喷管内加一个可产生较高燃烧室压强的喷管; 到达接力点后, 进气道堵盖打开, 助推器喷管抛掉, 冲 压发动机点火、 工作。与前两代以冲压发动机为动力的导弹相比, 第三代导弹具有重量轻、 体积小和性能 好的特点, 并首次被应用用空射型导弹。 首枚第三代整体式火箭冲压导弹是前苏联
11、 70 年代初研制的 SA -6 导弹, 它在 1973 年阿以冲突中首次 应用, 并在对付以色列低空飞行的飞机时, 发挥了很大的作用。法国在 80 年代初第一个用整体式液体冲 压发动机( LFIRR) 驱动的、 防区外反射的超音速空射导弹ASMP 开始服役。 在充分认识到冲压发动机对新一代导弹的重要性以后, 各国纷纷开展对冲压发动机及其应用研 究1 7。目前, 几乎所有拥有导弹开发能力的国家, 如法国、 美国、 英国、 德国、 俄罗斯、 荷兰、 以色列、 南 非、 印度、 日本和我国都积极开展冲压发动机及相关技术研究。 4 几种冲压发动机的比较 冲压发动机按其燃料的物态和贮存燃料的位置可分成
12、三类: 液体冲压发动机( LFRJ) 、 固体燃料冲压 发动机( SFRJ) 和固体火箭冲压发动机( SDR) 。这三类冲压发动机的结构示意图如图 1 所示。 从结构上看, 液体冲压发动机与固体火箭冲压发动机相似, 即燃料贮箱与冲压燃烧室是分开的; 而固 )26) 1998 年 9 月固体火箭技术第 21 卷 体燃料冲压发动机的燃料则贮存于冲压燃烧室内。固体火箭冲压发动机燃气发生器中的贫氧推进剂中含 有氧化剂, 它可以靠自热维持分解、 燃烧。但液体冲压发动机和固体燃料冲压发动机的燃料中则不含氧化 剂, 因此它不能靠自热维持分解、 燃烧。 a. 液体燃料冲压发动机 液体燃料冲压发动机是发展最早、
13、 技术最成熟、 使用较多的一种冲压发动机。它具有液体燃料流量调 节容易实现、 发动机燃烧效率高、 能量高等优点, 但同时存在燃料流量调节系统复杂、 大攻角飞行时燃烧稳 定性差等不足。 图 1 整体式火箭冲压发动机的基本类型 (a)液体燃料冲压发动机(LFRJ); ( b) 固体火箭冲压发动机(SFRJ) ; (c) 固体燃料冲压发动机(SDR) 。 Fig. 1 Fundamental types of integral ramjet and ducted rocket engine b. 固体火箭冲压发动机 固体火箭冲压发动机按其燃气发生器有无喷喉分成两类: 而按其燃气流量是否可调又可分成流
14、量固 定和流量可调的固体火箭冲压发动机。 固定喷喉的燃气发生器中( 亦称壅塞式燃气发生器) 燃烧室工作条件只取决于贫氧推进剂的组成和燃 面、 喉部面积等参数, 而与冲压燃烧室的工作条件基本无关。固定喉径的固体火箭冲压发动机主要问题是 燃气流量不可调, 因此在不同工作高度和马赫数的条件下, 冲压燃烧室实际工作状况与设计工况偏差较 大。该类冲压发动机结构简单、 技术成熟, 在攻角不大的前提下没有熄火的危险, 但当导弹的飞行速度和 飞行高度偏离设计值时, 发动机性能将变差。因此, 它主要用于飞行速度和飞行高度变化不大的导弹, 例 如前苏联 1967 年服役的 SA-6 低空防空导弹。 为了改进壅塞式
15、固体火箭冲压发动机中流量固定的缺点, 人们设法调节该类冲压发动机燃气发生器 的喉径, 从而实现调节燃料流量, 优化冲压燃烧室工作条件的目的。该方案大大提高了发动机性能和发动 机应用的范围, 但它又使发动机系统复杂化, 成本也大大提高, 结构重量增加, 可靠性降低。该方案中长时 )27) 1998 年 9 月张 炜等: 冲压发动机发展状况及其关键技术第 3 期 间工作在高温燃气中的流量调节装置设计是当前需要解决的关键技术。 另一种流量可调的固体火箭冲压发动机采用无壅塞( 燃气发生器无喷管) 燃气发生器设计。该设计可 使燃气发生器的工作压强随冲压燃烧室的压强变化而变化。贫氧固体推进剂在冲压空气的压
16、强下燃烧。 显然, 贫氧固体推进剂的燃速与压强有关。当压强降低时其燃速也降低, 燃气流量也减小。因此, 对于飞 行高度变化引起的大气压强变化和飞行速度变化引起的冲压变化, 无需燃气流量控制系统, 可通过冲压燃 烧室的压强变化自动调节贫氧固体推进剂的燃速和燃气流量, 使发动机在设计状态附近工作, 具有良好的 性能。无壅塞固体火箭冲压发动机的主要问题是当导弹工作条件变化如冲压燃烧室压强逐渐减小时, 有 可能导致燃气发生器的熄火。 无壅塞式固体火箭冲压发动机结构简单、 费用低、 可靠性高, 有自适应调节燃气流量的能力, 可应用于 稍大飞行包络的导弹, 而且贫氧推进剂端面燃烧, 其燃速可通过实验测定, 许多固体火箭发动机的技术可 以应用。法国已研制了用无喷管固体火箭发动机作助推器的整体式固体火箭冲压发动机, 并准备用于新 一代的反辐射导弹 ARF 和轻型反舰导弹 ANL 上, 还计划与美国空军合作把该发动机技术应用到美国的 试验飞行器上。 为了增加流量可调方案中燃气流量的调节范围, 需要尽可
