固体脉冲与姿轨控发动机
在远程、超远程防空导弹上采用能多次点火的固体脉冲火箭发动机是未来导弹动力装置发展趋势，为空间攻防作战武器提供先进的固体姿轨控发动机技术也是迫切的需求。介绍了固体脉冲发动机和固体姿轨控发动机的工作原理、优缺点和国外典型应用，并对其关健技术进行探讨。
引言
在战术导弹领域，由于高机动性、精确制导武器和防区外发射等空袭兵器的研制和发展，要求导弹应具有反应快、射程远和足够的末速度性能。战术导弹的制导体制趋向于采用末制导方式，这要求导弹在接近目标时拥有高度的机动性，以便消除飞行中段的误差。而一般固体火箭发动机在短时间内就会工作结束，导弹在速度迅速达到最大后阻力很大，滑行时导弹的速度又很快降低到很低，以至在弹道的末端难以再进行机动，增加了末制导的难度。因此，为了有效改善其控制性，提高战术导弹的生存和作战能力，增加其射程，合理分配和使用能量，有时需要发动机多次启动，提供多脉冲推力。固体脉冲发动机采用隔板装置在燃烧室内装填隔离开的多个推进剂单元，用任意定时使各部分推进剂分别进行燃烧，产生多次推力控制的固体火箭发动机。另一方面弹道导弹、高速滑翔弹头、高超声速巡航导弹等临近空间飞行器要求具有高速、高机动、高突防能力等特点，同时也对防空反导等防御手段提出了更高的灵活机动要求，这些都需要为空间攻防作战武器提供可用的固体姿轨控发动机技术。配备自主调节轨道机动能力的姿轨控动力系统的导弹武器得以重视并得到大力发展，实践证明能有效满足攻防的军事应用需求，显著提高对新型空中威胁的稳定跟踪、精确制导和高效毁伤能力。
1 固体脉冲工作发动机概念
1.1 工作原理
目前的脉冲固体发动机主要指两次推力的双脉冲固体发动机，利用脉冲隔板装置将发动机壳体内分成两个燃烧室（工作原理图如图1所示），分别填装推进剂，即第一脉冲药柱和第二脉冲药柱。当第一脉冲工作时，第二脉冲药柱在间隔装置的有效保护下不被点燃，如图1（a）所示；当第二脉冲点火指令下达时，间隔装置可靠工作，保证第二脉冲点火工作的正常安全，如图1（b）所示。因此，隔板装置是间隔装药式双脉冲发动机设计的核心部件。根据隔板工作时所受载荷的不同及隔板材料的差异，隔板式双脉冲发动机可以分为硬隔板和软隔板两种。
（a） 第一脉冲工作时的情况
（b） 第二脉冲工作时的情况
1.2 技术优势
双脉冲固体火箭发动机通过把连续的推力分配成两段，可以按照需要有序控制推力的间歇式释放，灵活地进行导弹飞行中的能量控制。具有如下优点：
（1）比冲优势
采用助推-续航工作方式的固体发动机的燃烧室压力及比冲会具有较大的起伏波动。而双脉冲固体火箭发动机可设计成各脉冲药柱几乎在相同的燃烧室压力下燃烧，若每个脉冲装药采用相同的推进剂配方和药形，则各脉冲之间的比冲只会有极小的变化，其提供的平均比冲一般高于助推-续航发动机的比冲。虽然双脉冲发动机较之助推-续航固体发动机稍微增加了消极质量，但在设计合理的情况，双脉冲发动机仍具有一定的比冲优势。
（2）在总冲一定的情况下增大射程
通过结合飞行弹道控制，优化固体火箭发动机在两脉冲之间的点火时间，可避免导弹的飞行速度和气动阻力的高峰值，从而节省了能量的耗损，使导弹在速度减小至机动飞行所要求的最低值以前可飞行较远的距离。
（3）提高导弹末速度和突防能力
脉冲发动机通过对发动机参数（F-t曲线形状、脉冲次数及延续时间、脉冲点火时间间隔等）的优化，可以实现导弹更大的末速度或更短的飞行时间。导弹末段速度的增加可以提高导弹的末段制导机动性和命中精度，具备了更大的拦截灵活性和突防能力。
（a）双脉冲发动机射程增大 （b）双脉冲发动机末速度提高
图2 双脉冲固体发动机技术优势
2 固体姿轨控发动机概念
2.1 技术优点
姿轨控装置是进行变轨和姿态控制的动力装置。目前国内外用于变轨和姿态控制动力装置有:冷气系统、液体火箭发动机、固体姿轨控发动机。随着空间攻防作战武器的高速、高机动、高突防能力提高，另一方面也对防空、反导、反高超、反卫星等防御手段提出了更高的灵活机动要求，配备自主调节轨道机动能力的姿轨控动力系统的导弹武器得以重视并得到大力发展。相比于液体推进剂姿轨控系统，固体姿轨控发动机具有结构简单、动态响应时间短等优点，其技术成熟、可靠性高，可长期储存，大大缩短作战准备时间，全弹总装方便，成本低，广泛应用于防空、反导领域。
固体姿轨控发动机按结构设计和工作原理划分（图3），主要分为微型脉冲阵列式固体发动机组系统和固体燃气发生器多喷管姿轨控发动机系统。
2.2 工作原理
2.2.1 微型脉冲阵列式固体发动机组
微型脉冲阵列式固体发动机组采取一系列独立的、高冲质比、短脉冲的固体火箭发动机按有序的空间排列集成在一起，根据作战需要，由点火控制系统进行有序的点火控制，对指定方位上的一定数量发动机进行点火，利用脉冲发动机的推力，实现弹道修正或者姿态控制。固体脉冲发动机组具有小型化、轻质化、快响应、短脉冲、多管化和模块化等特点。
（a）微型脉冲阵列式发动机组
（b）固体燃气发生器多喷管姿轨控发动机
图3 固体姿轨控发动机
2.2.2 固体燃气发生器多喷管姿轨控发动机
固体燃气发生器多喷管姿轨控发动机是三轴稳定的推力矢量控制系统，一组喷管（4个或6个）被安装在导弹或动能拦截器的尾部，用于控制姿态，保持探测器稳定地瞄准目标，称为姿态控制系统（ACS），另一组喷管（通常是4个）成十字形安装在导弹或动能拦截器的质心平面内，可提供较高的横向速度，称为轨控系统（DCS）。
3 固体脉冲发动机应用情况
3.1 美国近程攻击导弹SRAM
美国的是近程攻击导弹SRAM的主发动机采用双脉冲柔性隔膜固体火箭发动机（如图4所示），各自独立的端面燃烧药柱用柔性隔层隔开，脉冲药柱分别包装在各自的包覆套中。第一脉冲药柱包覆套后端为开放式，以便点火，药柱从后端向前燃烧，直至两药柱间的隔热板处全部烧完。一限位柔性隔板安置于第一脉冲药柱头部，并于壳体绝热层和药柱包覆套粘接，起到药柱限位、固定的作用。第二脉冲点火器为一扁平体，与第二脉冲药柱为一整体，埋入药柱尾部，点燃时撕破药柱包覆层尾端，燃气喷入残留的第一推进剂套，经喷管排出。
图4 端燃隔膜式双脉冲发动机
3.2 美国标准3导弹（SM-3）
如图5所示，标准3型导弹的第三级发动机直径34cm，长0.965 m，采用的是ATK公司MK136发动机，推进剂采用AL/AP/HTPB，是内孔软隔板双脉冲发动机。该方案采用了内孔装药的形式，隔板即第二脉冲装药的阻燃层，其包裹了整个第二脉冲装药。第二脉冲点火器装在发动机头部，为环形，径向开有排气孔，点燃后的燃气在第二脉冲推进剂表面和隔热层之间通过。当第一脉冲装药点燃后，包裹第二脉冲装药的隔热隔板能够阻止第二脉冲装药被点燃；而第二脉冲点火后，隔板与第二脉装药分离或变成无害的小碎片从喷管排出。该方案对于药柱的包覆工艺提出了较高要求，并且第二脉冲点燃后的柔性隔板的分离规律需要严格控制，以免出现大块的脱落物堵塞喷管喉部。2000年以来，成功进行了多次导弹防御试验。
图5 SM-3导弹及双脉冲固体发动机
3.3 德国LFK-NG导弹
德国LFK-NG导弹长1780mm，直径94mm，质量20kg，弹头2.5kg，速度为马赫数2.3，最大拦截射程10km，采用拜恩联合化学推进技术中心研制的铝膜隔板双脉冲固体发动机。如图6所示，试验发动机采取了3mm的铝膜作为隔板，铝质隔膜朝向第一级药柱的方向外覆一定厚度的橡胶隔热层，以防止被第一级药柱工作的燃气烧穿，朝向第二级药柱的方向裸露；铝隔膜的背面有中心开孔的硬质结构件以提供结构支持。铝质隔膜被设计成在第一级药柱的工作压强下不会破裂，但在第二级药柱工作的高温燃气作用下，强度下降继而破裂。发动机壳体由钢旋压制成型，燃烧室内为EPDM热防护层，喷管喉部材料为石墨，第一脉冲燃烧室装填了燃速适中的翼柱型复合推进剂；第二脉冲燃烧室装填了燃速较高的星形复合推进剂。2006年，成功进行了飞行试验。
图6 采用铝膜隔板双脉冲发动机的LFK-NG导弹结构图
4 固体姿轨控发动机应用情况
4.1 横向喷气的单脉冲阵列式姿控发动机组
美国ERINT反导弹起初是在FLAGE上发展起来的，拦截高度为15km，拦截距离为20km，可拦截射程1500km得中近程导弹。其姿控发动机组由180个微型固体火箭发动机组成，分成10圈，每圈18个发动机环形地排列在弹体质心前的拦截器四周。其推力垂直于拦截器纵轴，在寻的段提供俯仰和偏航控制。每个发动机含推进剂25g，工作时间18ms，最大推力6kN，总冲量51.15 Ns，可提供速度增量0.4m/s,发动机壳体采用石墨/环氧复合材料。固体推进剂浇注在发动机铝质锥体内，然后在锥体上缠绕石墨/环氧。目前美国己用ERINT代替了原来的爱国者PAC-2系统，组成了新的PAC-3系统，大大提高了作战能力，是目前美军反战术导弹的主要品种。
4.2 美国MMA微型发动机组
MMA发动机组用作“寻的拦截器技术”计划中小型寻的拦截器的姿轨控动力装置，其基本单元为单脉冲微型固体火箭发动机。MMA 机组由56台T型单脉冲微型发动机组成，发动机直径约9.7mm，装药量约15g，总质量3.03kg，分成两排均布在拦截器四周。这些微型发动机接受控制系统指令逐个精确点火，产生横向速度增量，不断修正拦截器的飞行轨迹，使拦截器能始终保持对靶星碰撞杀伤的正确轨道飞行。
4.3 俄罗斯凯旋（S-400）轨控发动机
俄罗斯凯旋S-400防空导弹用于拦截400km-600km内的空袭目标。凯旋系统的主要承包商是金刚石科研生产联合体，导弹由火炬科研生产联合体研制。导弹在飞行末段时，导弹采用侧向推力发动机系统进行飞行燃气动力控制，24个微型发动机系统组成一个环装在战斗部后面，其位置处在导弹弹体的质心附近，作为末段轨控发动机组，它是靠弹上主动式寻的头的指令起动，点燃4~6个发动机，发动机工作时间约25ms，产生侧向控制力，在低空可保证附加产生20G的短时过载。
4.4 标准-3的姿轨控发动机（DASC）
标准-3反导动能拦截器的DACS系统采用三脉冲燃气发生器，虽然与早期的陆基LEAP相比，其实际直径增大了一倍，但可用长度保持不变，形成了一种扁球型外壳结构。共有4个轨控喷管；单个推力500N，姿控喷管6个，单个推力20N。推进剂药柱同心地排列在碳/碳中心管四周，中心管把燃气转送到阀门装置。热燃气阀门是DACS 的关键技术，研制中最大限度利用了LEAP系统成熟的经验，性能有进一步提高，开启频率2000Hz，响应时间<1ms。该系统推重比达到120:1，可使拦截器在6m/s的飞行速度下快速机动。
图7 SM-3动能拦截器的DASC发动机
4.5 紫苑（ASTER）姿轨控系统
紫苑（ASTER）导弹是英法意PAAMS主防空导弹系统的重要组成部分，主要型号有Aster 15与Aster 30。使用了燃气推力矢量控制(PIF)和气动飞行控制（PAF）组合的姿态控制系统。助推器在飞行途中抛弃，主弹体上装有4个长方形弹翼，其尾部装有4个可操纵的舵面，进行导弹的PAF。在导弹的重心附近还装有1个燃气阀，利用4个横向喷嘴直接产生横向加速度实现PIF，使导弹在接近目标时产生一个较大的过载，提高了导弹抗机动目标的能力，导弹最大机动过载可达50G。近年来，Aster30导弹的Block2型号具备了高空拦截能力，针对拦截速率超过3000m/s的中程与短程弹道导弹，最大有效射程可达150km以上，主要供舰载反弹道导弹系统设计。拦截弹头在末端分离采用固体燃气发生器多喷管姿轨控动力系统，进行横向机动和姿态调整，完成拦截任务。按燃气发生器药柱结构设计不同，分为有耦合式和分离式两种结构方案。
（a）耦合式 （b）分离式
图8 Aster30的固体燃气发生器多喷管姿轨控发动机
5 关键技术
5.1 固体脉冲发动机关键技术
在过去的几十年里，双脉冲固体火箭发动机取得了巨大的成果，但仍存在着一些技术难题制约着它的发展。为提高战术导弹的机动性和进行合理的能量管理，固体脉冲火箭发动机技术可望成为固体推进技术发展的又一发展方向，重点研究以下关键技术。
5.1.1 隔板材料选择与设计及工艺技术
隔板的可靠工作是实现多脉冲的关键，对于隔板装置的主要技术要求如下：
（1）在受压面可长时间承受发动机第一脉冲药柱工作压强载荷时不会破裂，不产生燃气泄漏；
（2）在受拉面承受第二脉冲药柱点火工作后，迅速破裂，并且破裂后产生的碎片不影响发动机工作，不对发动机喷管及其他结构造成破坏；
（3）除隔板自身外，其余隔板组件结构能够承受发动机第二脉冲燃气较长时间冲刷烧蚀。
硬隔板和软隔板的材料和工艺必须注重结构可靠性，优化隔板复合材料结构设计以及隔板厚度分布、强化隔板与装药之间和隔板与燃烧室绝热层之间关键连接部位的工作可靠性，简化加工工艺。
5.1.2 燃烧室热防护设计和喷管抗烧蚀技术
燃烧室内绝热层材料除了进行热防护外，还必须缓冲壳体与推进剂之间的应力传递，限制燃烧室各种化学物质和热量向室壁传递等。两个脉冲之间的隔板结构需要在保证承受前一脉冲压强载荷的同时，还需要有效的热防护结构，以保证足够的热强度。脉冲固体火箭发动机在第一脉冲工作结束后，其热量继续向外传播，壳体及隔板的温度在第二脉冲工作时可能超出许用范围。
喷管主要是在保证工作可靠性的基础上提高喉衬的抗烧蚀性，喉部工作条件恶劣，是固体发动机容易出现问题的地方，而双脉冲工作会对喉衬产生两次点火冲击，两个脉冲间隔时间内喷管组件之间仍然存在传热，包括隔板碎片对喷管喉部有可能造成损伤，这些因素在喷管设计过程中都需要加以考虑。因此，需要权衡多方面的因素，选择合适的材料、结构和工艺应用于固体脉冲火箭发动机设计。
5.1.3 多脉冲点火技术
点火装置的固定，点火信号传递通道的绝热与密封是要重点解决的。此外，还要求点火装置的残骸不损伤发动机喷管；要保证第二脉冲点火后隔板突然打开的瞬间，第二脉冲不熄火。因此，点火装置的设计、固定、热防护和严格的点火条件等都是实现脉冲工作的关键技术。
5.2 固体姿轨控发动机关键技术
目前固体姿轨控发动机作为实现导弹精确打击和反导拦截的重要组成部分，正成为国内外发展的热点，需要重点开展以下关键技术的研究。
5.2.1 多药柱固体燃气发生器技术
固体姿轨控发动机进行姿态控制时，需要提供较长时间的较小推力；轨控时需要短时间内提供较大推力。初始阶段，由低燃速小燃面药柱供姿控使用；轨控系统开始工作时，才点着高燃速大燃面药柱，由两部分药柱同时工作提供冲量。这就需要双药柱设计，甚至多药柱设计。这种布局方案利于实现能量管理，可实现姿控的脉冲工作模式，但会因多脉冲工作带来相应的药柱包覆设计，使结构较为复杂。
5.2.2 低燃压指数推进剂技术
固体轨控发动机的工作模式变化很大，可能是全推力状态，也可能是小推力状态。因而要求采用负压力指数推进剂，这样自动调节燃烧室压力，使其保持恒定或在小范围内变化。
5.2.3 快响应阀门控制与推力调节技术
固体姿轨控发动机的动作越迅速，则导弹的动作越敏捷。固体脉冲发动机组要求点火延迟时间、工作时间都要短。固体燃气发生器多喷管姿轨控系统要求加快燃气阀门反应特性，同时具备变流量调节功能，提高推力调节精度，产生的合成矢量接近连续调节，从而提高导弹的控制精度。
5.2.4 轻质耐高温非金属材料
固体姿轨控发动机具备高比冲、高质量比特性，提高能量利用效率，这是实现轻小型的必要条件。电磁活门、线圈、阀门针塞、浮动活门喷喉、燃烧室、管道等内部结构都处在热燃气的高温下, 因而材料的耐高温、耐冲刷、耐烧蚀性能，以及机械部件的运动和密封等都是要解决的难题。C/C、SiC等耐高温非金属材料在固体燃气发生器、浮动阀针塞等部件的大量应用，会进一步提高发动机设计性能。
6 结束语
随着武器装备的发展，固体脉冲发动机和固体姿轨控发动机会大大提高导弹武器性能，其在防空和导弹防御、中距空空导弹和地空导弹上具有很大的优势。双脉冲固体火箭发动机续航阶段没有特征信号；根据任务需求，实行主动发动机脉冲控制；最后阶段导弹飞行运动学性能增强，具备多次加速度的能力，有更为灵活多变的弹道形式，可以灵活安排多次爬升和加速动作，采用多次“高抛”弹道或者“跳跃”弹道等形式来提高导弹的拦截能力和突防能力，增大射程。固体姿轨控发动机可以弥补导弹单纯的依靠气动舵的局限，提供主动的末制导段机动能力，通过优化设计实现轻质化和快响应能力，大大增加导弹机动性和灵活性。固体脉冲发动机和固体姿控发动机技术也将愈发受到关注，并随着材料科学的发展以及制造工艺的成熟取得更多突破进展。
参考文献：
[1] 孙超，张琳，严聪等.双脉冲固体发动机概况[J]，飞航导弹，2013，No.8,70-77
[2] B.M.Dunn, M.R.Durbin. Short Range Attack Missile (SRAM) Propulsion,Three Decades of History[R]. AIAA 94-3058
[3] L.J.Stadler, S.Hoffmann, A.Hacker, et al. Testing and Verification of the LFK NG Dual Pulse Motor[R]. AIAA 2006-4765
[4] A.Hacker, R.Stingl, H.Niedermaier, et al. The Safety and Delay Device for the LFK NG Double Pulse Motor Demonstrator[R]. AIAA 2006-4764
[5] 阮崇智.现代固体推进技术[M]，北京，国防工业出版社，2005，8
[6] 张德雄，王照斌.动能拦截器的固体推进剂轨控和姿控系统[J]，飞航导弹，2001，No.2
