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)動機的發(fā)展及其在機載戰(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)
介紹了美國機載導(dǎo)彈發(fā)動機的發(fā)展歷程,從推進(jìn)劑、殼體、噴管、點火裝置四個方面簡要介紹美國第一代、第二代和第三代機載導(dǎo)彈的發(fā)動機概況。詳細(xì)闡述美國第四代機載導(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)動機性能和數(shù)據(jù),重點突出其性能的先進(jìn)性和低易損性設(shè)計。最后介紹美國機載導(dǎo)彈發(fā)動機的最新發(fā)展計劃并預(yù)測其發(fā)展趨勢。
固體火箭發(fā)動機;機載導(dǎo)彈;AIM-120;AIM-9X
機載戰(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、 運輸、 裝卸和使用的過程中, 導(dǎo)彈要承受包括點載荷、 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)境給機載導(dǎo)彈的發(fā)動機設(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)動機主要由推進(jìn)劑裝藥、 殼體、 噴管、 點火裝置四個部件組成, 而推進(jìn)劑在發(fā)動機的發(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]。
美國的第一代機載導(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)動機代號為“響尾蛇1A”。 這種發(fā)動機采用質(zhì)量為19.5 kg的八角星形雙基推進(jìn)劑、 高強度鋁合金殼體、 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, 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, 裝有聚丁二烯丙烯酸(PBAA)復(fù)合推進(jìn)劑、 高強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, 但由此帶來較高的尾煙特征, 使導(dǎo)彈和載機容易暴露而受到攻擊。 為此, 美國于70年代中期開始為機載戰(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)動機廣泛應(yīng)用于機載導(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, 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)動機還在點火裝置中增加了1個安全保險機構(gòu)。 1982年起, AIM-9L/9M的發(fā)動機采用少煙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)動機在內(nèi)的鈍感彈藥方針, 并積極實施先進(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)定了試驗條件和準(zhǔn)則[5]。
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。 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, AIM-120C-5開始采用WPU-16/B改進(jìn)型發(fā)動機。 兩種發(fā)動機都采用助推/續(xù)航單室雙推力方案, 由少煙1.3級HTPB推進(jìn)劑、 機電解除保險點火裝置(arm/fire device)、 旋壓高強度鋼殼體, 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
改進(jìn)型發(fā)動機的總長度保持不變, 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
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)動機中采用低易損性設(shè)計, 即在發(fā)動機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)動機的殼體, 使發(fā)動機燃燒室卸壓, 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, 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)動機采用新的帶保險裝置的BKNO3高溫點火器和1個17-4 PH SST/硅酚噴管。 AIM-9X導(dǎo)彈發(fā)動機如圖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
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)動機中, 該發(fā)動機可以通過美軍標(biāo)MIL-STD-2105B中的四種主要試驗項目, 而相應(yīng)的HTPB推進(jìn)劑僅能通過快速烤燃試驗一項[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, 提高末端機動能力, 以及改善火箭發(fā)動機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)動機計劃中已經(jīng)證明的點火保險裝置[8]。
為滿足未來戰(zhàn)爭對空空導(dǎo)彈速度更快、 射程更遠(yuǎn)、 末端機動能力更強, 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”(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-飛行器概念”(VFDR-FVC)項目研究, 目的是對已成功的VFDR項目作進(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, 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)動機的當(dāng)前發(fā)展重點和未來發(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; 點火裝置將進(jìn)一步提高安全性等。 未來機載導(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)動機技術(shù), 如整體式固體火箭沖壓發(fā)動機、 多脈沖發(fā)動機等。 在固體火箭發(fā)動機的技術(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)動機將是未來的發(fā)展趨勢。
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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, 山西運城人, 研究員, 研究方向為精確制導(dǎo)武器情報研究。
V435
A
1673-5048(2016)03-0014-04