高压强发动机发展趋势及关键技术分析
高压强固体火箭发动机作为提升发动机综合性能的技术途径之一，其发展一直备受各个国家的关注。本文介绍了国内外高压强发动机的发展现状和趋势，指出了我国高压强固体发动机存在的问题，分析了高压强固体发动机涉及的关键技术及解决途径，并对我国高压强固体发动机的技术发展提出了几点建议。
1引言
随着各国军事技术水平的不断提高，对导弹武器的射程、反应速度和末速度等都提出了更高的要求，使得传统导弹武器动力装置——固体火箭发动机能量较低的缺点显得更为突出。因此，迫切需要发展高性能固体火箭发动机，解决常规固体火箭发动机能量不足的问题。研究表明，在常规推进剂发动机技术基础上，通过提高燃烧室工作压强，降低最大压强与平均压强比值，提高药柱体积装填分数和提高喷管膨胀比，可以达到提升发动机性能的目的²。
高压强固体火箭发动机技术是实现高性能发动机的一种核心技术途径，在国外众多战术导弹中得到应用，典型的如美国PAC-3发动机最高工压强为20.5MPa,SM-3型导弹第二级发动机工作压强据称已达到28MPa³。我国高压强发动机技术研究起步晚，与国外存在明显差距，为提升我国固体火箭发动机性能水平，很有必要开展高压强固体火箭发动机技术研究。
本文对高压强固体火箭发动机的发展动态和关键技术进行了总结分析，以期借鉴成功的设计与生产工艺，明晰后续发展方向，为高压强固体火箭发动机工程研制提供技术参考。
2发展现状
2.1国外发展现状
国外在高压强固体火箭发动机研制方面起步较早，设计方案多种多样，技术也比较成熟，已经具备了转入工程制造阶段的条件，少量产品已随导弹装备部队。
1979年至1989年，美国反坦克公司用的“高速导弹”(HVM)发动机，由美国沃特公司和赫克里斯公司研制，是一种小型高速动能反坦克导弹发动机，直径50.8mm,采用单室双推固体火箭发动机，采用高强度钢马氏体钢制成和CTPB推进剂，最大工作压强达到28.3MPal⁴。
1990年，美国洛马公司为美陆军开发的瞄准线反坦克LOSAT动力导弹，该导弹发动机直径163mm,采用单室双推力发动机，采用了碳纤维增强材料壳体技术和高能推进剂高压燃烧技术，工作压强为28MPa。
图1 LOSAT导弹发射
2001年6月，由美国航空喷气电子系统公司开始研制CKEM导弹发动机，该发动机直径156.7mm,采用碳纤维复合材料壳体和高能低特征信号推进剂，该推进剂的能量性能较当前广泛应用的低特征信号推进剂高8%,具在高压下稳定燃烧的特性，见图2。
图2 CKEM导弹发动机
美国ATK公司开展了一项低成本高性能复合材料壳体发动机技术研究，该发动机直径为177.8mm,采用单室双推力固体火箭发动机，采用金属封头与复合材料筒体粘接方式连接，工作压强达到20.6MPa,爆破压强达到45MP以上，见图3。
图3胶粘式接头复合材料壳体发动机
1997年至2002年，美国雷神公司、ATK公司和挪威NAMMO公司联合研制高速反坦克导弹(HATM),导弹发动机直径为302mm,采用单室单推力发动机，采用碳纤维复合材料壳体、少烟HTPE推进剂，工作压强达到27.6MPa,见图4。
图4 HATM导弹发动机
加拿大研制的HEMI导弹推进系统，采用单室单推力固体火箭发动机，采用少烟高能推进剂，燃烧室工作压强达到31MPa。
图5 HEMI导弹发动机
1990年，挪威NAMMO公司开展一项近程空空导弹用固体火箭发动机设计验证计划，发动机总体结构与ASRAAM空空导弹发动机设计基本相当，见图6。该发动机直径150mm,为单室双推发动机，采用复合材料壳体和少烟丁羟复合推进剂，该推进剂在25MPa以上仍具有较低的动态燃烧压强指数。
图6发动机结构示意
2002年，挪威NAMMO公司承担了瑞典的高速导弹(HVM)计划，研制了一种高压强复合材料固体发动机。该发动机直径197mm,采用单室单推力发动机，壳体由复合材料壳体圆筒和一体化前、后金属接头组成(见图7),工作压强为27.5MPa。
2.2国内发展现状
经过几十年的发展，我国固体火箭发动机技术及火箭武器性能取得长足进展，在火箭、导弹、航天运载等领域都得到广泛应用。基本覆盖了20MPa及以下工作压强，但工作压强在20MPa以上的发动机领域，国内技术研究工作处于初步研究阶段，与国外相比还存在一定技术差距，文献【15】指出我国高压强发动机技术发展存在固体推进剂适应高压工作能力不足、喷管抗烧蚀和冲刷能力不足及高压密封等问题。
目前，国内主要开展了适应高压强发动机的基础研究工作，取得一定的研究成果，型号应用方面暂未见相关报道。文献[16-21]主要是针对丁羟推进剂开展高压条件下燃烧特性研究，研究表明丁羟三组元推进剂可在20MPa以下稳定工作，丁羟四组元推进剂可在30MPa以下稳定工作。文献[22-27]主要是侧重燃速调节剂对推进剂燃烧性能的影响开展研究。文献[28]针对某发动机开展了高压强条件下含气孔缺陷药柱装药结构完整性仿真及试验分析，结果表明含气孔缺陷药柱不影响产品使用。文献[29-30]分别对喉衬烧蚀影响因素及高压强喷管喉衬烧蚀开展研究，研究表明工作压强对喉衬烧蚀影响最大。文献[31]提出一种固体推进剂高压动态燃速测试方法-冲量燃速测试法，该方法可实现通过单次火箭发动机实验获得测压范围内任意压强点对应的燃速值，可适应于超高压强燃速测试。文献[32]开展了φ200mm固体火箭发动机复合壳体成型工艺研究，通过了36MPa水压爆破试验考核。
3发展趋势
通过对国内外主要高压强固体火箭发动机的发展现状进行分析可知，高压强固体火箭发动机呈现出如下技术特点和发展趋势：
(1)高压强固体火箭发动机用于战术导弹受到各国重视
将高压强固体火箭发动机用于战术导弹动力装置可以有效提高发动机的性能，进而可提高导弹的速度、射程等性能。因此，作为提高固体火箭发动机性能的技术途径之一，高压强固体火箭发动机技术受到各个国家的重点关注。
(2)采用高压强燃烧技术，发动机工作压强大于20MPa
随着作战环境对导弹技术要求的不断提升，发展高性能固体火箭发动机也被提升日程。与10MPa相比，20MPa时丁羟推进剂的理论比冲可提升15s,能量性能提升效果显著[16]。因此，在现有推进剂技术基础上，采取高压强燃烧技术，可进一步提升推进剂燃烧效率和比冲效率，充分发挥推进剂能量水平[34]。
(3)推进剂性能水平不断提升
随着原材料及工艺技术水平的不断提高，采用的推进剂种类也逐渐丰富，从最初的CTPB推进剂，逐渐到目前广泛应用的丁羟三组元、四组元，以及低易损推进剂、高能推进剂，推进剂能量水平不断提升，且推进剂具有良好的力学性能和燃烧性能，能满足高压强极端使用条件要求。
(4)采用高性能材料壳体技术
随着高性能复合材料的发展，将具有高比强度、比模量的复合材料应用于高压强固体火箭发动机壳体或喷管，可显著提升发动机的性能和质量比[14]。文献[35-36]针对复合材料壳体在空空导弹发动机、地空导弹发动机上应用开展研究，研究表明，采用复合材料壳体质量比钢壳体减轻30%,容积系数增加52%,质量比增加6.5%,总冲质量比增加7.6%。
4关键技术
在高压强固体火箭发动机领域，与世界先进水平存在明显差距，尤其是工作压强在20MPa以上的固体火箭发动机技术研究。因此，急需开展高压强固体火箭发动机技术研究，解决高压强固体火箭发动机总体技术、适应高压强推进剂技术、高性能碳纤维壳体技术、高压强装药结构完整性技术和低烧蚀喷管技术等关键技术，以满足未来高性能战术导弹对固体动力装置的需求。
4.1高压强固体火箭发动机总体技术
固体火箭发动机主要有推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置组成。随着工作压强提高，固体火箭发动机研制难度将大大提升。如何在保持内弹道性能及装药结构完整性前提条件下，降低壳体等消极质量，增加装药量，提高其质量比，实现发动机总冲质量比提升，达到发动机总体性能的优化，对于高压强固体火箭发动机尤为重要和迫切。高压强固体火箭发动机的设计参数优化，不仅需要根据导弹总体技术指标确定发动机的最大工作压强、喷管喉径、扩张比等参数，进行分组件技术指标分配，还需要基于现有制造技术水平，考虑各组件设计方案的可实现性。
4.2高压强推进剂技术
目前，固体火箭发动机常用的丁羟复合推进剂适用的最高压强范围一般在20MPa及以下，平衡段压强会更低，国内对该范围内燃烧规律、燃速与压强的相互关系研究较多，且有适用的标准及试验方法，而对于适应20MPa以上的高压强推进剂研制尚无明确需求牵引，对高压强条件下推进剂配方设计、燃速特性、燃烧机理及力学性能等研究还不够深入。因此需要开展适应高压强推进剂技术研究，获得高压强推进剂适用的燃速调节剂、压指调节剂方案，动态燃烧特性、力学性能、能量性能等规律及装药工艺、安全可靠性等137-391,确保满足高压强发动机工作需求。
4.3高性能碳纤维壳体技术
随着工作压强不断升高，需要在纤维缠绕壳体设计时，综合考虑壳体受力特性与原材料性能、结构设计、制造工艺等因素。同时，为适应产品研制需求，需要重点解决高压连接密封、一体化成型工艺、大开口尾裙连接及成型、金属外挂件固定及结构补强等一系列问题。文献[40]提出了一种尾端大开口复合材料壳体结构设计，并开展承压力学特性研究，设计方案可行。文献[41]提出了一种带外挂件复合材料燃烧室壳体一体化设计成型方案，采用复合材料壳体+缠绕3D打印外挂组件，完成了产品制备及承载性能验证，为高压强固体火箭发动机工程化应用提供一种新的思路。
4.4高压强装药结构完整性技术
工程实践表明，低温点火后的发动机装药受力情况最为恶劣，可用于发动机装药结构完整性设计[42-44]。随着工作压强提高、装药体积分数增加，高压强发动机低温点火装药结构完整性将成为研制中的重点问题。因此，需要从装药m数、长径比、低应力药型、应力释放措施、高围压条件下推进剂力学性能等方面开展研究，找出上述因素的影响规律，确定合理的药型设计及推进剂力学性能指标要求。文献[45-46]分别给出了圆管+开槽、圆管+伞盘的装药结构，具有良好的装药结构完整性，并进行相关研究。文献[47]提出了一种气/液组合介质冷试车快速建压试验系统，可有效模拟发动机低温点火冲击过程，从而获得了装药结构完整性失效边界。
4.5低烧蚀喷管技术
高压强发动机工作压强高，流量大，喷管内型面需要承受高压、高温、高速气流作用，喷管热防护将面临严重的冲刷及烧蚀，特别是喷管喉部和扩张段的烧蚀，将严重影响发动机性能提升，是高压强发动机设计首当其冲面临的问题。苏君明29对工程应用中的碳碳复合材料和石墨喉衬进行地面点火试验，指出压强是影响烧蚀率的第一要素，压强增加一倍，烧蚀率增大1.8-2.6倍，高强条件下喷管烧蚀大大增加，对发动机性能影响巨大。文献[30]进行了不同压强和不同推进剂铝含量下的C/C复合材料喉衬烧蚀试验，结果表明，喷管喉衬的烧蚀情况与燃烧室压强正相关。因此，需要针对高压强高速离子强冲刷环境下喉衬烧蚀率大的问题开展低烧蚀喷管技术研究，对高压强条件下喷管结构设计、烧蚀规律、新材料制造工艺及性能等方面进行研究[31],揭示其抗烧蚀机理，形成适合高压强发动机的喷管设计方法。
5发展建议
针对国内高压强固体火箭发动机的发展现状，提出如下高压强发动机技术的发展建议：
(1)强化总体牵引，工程化应用驱动快速实现高压强固体火箭发动机快速迭代
随着固体火箭发动机工作压强不断提升，许多不可控因素加大了研制风险，研制的技术难度也随之增加。固体火箭发动机的传统研发模式周期较长，难以应对高压强带来的极端载荷和复杂失效机理，需要建立“需求-设计-验证”一体化工程应用平台，实现装药结构、壳体强度、流场特性、传热烧蚀等快速仿真迭代，压缩设计周期，优化设计方案，大幅降低实物试错成本，为高压强固体火箭发动机技术突破提供强力加速器。
(2)深化联合创新，校厂所协同构建关键技术攻关共同体
高压强发动机技术突破依赖设计、材料、工艺及测试等跨领域深度协同，需要打破传统厂(制造)、所(设计)间的专业壁垒。系统梳理厂所核心优势，形成“能力-需求”矩阵图谱，针对性建立攻关团队，实现壳体轻量化与可靠性、精细化装药配方设计、极端载荷下喷管热结构设计等核心瓶颈。针对紧迫的关键技术(如高压强推进剂、高压连接密封、低烧蚀喉衬材料),集中优势力量进行重点攻关。
(3)布局长远发展，构建智能驱动的固体动力研发新生态
长期以来，我国固体火箭发动机的研发模式大多以经验半经验型理论分析、物理/化学实验、单元性测试或地面试车为主，存在基础研究不足、分析手段有限、风险管控不够等问题，造成研发周期长、成本高等现象。随着信息技术的迅速发展，建立基于模型的系统工程框架，通过信息技术联通需求、设计、仿真、制造、试验等数字信息，整合仿真、标准规范、型号经验等资源，形成数字化、智能化、体系化的研发新体系，实现固体火箭发动机研发产业提升。
6结论
高压强固体火箭发动机是提升发动机综合性能的技术途径之一。本文总结了国内外主要导弹采用的高压强固体火箭发动机的发展现状，分析了高压强固体火箭发动机的性能变化和技术特点，综述了高压强固体火箭发动机的发展趋势，阐述了影响高压强固体火箭发动机发展的关键技术。通过对高压强固体火箭发动机发展趋势研究和关键技术梳理，提出了高压强固体火箭发动机的发展建议，为我国高压强固体火箭发动机技术研发提供参考。
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