馬 帥,郭健鑫,周 磊,朱子環(huán)

(北京航天試驗(yàn)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(guó)家都在積極嘗試、探索的領(lǐng)域,它的先進(jìn)性決定著國(guó)家軍事實(shí)力的強(qiáng)弱,20世紀(jì)以美蘇為首的兩個(gè)大國(guó)在導(dǎo)彈、運(yùn)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(guó)躋身成為世界一流航天強(qiáng)國(guó)是我國(guó)航天事業(yè)發(fā)展的目標(biāo),發(fā)展航天,動(dòng)力先行,這是我國(guó)探索空間的能量源泉,也是世界各國(guó)進(jìn)行空間活動(dòng)的力量之源。小型火箭適應(yīng)性強(qiáng),可以軍民兩用,具有多種發(fā)射形式,在未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)和自然災(zāi)害觀測(cè)等民用領(lǐng)域上的價(jià)值不可小覷。隨著人類(lèi)太空探索的擴(kuò)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(jìn)行拓展與探測(cè),在此背景下,迫切需要小型火箭向大型火箭轉(zhuǎn)型,同時(shí)也急需新形式、更高效、短時(shí)釋放大能量的推進(jìn)劑[1-2]。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為武器和航天器的動(dòng)力系統(tǒng)已經(jīng)超過(guò)50年[3],其較液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單[4]、推力大,且固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)動(dòng)性能好、可靠性高、貯存時(shí)間長(zhǎng)[5],這些優(yōu)點(diǎn)讓其在航天領(lǐng)域中占據(jù)相當(dāng)比例,尤其是作為運(yùn)載火箭的助推器。

本文基于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn),重點(diǎn)概述了大小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)進(jìn)展,整理和對(duì)比了作為運(yùn)載火箭助推器的大型整體式、分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)指標(biāo),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(dòng)機(jī)的研究成果,指出了未來(lái)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)探索方向,可為我國(guó)航天動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究提供參考。本文使用的縮略詞見(jiàn)表1。

1 大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

1.1 整體式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

20世紀(jì)50年代美國(guó)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(yùn)載火箭[6]。飛馬座、雅典娜都采用三級(jí)直徑相同的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[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(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)助推[9],一級(jí)直徑最大,二至四級(jí)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(jí)版安塔瑞斯才發(fā)射成功。米諾陶?qǐng)?zhí)行過(guò)25次航天活動(dòng),成功率100%,現(xiàn)有5種成熟型號(hào)。簽訂《削減戰(zhàn)略武器條約》后的俄羅斯通過(guò)導(dǎo)彈改造研制了起飛號(hào)運(yùn)載火箭[10],起飛號(hào)采用四級(jí)全固體助推,1993年試飛失敗,1997年將美國(guó)商業(yè)衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。1998年歐洲開(kāi)展了用于小載荷運(yùn)載的織女星固體火箭項(xiàng)目[11],織女星采用四級(jí)助推,前三級(jí)為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),第四級(jí)是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),2012年首飛成功,至今執(zhí)行過(guò)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(jí)固體助推的低成本艾普斯龍運(yùn)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(guó)航天事業(yè)起步晚,但是發(fā)展速度快,2021年我國(guó)自主研制的推力處于世界第一的發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)成功,其直徑3.5 m,能攜帶燃料150 t,推力可達(dá)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(jìn)技術(shù)。

典型整體式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的發(fā)展Fig.1 Development of integral solid rocket motor

表2 整體式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)

續(xù)表

1.2 分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

20世紀(jì)60年代美國(guó)形成了大力神、宇宙神、航天飛機(jī)和戰(zhàn)神等系列的分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[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(jī)空間運(yùn)輸系統(tǒng)在1972年提出,采用4段式RSRM助推,由于預(yù)算嚴(yán)重超支,航天飛機(jī)在2011年退出歷史舞臺(tái)[15],期間共執(zhí)行135次任務(wù)。為了進(jìn)行載人深空探測(cè),2011年美國(guó)提出太空發(fā)射系統(tǒng)(SLS)計(jì)劃,其采用固體5段式助推,由RSRM改進(jìn)演變[16],SLS可以超重型運(yùn)載,技術(shù)更為先進(jìn)。1973年歐洲航天局提議阿里安系列運(yùn)載火箭項(xiàng)目,截至2011年成功研制了5種型號(hào),其發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和性能與SRMU相似[17]。由日本完全技術(shù)獨(dú)立研制的大型運(yùn)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(yùn)載火箭(GSLV) Mk-3[21],GSLV Mk-3運(yùn)載能力比極地軌道衛(wèi)星運(yùn)載火箭強(qiáng)[22],其捆綁助推器S200性能參數(shù)位于世界前列。我國(guó)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(dòng)機(jī)地面熱試車(chē)[23]。

分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的發(fā)展Fig.2 Development of segmented solid rocket motor

表3 分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)

2 小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

2.1 單脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

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

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

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

圖4 第66號(hào)空軍工廠生產(chǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.4 Motors produced by the 66th Air Force Plant

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

圖5 MK系列和Maverick火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(tái)通過(guò)改變推進(jìn)劑藥柱徑向槽來(lái)調(diào)整推力剖面的戰(zhàn)術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)。AGM-45反雷達(dá)伯勞鳥(niǎo)導(dǎo)彈的MK-39火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與MK-38具有相同的外形尺寸和推進(jìn)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(dòng)機(jī),直徑279.4 mm,長(zhǎng)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(cè)試要求,美國(guó)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(jì)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(dòng)機(jī),其直徑為350.52 mm,長(zhǎng)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(dòng)機(jī)Fig.6 MARC-R282 rocket motor

NAVAIR進(jìn)行了高速反輻射導(dǎo)彈(HSAD)項(xiàng)目,旨在改進(jìn)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(dòng)機(jī),MARC-R290是無(wú)噴管助推火箭,進(jìn)氣口位于氣體發(fā)生器上,各相隔90°,兩個(gè)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(jìn)氣管后。節(jié)流氣體發(fā)生器中的固體推進(jìn)劑短時(shí)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(guó)國(guó)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(dòng)了高超高速飛行隊(duì)(HFK)計(jì)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(qiáng)樹(shù)脂,如圖8所示[31]。

圖8 HFK計(jì)劃中的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.8 Rocket motor in HFK program

HFK-1采用復(fù)合推進(jìn)劑,助推器推力比為7∶1,噴管采用鈦合金制成。試驗(yàn)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(yàn)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(dòng)機(jī)

最早的雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)在20世紀(jì)90年代[32],德國(guó)Bayern-Chemie/Protac(BC/P)公司采用可移動(dòng)分離裝置實(shí)現(xiàn)多脈沖,如圖9所示[32]。其原理類(lèi)似閥門(mén),且內(nèi)含點(diǎn)火器,脈沖藥柱1燃燒時(shí),可移動(dòng)分離裝置關(guān)閉,脈沖藥柱2燃燒時(shí),可移動(dòng)分離裝置開(kāi)啟。

圖9 可移動(dòng)分離裝置Fig.9 Pulse separation device

基于易碎隔板設(shè)計(jì)理念,1994年BC/P公司研制了雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),如圖10所示[32-33],2個(gè)燃燒室通過(guò)易碎隔板分離,經(jīng)過(guò)不斷改進(jìn),最終成功實(shí)現(xiàn)靜態(tài)點(diǎn)火。

圖10 采用易碎隔板的發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.10 Motor with frangible bulkhead

為推動(dòng)雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展,1995年BC/P公司為HFK-1 DIT發(fā)動(dòng)機(jī)的研制進(jìn)行了新型雙脈沖推力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(guò)阻熱板隔開(kāi),第一脈沖藥柱消耗后,第二脈沖棒狀藥柱被推進(jìn)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(dòng)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(jìn)劑為動(dòng)力[34]。2002年,在輕微逆風(fēng)的地面試驗(yàn)條件下,HFK-E0的峰值速度達(dá)到2 200 m/s,馬赫數(shù)為6.61。

由于HFK計(jì)劃的成功,BC/P公司在2004年對(duì)雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)又進(jìn)行了深入研究,開(kāi)展了雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(DPM)設(shè)計(jì)和測(cè)試[35-40]。DPM長(zhǎng)1 985 mm,口徑119 mm,主要包括法蘭、點(diǎn)火器、噴管、脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖分離裝置(PSD)等部件。如圖12所示[35],點(diǎn)火器2集成在前端法蘭內(nèi),點(diǎn)火器1集成在噴管中。脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)1長(zhǎng)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(dòng)機(jī)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(jìn)劑12.2 kg。脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)2長(zhǎng)600 mm,其前后兩端都配備了激光焊接法蘭,脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)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(guó)國(guó)防部的支持下,2006年BC/P公司進(jìn)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(dòng)機(jī)采用了體積、質(zhì)量較小的柔性PSD,該設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)脈沖藥柱以幾乎任意比例的分割[43],能適應(yīng)多類(lèi)型燃燒室。

美國(guó)空地近程攻擊導(dǎo)彈(SRAM)的雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)由洛克希德推進(jìn)公司生產(chǎn),該發(fā)動(dòng)機(jī)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(kāi),在第二脈沖藥柱工作時(shí),柔性隔膜被撕裂,形成兩級(jí)工作脈沖。

加拿大國(guó)防科學(xué)研究所研制的雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)直徑約為200 mm,長(zhǎng)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(shí),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(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.13 Motor structure of MSA

圖14 SRAM的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.14 Motor structure of SRAM

圖15 加拿大國(guó)防科學(xué)研究所研制的發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)了雙脈沖固體發(fā)動(dòng)機(jī),如圖16所示[47],多次成功點(diǎn)火試驗(yàn)證明了該類(lèi)型發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性。國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)為多脈沖固體發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)研究了陶瓷隔板的力學(xué)性能[48],并提出了改進(jìn)優(yōu)化。

圖16 布里斯托爾航空有限公司研制的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)[49],藥柱由帶孔隔板和插在孔內(nèi)的噴射棒隔開(kāi),如圖17所示。噴射棒棒身直徑漸變,每個(gè)噴射棒裝有O形環(huán)實(shí)現(xiàn)密封[50]。第一脈沖藥柱工作時(shí),帶孔隔板被噴射棒堵住,第二脈沖藥柱燃燒時(shí),噴射棒被吹出。

圖17 日本防務(wù)所研制的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī),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(dòng)機(jī)兩級(jí)推力比較大,但兩級(jí)壓強(qiáng)近似。

圖18 北京理工大學(xué)研制的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.18 Motor structure developed by Beijing Institute of Technology

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

圖19 北京靈動(dòng)飛天動(dòng)力科技有限公司研制的發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.19 Motor developed by SMOTOR

2.3 固體姿控火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

美國(guó)在尋的攔截器技術(shù)(HIT)計(jì)劃中研發(fā)了機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)陣列(MMA),MMA包含56個(gè)T形單脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),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(dòng)機(jī)直徑9.7 mm,內(nèi)外圈的T形發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管分別通過(guò)一個(gè)噴管環(huán)實(shí)現(xiàn)連接。MMA通過(guò)精確控制某個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火,實(shí)現(xiàn)飛行軌道的修正。

美國(guó)在碰撞殺傷計(jì)劃中研制的機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)型靈巧制導(dǎo)實(shí)驗(yàn)(FLAGE)導(dǎo)彈采用216個(gè)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)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(yuǎn)程攔截器(ERINT)導(dǎo)彈射程更遠(yuǎn)、殺傷力更大,但是其用于姿態(tài)控制的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ACM)數(shù)目減少為180個(gè)。每圈18個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)繞攔截器排列,共10圈,如圖21所示[54],該發(fā)動(dòng)機(jī)推力可達(dá)6.0 kN。

圖20 機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)陣列的結(jié)構(gòu)Fig.20 Structure of MMA

圖21 ERINT導(dǎo)彈的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.21 ACM structure of ERINT

在ERINT導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上,美國(guó)又設(shè)計(jì)了愛(ài)國(guó)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(jì)長(zhǎng)度被增加了。PAC-3導(dǎo)彈的姿態(tài)控制也由180個(gè)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)成,它們徑向安裝,如圖22所示[55],在工作過(guò)程中,可以達(dá)到對(duì)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(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.22 ACM structure of PAC-3

北京理工大學(xué)設(shè)計(jì)了T形脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),并且對(duì)其進(jìn)行了內(nèi)導(dǎo)彈研究。如圖23所示[56],T形發(fā)動(dòng)機(jī)主要由燃燒室、點(diǎn)火器、密封圈、噴管、藥柱組成,點(diǎn)火器位于右端燃燒室的頭部,藥柱為復(fù)合改性雙基推進(jìn)劑。

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

國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)設(shè)計(jì)了由T形脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)組,如圖24所示[57]。T形發(fā)動(dòng)機(jī)采用全表面燃燒的單根管狀藥柱,推力可達(dá)0.8 kN。

圖24 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研制的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.24 ACM structure developed by National University of Defense Technology

3 我國(guó)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向及關(guān)鍵技術(shù)

3.1 繼續(xù)向重型運(yùn)載固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制進(jìn)行技術(shù)研究

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

3.1.1 大尺寸復(fù)合材料殼體技術(shù)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料的選擇影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量、性能、成本等因素,航天技術(shù)的發(fā)展對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能提出了越來(lái)越高的要求,由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件的惡劣,其結(jié)構(gòu)材料適用性范圍越來(lái)越小,因此,對(duì)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(duì)它的研究和制造比鋼、鋁合金、鈦合金等材料難度大。增強(qiáng)纖維可以提高復(fù)合材料的比強(qiáng)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(diǎn)方向之一。隨著固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)直徑的增大,要求復(fù)合材料的殼體也隨之增大,但是我國(guó)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(duì)增強(qiáng)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(shí)現(xiàn)我國(guó)研制與生產(chǎn)一體化。

3.1.2 大推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總體技術(shù)

在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制的過(guò)程中,其設(shè)計(jì)的困難程度與發(fā)動(dòng)機(jī)直徑呈非線性關(guān)系,為了使結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、可靠,設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)必然會(huì)超過(guò)安全系數(shù)多倍,甚至?xí)霈F(xiàn)一些冗余結(jié)構(gòu),因此,對(duì)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行輕量化,達(dá)到優(yōu)化設(shè)計(jì)的目的是尤為重要的。此外,發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)不是從一方面進(jìn)行的,而是要兼顧多種參數(shù),以工作壓強(qiáng)、噴管直徑、擴(kuò)張比等多值聯(lián)合仿真優(yōu)化,實(shí)現(xiàn)多參數(shù)的優(yōu)選,并且優(yōu)化設(shè)計(jì)也要適應(yīng)目前的加工水平,考慮制造的可實(shí)現(xiàn)性。

3.1.3 模塊化與自動(dòng)檢測(cè)技術(shù)

如今許多國(guó)家對(duì)航天器開(kāi)展了模塊化設(shè)計(jì)與研究,大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)也可以效仿,實(shí)施模塊化設(shè)計(jì)。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(dòng)機(jī)局部位置出現(xiàn)缺陷時(shí),可以進(jìn)行低成本的更換與維修。在戰(zhàn)時(shí)狀態(tài)下,快速進(jìn)入太空是擁有主動(dòng)權(quán)優(yōu)勢(shì)的關(guān)鍵,為己方偵察衛(wèi)星等提供保護(hù),對(duì)敵方衛(wèi)星實(shí)施干擾及摧毀,這就要求從部件組裝到整機(jī)發(fā)射的周期盡量短,發(fā)動(dòng)機(jī)的模塊化設(shè)計(jì)可以有效得到“動(dòng)力先行”的保證。隨著重型火箭運(yùn)載能力的不斷提高,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)越來(lái)越大,結(jié)構(gòu)壁厚和裝藥厚度也越來(lái)越大,現(xiàn)有設(shè)備很難對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本體結(jié)構(gòu)和裝藥后的整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢測(cè),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(cè)系統(tǒng),隨時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)、運(yùn)輸狀態(tài)、工作狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控與數(shù)據(jù)傳輸。

3.2 勇于將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)要比整體式提供的推力大,美國(guó)也因?yàn)檫@方面技術(shù)較強(qiáng),才能在重型運(yùn)載方面一直穩(wěn)居世界前列。雖然我國(guó)完成了直徑3.2 m、3段式的大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試車(chē),但是這些數(shù)據(jù)和美國(guó)、歐洲、印度等國(guó)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(dòng)機(jī)技術(shù)。

3.2.1 大型分段對(duì)接技術(shù)

隨著裝藥量的增多,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能也隨之提高,增大發(fā)動(dòng)機(jī)的直徑和長(zhǎng)度可以有效提高裝藥量。由于公路、鐵路交通運(yùn)輸?shù)南拗?發(fā)動(dòng)機(jī)的直徑都近似維持在3 m左右,這就為增長(zhǎng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的長(zhǎng)度提供了條件。分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室由許多段連接而成,每一段燃燒室都是單獨(dú)的模塊,相比整體式,其降低了對(duì)產(chǎn)品整體的保障需求,但是由于分段式發(fā)動(dòng)機(jī)的每段獨(dú)立燃燒,這對(duì)燃燒室的連接提出了較高要求,若連接存在問(wèn)題,那么發(fā)動(dòng)機(jī)可能會(huì)因?yàn)槿紵痪鶆蚨l(fā)生爆炸,造成事故。因此,大型分段對(duì)接技術(shù)的好壞對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能起著決定性的作用。目前許多國(guó)家采用U型槽插入、銷(xiāo)釘固定的方式實(shí)現(xiàn)殼體的連接,針對(duì)多段藥柱絕熱層采用J型對(duì)接結(jié)構(gòu)。未來(lái)可以將這些結(jié)構(gòu)向更簡(jiǎn)單、更有效的形式進(jìn)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(dòng)機(jī)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(guò)程中性能不穩(wěn)定,承受的額外力矩會(huì)增加系統(tǒng)控制的難度。各發(fā)動(dòng)機(jī)間點(diǎn)火時(shí)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(huì)造成各助推器產(chǎn)生推力不一致的問(wèn)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(shí)消除推力偏差。

3.2.3 流動(dòng)穩(wěn)定性研究技術(shù)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)若存在燃燒不穩(wěn)定的現(xiàn)象,會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)出現(xiàn)壓強(qiáng)振蕩現(xiàn)象,誘發(fā)燃燒不穩(wěn)定。分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中藥柱比絕熱環(huán)燃燒速度快,絕熱環(huán)對(duì)藥柱的流動(dòng)產(chǎn)生阻礙,從而出現(xiàn)渦周期性脫落的現(xiàn)象,即使沒(méi)有絕熱環(huán)也會(huì)產(chǎn)生渦脫落,甚至在連續(xù)藥柱的燃燒表面也會(huì)產(chǎn)生該現(xiàn)象。因此,需要開(kāi)展分段燃燒室結(jié)構(gòu)與流動(dòng)穩(wěn)定性匹配設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)穩(wěn)定性數(shù)值仿真等研究,確保發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定。

3.3 積極對(duì)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能量及其分配管理實(shí)施探索

武器裝備的發(fā)射與防御是戰(zhàn)場(chǎng)的重要問(wèn)題,多脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比單脈沖結(jié)構(gòu)復(fù)雜,它們的性能因推進(jìn)劑的不同而不同,多脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)劑技術(shù)

在推進(jìn)劑方面,要進(jìn)行新型和高能相結(jié)合的能量試驗(yàn)研究,針對(duì)不同用途的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)性能滿足、參數(shù)相符的推進(jìn)劑。如反坦克火箭需要高燃速的推進(jìn)劑,為了使發(fā)動(dòng)機(jī)短時(shí)間釋放巨大能量,一方面國(guó)外在推進(jìn)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(jìn)劑中,但是,碳硼烷合成困難、成本高昂、毒性大等缺點(diǎn)也限制了它的使用,這些缺點(diǎn)也是后續(xù)擴(kuò)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(jìn)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(jìn)劑中放入銀絲,燃速提高了7倍左右,故針對(duì)不同成分的推進(jìn)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(jìn)行不同的裝藥形式研究,提高發(fā)動(dòng)機(jī)的裝填比,但是裝填比增加會(huì)導(dǎo)致通氣面積減小,使發(fā)動(dòng)機(jī)在工作初期承受較高的初始?jí)簭?qiáng)峰,為了降低火箭發(fā)射瞬間的沖擊載荷,需要驗(yàn)證點(diǎn)火藥量、點(diǎn)火器等點(diǎn)火條件的設(shè)計(jì)合理性,還需要對(duì)侵蝕燃燒進(jìn)行數(shù)值模擬和試驗(yàn)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(jìn)劑中,從而改變其燃燒性能,其中納米鋁粉已有實(shí)際應(yīng)用。相比微米級(jí)鋁粉,在不降低推進(jìn)劑的安全要求和力學(xué)性能時(shí),納米鋁粉可以增強(qiáng)推進(jìn)劑的均勻性,因此,未來(lái)要進(jìn)一步加大對(duì)納米材料的應(yīng)用研究,生產(chǎn)高能推進(jìn)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(dòng)機(jī)中,需要低燃速推進(jìn)劑,常用方法就是添加降速劑來(lái)降低推進(jìn)劑的燃燒速度,有學(xué)者對(duì)共聚甲醛和蔗糖八醋酸酯組成的降速劑進(jìn)行研究,發(fā)現(xiàn)當(dāng)兩者的配比在0.5～2.0時(shí),推進(jìn)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(duì)兩種或者多種的降速劑組合,實(shí)現(xiàn)不同配比下的燃速試驗(yàn)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(dòng)機(jī)比單脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)速度快、射程遠(yuǎn)、作戰(zhàn)能力強(qiáng),德國(guó)HFK系列、MSA導(dǎo)彈和美國(guó)SRAM導(dǎo)彈等都是采用多脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),因此,它是今后導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng)探索的方向。由于脈沖藥柱間需要通過(guò)隔離裝置分開(kāi),裝置的剛性太高會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)變重,尤其在大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)方面,質(zhì)量大的缺點(diǎn)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(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)功能的重要結(jié)構(gòu),其在第一脈沖藥柱工作時(shí),承受高溫、高壓等惡劣條件,在第二脈沖藥柱工作時(shí),其又需要容易打開(kāi)。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(jì)和材料的選擇也是關(guān)鍵的一步;另一方面它的性能會(huì)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(duì)此項(xiàng)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(dòng)機(jī)的性能表現(xiàn)對(duì)能量分配方案依賴較大,時(shí)間間隔的差異會(huì)導(dǎo)致能量分配方案的差別。目前,美法日等國(guó)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(guó)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(diǎn)關(guān)注的參數(shù)為優(yōu)化目標(biāo),通過(guò)試驗(yàn)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(yùn)動(dòng)模型,采用遺傳等算法對(duì)目標(biāo)函數(shù)和變量進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),從而得到導(dǎo)彈綜合性能最優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)能量分配方案。因此,為了最大程度地挖掘固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能力,提高導(dǎo)彈性能,有必要對(duì)該項(xiàng)技術(shù)進(jìn)行深入研究。

4 結(jié)束語(yǔ)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是動(dòng)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(guò)了設(shè)計(jì)研究初級(jí)階段,進(jìn)入技術(shù)愈發(fā)成熟階段。各國(guó)無(wú)論是針對(duì)大型還是小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)都進(jìn)行了差異化設(shè)計(jì)與試驗(yàn)。本文總結(jié)了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)成果,分析了我國(guó)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù),為未來(lái)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展提供了探索方向。