第一章 概 论
符号表:
主要符号 | |||||||
变量名称 | 含义 | 单位 | 变量名称 | 含义 | 单位 | ||
acr | 临界速度
\({{a}_{cr}}=\sqrt{\frac{2k}{k+1}R{{T}^{*}}}\) |
m/s | a | 声速\(a=\sqrt{kRT}\) | m/s | ||
燃速压强系数 | m/s | ||||||
A | 面积 | m2 | A | 热功当量 | |||
\({{\alpha }_{g}}\) | 攻角 | ° | \(\alpha \) | 余气系数 | |||
\(\alpha \) | 角度 | ° | β | 激波角 | ° | ||
β=1+1/N | 质量增加系数 | cp | 定压比热 | kJ/kg.K | |||
cV | 定容比热 | kJ/kg.K | СF | 推力系数 | |||
Сb | 升压系数 | \({{\bar{C}}_{b}}\) | 平均升压系数 | ||||
Сfri | 摩擦阻力系数 | Сxad | 附加阻力系数 | ||||
Сc | 中心摩擦阻力系数 | Сx | 进气道的阻力系数 | ||||
Сdr | 单位燃料消耗量 | C* | 推进剂的特征速度 | m/s | |||
d | 直径 | m | D | 直径 | m | ||
ε | 凝相物质的重量百分数 | F | 推力 | kN | |||
Fm | 名义推力 | kN | Fef | 有效推力 | kN | ||
Fnet | 静推力 | kN | f | 面积比 | |||
fr2 | \({{f}_{r2}}={{{A}_{r}}}/{{{A}_{2}}}\;\) | \({{\bar{p}}_{r}}={{{p}_{r}}}/{{{p}_{2}}}\;\) | |||||
ΦH | 进气道的流量系数 | g | 重量加速度 | m/s2 | |||
gi | 组分的重量百分数 | ρ | 密度 | kg/m3 | |||
H | 飞行高度 | m | Hu | 推进剂的低热值 | kJ/kg | ||
i | 热焓 | kJ/kg | \(I=\dot{m}v+PA\) | 所论截面的冲量 | kN.s | ||
Is | 比冲 | m/s | k | 比热比 | |||
Ψ | 速度恢复系数 | l | 长度 | m | |||
L | 长度 | m | L0 | 理论空气量 | |||
λ | 速度系数
\(\lambda=V/a\) |
||||||
\(\dot{m}\) | 质量流量 | kg/s | M | 马氏数M=V/a | |||
Ni | 一公斤推进几种i元素的克原子数 | μ | 分子量 | kg/mol | |||
n | 燃速压强指数 | бP | 燃速温度敏感系数 | 1/K | |||
数量 | |||||||
\(N={{{{\dot{m}}}_{k}}}/{{{{\dot{m}}}_{r}}}\;\) | 引射系数或空然比 | p | 气体压力 | MPa | |||
P* | 气体总压 | MPa | π | 引射增压比 | |||
q=\(\frac{1}{2}\rho {{V}^{2}}\) | 速度头 | Qr | 燃气发生器爆燃 | kJ/kg | |||
Qbr | 补燃热值 | kJ/kg | R | 半径 | m | ||
r | 半径 | m | R | 气体常数 | kJ/kg.K | ||
ρ | 密度 | kg/m3 | S | 熵 | kJ/kg.K | ||
б | 总压恢复系数 | t | 时间 | s | |||
T | 绝对温度 | K | T* | 总温 | K | ||
\(\tau ={T_{4}^{*}}/{T_{K}^{*}}\;\) | 补燃室温升系数 | \({{\tau }_{mx}}={T_{mx}^{*}}/{T_{K}^{*}}\;\) | 混合温升系数 | ||||
\({{\tau }_{br}}={T_{br}^{*}}/{T_{mx}^{*}}\;\) | 补燃温升系数 | \({{\theta }_{r}}={T_{K}^{*}}/{T_{r}^{*}}\;\) | 总温比 | ||||
u | 内能 | kJ/kg | V | 气流速度 | m/s | ||
mp | 推进剂重量 | kg | |||||
下标符号 | |||||||
a | 环境的(ambient) | upl | 不平行(unparallel) | ||||
br | 补燃(ram booster) | e | 出口(exhaust) | ||||
um | 单位重量(unit mass) | eq | 当量(equivalence) | ||||
rd | 额定(rated) | m | 发动机(motor) | ||||
ad | 附加(additional) | ex | 富裕(extra) | ||||
g | 攻角(attack angle) | init | 起动(initiator) | ||||
cir | 环形缝隙(circular) | mx | 混合(mix) | ||||
net | 净(推力)(net) | in | 进气道(inlet, intake) | ||||
th | 计算(理论)(theory) | a(K) | 空气(air) | ||||
cmpr | 扩压器(compressor) | th | 理想(theory) | ||||
cr | 临界(critical) | fri | 摩擦(friction) | ||||
in | 内(inside) | out | 外(outside) | ||||
入(in) | 出(out) | ||||||
n | 尾喷管(end nozzle) | t | 发动机喷管临界截面(throat) | ||||
avg | 平均(average) | g | 气相(gas) | ||||
r | 燃气发生器(generator) | rt | 燃气发生器喷管临界截面 | ||||
d | 设计(design) | l | 凝相(liquid) | ||||
psm | 楔(prism) | ef | 有效(effective) | ||||
con | 锥(cone) | max | 最大(maximum) | ||||
opt | 最有利(optimum) | min | 最小(minimum) | ||||
0(H) | 未扰动自由流截面,或起始位置 | 1 | 进气道入口截面 | ||||
2 | 进气道出口截面 | 3 | 补燃室入口截面或混合结束截面 | ||||
4 | 补燃室出口截面 | 5 | 尾喷管出口截面 | ||||
H | 飞行高度(Height) | r | 燃气发生器中的燃气 | ||||
fuel | 燃油 | o | 氧化剂(Oxidizer) | ||||
f | 燃烧剂(fuel) | swd | 波阻(shock wave drag) | ||||
上标符号 | |||||||
* | 滞止参数 | 0 | 起始时刻 | ||||
′ | 临时参数 | n | 燃速压力指数 | ||||
综合系数 | |||||||
\(\Gamma =\sqrt{k}{{\left( \frac{2}{k+1} \right)}^{\frac{k+1}{2(k-1)}}}\) | |||||||
空气的: 一次燃烧产物 | |||||||
\({{m}_{K}}=\sqrt{{{k}_{K}}{{\left( \frac{2}{{{k}_{K}}+1} \right)}^{\frac{{{k}_{K}}+1}{{{k}_{K}}-1}}}\frac{1}{{{R}_{K}}}}=\frac{1}{\sqrt{{{R}_{K}}}}{{\Gamma }_{K}}\) | |||||||
\({{\chi }_{r}}=\sqrt{\frac{{{k}_{r}}+1}{{{k}_{r}}}\frac{{{k}_{K}}}{{{k}_{K}}+1}\frac{{{R}_{r}}}{{{R}_{K}}}}\) | |||||||
二次燃烧产物: | |||||||
\({{m}_{br}}={{m}_{4}}=\sqrt{{{k}_{br}}{{\left( \frac{2}{{{k}_{br}}+1} \right)}^{\frac{{{k}_{br}}+1}{{{k}_{br}}-1}}}\frac{1}{{{R}_{br}}}}=\frac{1}{\sqrt{{{R}_{br}}}}\bullet {{\Gamma }_{br}}\) | |||||||
\({{\chi }_{br}}={{\chi }_{4}}=\sqrt{\frac{{{k}_{br}}+1}{{{k}_{br}}}\frac{{{k}_{K}}}{{{k}_{K}}+1}\frac{{{R}_{br}}}{{{R}_{K}}}}\) | |||||||
\({{C}^{*}}=\frac{\sqrt{RT}}{\Gamma }=\frac{\sqrt{T}}{m}\) 或 \(m=\frac{\sqrt{T}}{{{C}^{*}}}\) | |||||||
\(\frac{{{A}_{5}}}{{{A}_{t}}}=\frac{\Gamma }{{{\left( \frac{{{p}_{5}}}{p_{4}^{*}} \right)}^{\frac{1}{k}}}\sqrt{\frac{2k}{k-1}\left[ 1-{{\left( \frac{{{p}_{5}}}{p_{4}^{*}} \right)}^{\frac{k-1}{k}}} \right]}}\) | |||||||
气动函数: | |||||||
\(\tau (\lambda )=\frac{T}{{{T}^{*}}}=1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}}\)
\(\pi (\lambda )=\frac{p}{{{p}^{*}}}={{(1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}})}^{\frac{k}{k-1}}}\) \(\varepsilon (\lambda )=\frac{\rho }{{{\rho }^{*}}}={{(1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}})}^{\frac{1}{k-1}}}\) \(q(\lambda )={{(\frac{k+1}{2})}^{\frac{1}{k-1}}}\lambda {{(1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}})}^{\frac{1}{k-1}}}\) \(y(\lambda )={{(\frac{k+1}{2})}^{\frac{1}{k-1}}}\frac{\lambda }{1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}}}\) \(r(\lambda )=\frac{1-\frac{k-1}{k+1}{{\lambda }^{2}}}{1+{{\lambda }^{2}}}\) \(\lambda =\sqrt{\frac{k+1}{2\left( 1+\frac{k-1}{2}{{M}^{2}} \right)}{{M}^{2}}}\) \(M=\sqrt{\frac{2{{\lambda }^{2}}}{\left( 1-{{\lambda }^{2}}\frac{k-1}{k+1} \right)\left( k+1 \right)}}\) \(Z\left( \lambda \right)=\lambda +\frac{1}{\lambda }\) \(f\left( \lambda \right)=\left( 1+{{\lambda }^{2}} \right)\varepsilon \left( \lambda \right)\) 斜激波前后静压比,总压比: \(\frac{{{p}_{i+1}}}{{{p}_{i}}}=\frac{2k}{k+1}{{M}_{i}}^{2}\sin {{\beta }^{2}}_{i}-\frac{k-1}{k+1} \) |
|||||||
固体火箭—冲压组合发动机(Integral Solid Propellant Ramrocket)(以下简称固体火箭冲压组合发动机ISPR或固体火箭冲压发动机SPRR,前一种叫法侧重于组合特性,而后一种则重点在发动机部件本身)是一种新型动力装置,它利用空气中的氧作为氧化剂,可大大提高推进剂的比冲,利用其高速巡航可以大大增加射程,作为飞行器增程的一个重要手段。这种新型的动力装置把火箭发动机与冲压发动机有机的组合在一起,产生了一些新的特点。目前在该领域的研究如火如荼,得到了各主要发达国家的重视。因此系统总结该领域的研究理论和最新成果对加速该项技术的应用有重大意义。
冲压飞行发动机指大部分航迹处于巡航状态,即处于用气动升力支撑其重力,以近乎恒速等高度状态飞行的导弹。各类反舰导弹、空地导弹、反坦克导弹乃至个别空空导弹均属此类导弹范畴。动力装置是飞航导弹的一个重要分系统,由它提供导弹加速、爬升、恒速平飞和机动飞行时所需的推力。再者,由于动力装置是导弹上唯一具有显著变质量的系统,而且它并不是做为一个孤立的系统存在的,它的配置将影响导弹总体布局、气动性能、弹道性能及使用性能等,所以为了满足飞航导弹的战术技术性能要求,必须认真选择动力装置。
飞航式导弹用冲压发动机一般用两级,即助推级和续航级。助推级作起飞时加速之用,其发动机通称助推器;续航级作巡航之用,其发动机统称主发动机。由于助推器的作用是将导弹加速至接近巡航状态,此时导弹控制系统还不能充分发挥控制作用,所以在导弹轴向过载允许的条件下,助推器工作时间越短越好,而总冲则要求很大,以便迅速达到二级接力速度。一般助推器都用固体火箭发动机,不必作其它选择。
但是由于固体火箭发动机本身的局限性限制了它的性能大幅度改进的可能性,例如固体推进剂能量进一步提高受到了限制,它的比冲不可能大幅度提高。因此采用冲压发动机作为动力的技术方案就成为一个新的研究方向。
图1-1 火箭冲压发动机的分类
冲压发动机用于导弹后首先引起导弹整体设计的变化:这时固体火箭助推器可以与冲压发动机结合为一个整体,于是出现了整体式冲压发动机的概念。
由于采用推进剂状态的不同和工作过程方案不同,整体式冲压发动机可分为如下三种关型[1,2,23]。
- 整体式液体冲压发动机(图1-1 a);
- 整体式固体燃料冲压发动机(图1-1 b);
- 整体式火箭冲压组合发动机(又称为管道火箭发动机)(图1-1 c);
整体式冲压发动机具有明显优点(例如与装备普通冲压发动机的导弹比较,其长度可缩短约40%,质量可减轻约50%;与装备同体积的固体火箭发动机的导弹相比,其射程可增大约:2~3倍)世界各国长期以来都在大力研制整体式冲压发动机。
本章将简单介绍几种常见的冲压发动机的特点和发展概况,介绍一些基本概念,最后就固体火箭冲压发动机的发展,介绍世界几个主要国家在该领域开展的工作,对于制定研究方向有一定的参考价值。冲压的概念最早起源于冲压喷气发动机,因此,首先介绍冲压喷气发动机的原理和结构特点,然后介绍固体火箭冲压、液体火箭冲压和固体燃料冲压发动机的原理、结构特征、分类和主要优缺点。
1.1冲压喷气发动机
(1)基本原理
冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。冲压发动机由进气道(也称扩压器)、燃烧室、推进喷管三部组成,比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机,是冲压喷气发动机最大的优势所在。进气速度为3倍声速时,理论上可使空气压力提高37倍,效率很高。高速气流经扩张减速,气压和温度升高后,进入燃烧室与燃油混合燃烧。燃烧后温度为2000~2200℃,甚至更高,经膨胀加速,由喷口高速排出,产生推力。因此,冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍声速进气时,在地面产生的静推力可高达2OO千牛。
冲压喷气发动机是空气喷气发动机的一种,其工作原理基本上与涡轮喷气发动机相同,也包括了以下三个基本工作过程:
压缩过程:是空气压缩,提高空气的压力;
燃烧过程:燃料燃烧,提高燃气的温度;
膨胀过程:高温高压的燃气进行膨胀,获得很大的速度喷出发动机。
(2) 组成
在结构上,冲压喷气发动机与涡轮喷气发动机是很不相同的。一般现代的冲压喷气发动机为了完成上述三个基本过程,由四个主要组成部分构成(图1–2)。
图1-2 冲压喷气发动机
1)进气道:进气道的主要作用是引入空气,实现压缩过程提高气流的压力。在冲压发动机中提高气流压力的原理与涡轮喷气发动机是不一样的。在涡轮喷气发动机中,气流压力的提高是依靠所谓速度冲压作用来实现的,即利用高速气流的滞止过程使压力提高的。在理想情况下,当迎面气流速度从M=2降低到速度等于零时,约可使压力提高7.8倍,当M=3时约提高36.8倍,当M=5时可以提高52.9倍。这是非常大的增压比,是目前任何压气机也难于达到的增压比。当然实际情况下存在着压力损失,增压比急剧上升这一事实是肯定的。冲压发动机的一个明显特点是:没有压气机,而在进气道中实现压缩过程。因此进气道是一个经过精心设计的气流通道,是冲压发动机的一个关键性的部件。
2)燃烧室:它是实现燃烧过程,使气流温度增加的地方。
燃烧室一般具有圆柱形的筒体,其中安装由预然室﹑点火器﹑燃料喷咀环以及火焰稳定器的组件。从进气道来的空气流入燃烧室后,与燃料供给系统经过喷咀环喷出的雾化燃油混合,形成了新鲜的可燃混合器。发动机启动时,点火器首先工作,形成了最初的火源,在预燃室中点起了一个旺盛不灭的“火炬”,它进一步把新鲜的可燃混气点燃。火焰稳定器的作用是形成回流区,用以“挂住”火焰,保证了燃混气在燃烧室中稳定的完全的燃烧。燃烧室外壁等受热部分,通常用空气冷却以防止烧坏。
3)尾喷管:高温高压燃气在尾喷管中实现膨胀过程,使气流膨胀加速。
4)燃料供给系统及自动调节系统:它感受外界参数,根据需要供给适量的燃料,保证正常的燃烧。对于具有可调进气道和可调尾喷管的发动机来说,根据需要调节系统还可以调节相应部件的几何尺寸。
气流经过发动机各个部件时,气流参数(压力﹑温度)的变化趋势如图1-1所示。
(3) 分类
冲压发动机的工作原理是在1913年推出的,至今已有几十年的历史了。到目前为止,这种动力装置已有多种方案。如按照使用的飞行速度来划分,冲压发动机可分为:亚音速、超音速、高超音速三类。前两类发动机统称为亚燃冲压发动机,最后一种称为超燃冲压发动机。
1)亚音速冲压喷气发动机(图1-3)
亚音速冲压发动机具有简单的进气道,其前缘剖面是低速机翼剖面(园头)。尾喷管是收敛型的。亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料,采用扩散形进气道和收敛形喷管,飞行时增压比不超过1.89。马赫数小于O.5时一般无法工作。
2)超音速冲压喷气发动机
如图1-1所示,它具有超音速进气道,有中心锥,前缘剖面为尖劈型。尾喷管是拉瓦尔喷管。超音速冲压发动机采用超音速进气道,燃烧室入口为亚音速气流,采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。推进速度为亚音速~6倍音速,用于超音速靶机和多种类型的导弹。
3)高超音速(M>5)冲压喷气发动机(图1-4)
图1-4 超音速冲压发动机
随着飞行速度的增加,当飞行马赫数超过5以后,就不必要在进气道把气流滞止到亚音速了。这种在燃烧室中为超音速气流的情况下进行加热的冲压发动机。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液氢燃料,是一种新颖的发动机,近几年来,对M=5~16的超音速冲压喷气发动机有了更多的研究,已有的方案有:超音速燃烧室冲压发动机﹑爆震波冲压发动机﹑外燃式冲压喷气发动机等。这些发动机目前尚处于研制阶段。
根据冲压发动机的用途,他又可以分为:
1)加速式冲压喷气发动机
它必须在较宽的速度范围内使用,要求在各种飞行状态下都能可靠的工作。
2)巡航式冲压喷气发动机
它的工作范围窄,适宜在巡航飞行速度下工作。
(4) 主要优缺点
与涡轮喷气发动机或火箭发动机相比较,冲压发动机有许多优点,归纳起来有:
1)构造简单﹑质量轻﹑成本低。有人估计,若以M=2的速度飞行时,冲压发动机的质量约为涡轮喷气发动机的五分之一,而制造成本只有其二十分之一。例如用于靶机的某种冲压发动机,推力达到5吨而质量只有180公斤。
2)在高速飞行下状态下(M>2)经济性好,燃料消耗率低。
3)冲压发动机的比冲量比火箭发动机大得多,因此若发射质量相同,则使用冲压发动机的导弹其航程大得多。
既然冲压发动机有这样一些优点,为什么直到五十年代末六十年代初才有几种型号应用于现役的导弹上呢?这是因为冲压发动机有他自己的固有优点,以及发展过程中存在着一些有待解决的技术问题。他的主要缺点是:
1)低速时推力小,燃料消耗率高,静止时根本不能产生推力。因此它不能自行起飞,必须用其它发动机一般用固体火箭发动机作为助推器,使飞行器飞行起来并达到一定速度以后,再由冲压发动机接力工作。
2)冲压发动机的工作对飞行状况的变化很敏感。例如飞行M数,飞行高度﹑飞行姿态、余气系数等参数的变化都直接影响发动机的工作,因此它的工作范围窄,或者需要完善的调节系统以适应飞行状况的变化。
3)与火箭发动机相比较,冲压发动机的推力系数较小,单位迎面推力也较小。随着推力增加,发动机的体积和直径都越来越大,在有些情况以至使得冲压发动机难于装入弹体,给导弹的气动布局带来困难并增大了阻力。
除此以外,在冲压发动机的研制过程中存在着一系列技术上的困难,例如研制高效率的进气道﹑组织稳定的燃烧﹑保证可靠的点火启动﹑高温室壁的可靠冷却等问题。因此长期以来,在战术导弹的动力方面固体火箭发动机占了明显优势,据统计战术导弹的动力采用固体火箭发动机的占85%。液体火箭发动机占5%。涡轮喷气发动机占5%。在飞机动力方面,涡轮喷气发动机占了优势。然而,从发展的角度来看冲压发动机有着非常广阔的前途,它特别适用于高空高速飞行的飞行器,目前已经应用于导弹﹑靶机和无人侦察机上,并且正在大力研究把冲压发动机用于高速有人驾驶的飞机以及可重复使用的天地往返运输器上。
由于冲压发动机不适宜于低马赫数飞行以及不能自行飞行,于是产生了设计组合发动机的的想法。确实,冲压发动机必须与其它发动机组合在一起使用。在最简单的组合式动力装置中,作为主发动机的冲压发动机与作为助推器的其他动力装置(一般采用固体火箭发动机),无论在结构上或工作过程方面都是互不相干的,是二套独立的动力装置,仅仅是共同使用于同一飞行器,能够协调的工作而已。但是近年来,组合技术有了很大的发展,例如一体化的固体火箭—冲压组合发动机,不仅已将固体火箭助推器与主发动机从结构上有机的结合在一起,而且主发动机本身也不是单纯的冲压发动机,而是在结构上以及工作过程方面把固体火箭发动机与冲压发动机有机的结合在一起的新型的动力装置(图1-1c),本书所介绍的就是这种新型的动力装置。
1.2 固体火箭冲压组合发动机【4】
(1) 组成
无论固体火箭发动机或是液体火箭发动机,都可以与冲压发动机有机的组合在一起。这里介绍的是固体火箭冲压发动机,有时又叫管道火箭(Ducted Rocket)。由图1-5可以看出,所谓一体化固体火箭冲压发动机有二大部分组成,一是固体火箭助推器(Booster),有自己专门的尾喷管,助推器药柱就储存在共用的燃烧室中。助推器工作后,助推器药柱燃烧完毕,腾出了燃烧室的空间,并且助推器的专用尾喷管脱落,进气道出口的堵盖打开,这是就成为固体火箭—冲压发动机了(如图1-5),这是一体化固体火箭冲压发动机的第二个组成部分。
图1-5 固体火箭发动机冲压发动机
实际上,助推器是一个典型的固体火箭发动机,关于它的工作原理,结构及设计等问题,请参见文献【5】~【7】。
固体火箭冲压发动机一般由以下几个主要组成部分构成:
1)进气道(Intake):这是实现冲压发动机压缩过程的部件。
2)燃气发生器(Gasgenerator 或 Primary Combustion Chamber):也就是一个固体火箭发动机。燃气发生器通常采用贫氧固体推进剂。推进剂在火箭室中进行初次燃烧,因为推进剂是贫氧的,所以初次燃烧为不完全燃烧。初次燃烧的产物从火箭发动机的喷管排出,进入冲压发动机的燃烧室中,这股具有很高温度和动能的火箭发动机射流与经过进气道来的空气进行引射掺混,并且进行补充燃烧。
3)引射掺混补燃室(Ramcombustor 或 Secondary Combustion Chamber),也就是冲压发动机的燃烧室,在这里实现引射增压过程和二次燃烧过程及补燃过程。在有的发动机方案中,引射增压室与补燃室是分开的。
4)尾喷管:实现燃气膨胀过程的地方。
5)自动调节系统:如果发动机不进行调节,则不需要自动调节系统。
组合发动机的工作过程,显然与冲压发动机一样也包括了压缩过程,燃烧过程及膨胀过程这三个基本过程,然而它的压缩过程和燃烧过程有了自己独特的特点。组合发动机的压缩过程不仅包含了普通的速度冲压作用,而且还包含了火箭发动机高温高速射流的引射增压作用。组合发动机的燃烧过程通常包含二个部分,即贫氧推进剂在火箭室中的初次燃烧过程和在冲压发动机燃烧室中的二次燃烧过程。上述这些特点与一般的冲压发动机或火箭发动机不同的。
从火箭—冲压组合发动机的工作过程来看,它基本上属于空气喷气发动机的一个类别,而不像火箭发动机那样其工作过程与飞行状态基本无关。
(2) 主要优缺点
对于火箭发动机来说,比冲量低是它的重要缺点。虽然在火箭技术发展过程中曾作了许多努力,研制了不少高能推进剂,但是要想进一步大幅度地提高比冲量是十分困难的。目前固体火箭发动机的比冲一般在2000~3000m/s左右,液体火箭发动机的比冲在2600~4000m/s秒左右,而一般的冲压发动机的比冲在6000~19000m/s秒左右。为什么火箭发动机的比冲这样低呢?因为在火箭发动机的燃料(推进剂)中既包含有燃烧剂又包含氧化剂。而冲压发动机的燃料纯粹是燃烧剂,基本上由可燃物质所组成,燃料燃烧时所需的氧则取自大气。根据这个原因很自然的就会提出一个问题:能否利用大气中的氧来提高火箭发动机的比冲呢?回答是肯定的。在这种设想下,减少火箭推进剂中的氧化剂,在火箭飞行过程中,利用大气中的氧与火箭发动机射流中的不完全燃烧产物进行补充燃烧。在火箭飞行过程中引入空气就可以利用速度冲压作用,这正是冲压发动机的特点,因此就出现了火箭发动机与冲压发动机组合的方案。
冲压发动机本身就是一种很有前途的动力装置,它具有许多优点,但是它的推力系数比较低,高空性能也不如火箭发动机。(因为高空空气密度减小,发动机的推力随着飞行高度的增加而急剧下降)。将火箭发动机与冲压发动机组合成为火箭—冲压组合发动机以后,充分发挥了火箭喷出的高能射流对低能空气流的引射增压作用,在性能上兼备了两种发动机的优点,例如:
1)与火箭发动机相比较,组合发动机可得到高得多的比冲。固体火箭冲压发动机的比冲大约在6000~12000m/s之间。
2)与喷气冲压发动机相比较,最明显的优点是结构简单,工作的可靠性大。因为固体火箭冲压发动机没有运动部件,且把贫氧推进剂的富燃燃气当作燃料供给冲压发动机的燃烧室,所以也就没有与输送液体燃料有关的部件,不需要火焰稳定器之类的部件。这样不仅结构简单了,而且不需要战时加注燃料,使战斗的机动性也大为改善,在固体火箭冲压发动机工作过程中,燃气发生器始终提供了不熄灭的强大的点火源,因而不需要预燃室和点火器之类的部件,同时发动机熄火也就不是一个严重的问题,增大了发动机工作的可靠性。
自从SA-6导弹于1967年投入使用,固体火箭冲压发动机在不同国家得到了发展。研究的方向主要集中在以下几个方面:
- 提高冲压发动机的能量;
- 提高助推器性能;
- 固体燃料流量控制的不同方法。
用硼替代镁、铝使燃气发生器中推进剂的质量燃烧热值增加了1.5倍,体积燃烧热值增加了2倍。燃速公式中压力指数为0.5~0.7之间,并打算用于带固体推进剂流量控制的燃气发生器中的专门推进剂配方也得以发展。
人们也对比了火箭发动机与火箭—冲压组合发动机方案。例如对于一定质量的弹头﹑射程为120~130公里飞行M数为4的防空导弹,若采用一体化的组合式发动机后,比采用火箭发动机可使导弹的直径减少二分之一,长度缩短四分之一,质量减轻三分之一。对比前苏联SA-2和SA-6二种导弹的技术数据,也可以看出组合式发动机的优点。SA-6采用了一体化固体火箭冲压发动机,而SA-2的主发动机是液体火箭发动机,采用固体火箭发动机助推。
图1-6 冲压燃烧室和助推器一体化
火箭—冲压组合发动机根据飞行器的需要,可以调整火箭发动机和冲压发动机所占的比例,使它的特性或者接近于火箭发动机,或者接近于冲压发动机。
(3)分类
到目前为止,火箭—冲压组合发动机的方案已有多种。按照工作过程的特点来划分,它可分为二大类。
1) 管道火箭:又称为空气加力火箭,图1-7所示的方案就是属于这一类型。
图1-7 管道火箭方案示意图
在管道火箭中,火箭发动机的作用是产生气体燃料和对空气进行引射增压。冲压发动机的作用是引入外界空气,引入的空气起了相当于火箭氧化剂的作用,对火箭发动机排出的“富油”燃气进行补充燃烧;同时,引入的空气也增加了尾喷管排出的燃气质量,也提高了推力。
在管道火箭这一类方案中,从火箭发动机排出的燃气可以是不贫氧的,也可以是贫氧的。在不贫氧的管道火箭方案中,火箭排气仅仅起了引射掺混增压作用而没有补燃作用。因此这种方案的发动机是利用增加排气质量的方法提高推力的。
图1-8 外燃式管道火箭
在有补燃的管道火箭方案中,可以在发动机内部进行(如图1-5方案所示),也可以不在发动机内部进行。在发动机喷管外面进行补燃的发动机称为外燃式管道火箭,如图1-8所示。外燃式补燃方法有一个突出的优点,它不需要重新设计火箭发动机内部的结构,只要在火箭外部进行改动即可。这对于宇宙航行用的大功率助推火箭有重大经济意义,因为大型助推火箭其部分时间或全部时间都在大气中飞行,可以利用大气中丰富的氧来减轻火箭质量和改进火箭的性能,而不必改动发动机内部的结构。
2) 引射冲压发动机。如图1-9所示。
在引射冲压发动机方案中,火箭发动机的排气只起引射掺混作用,它基本上按化学当量比工作,或虽小于化学当量比但排气温度小于射流与空气的点火温度,因此没有补燃过程。但是在掺混后的气体在进入冲压发动机的燃烧室后,再喷入燃油进行燃烧。因此这种方案的组合发动机,其冲压发动机既可以与火箭发动机共同工作,也可以在火箭发动机停止工作后单独进行工作。
图1-9 引射冲压发动机示意图
引射冲压发动机适宜用作可重复使用的空气喷气助推器以及高超音速巡航飞行器。它的缺点是:结构复杂,控制也比较复杂,不大适合于一次使用的战术导弹。
从主发动机与起飞助推器的结构联系上来划分,火箭—冲压组合发动机也可分为二大类。
1)一体化火箭—冲压组合发动机。如图1-6、1-7、1-10所示。
图1-10一体化火箭—冲压组合发动机
自图可见,在一体化火箭—冲压组合发动机的方案中,从结构上将火箭—冲压组合发动机和固体助推器有机的结合在一起了,它们共同使用同一个燃烧室。显然,一体化火箭—冲压组合发动机不仅是火箭和冲压发动机的组合,而且是主发动机和助推器的组合。
图中展示了冲压发动机助推器方案的演变,改进前助推器铸装的是槽管型药柱。采用可抛助推喷管。改进后的方案为无喷管助推器。图中采用中心调节锥调节燃气发生器的流量。
作为主发动机的火箭—冲压组合发动机由进气道﹑燃气发生器和公用的燃烧室等部件组成。
当助推器药柱烧尽以后,燃烧室压力急剧下降,这时通过进气道进来的冲压空气打开堵盖进入燃烧室,此时燃气发生器点火并开始工作,火箭燃气喷入燃烧室,将火箭喷管的堵头﹑管型组件包括助推器喷管的内锥体都推出发动机。这时尾喷管的外锥体就是主发动机的尾喷管,经过补燃然后的燃气从这里高速喷出,从而产生反作用推力。
2)非一体化结构:主发动机是火箭—冲压组合发动机,在结构上与助推器无关,它们都是自成体系的动力装置。一种是助推和冲压发动机串联,这种装置见诸于早期的冲压发动机中,近年来几乎被一体化火箭—冲压组合发动机取代。另外一种是并联(图1-11)。
图1-11 外挂式助推器方案
外国对组合发动机方案进行了不少讨论,它的原理性方案约在1950年推出,1957年开始研制。但是在1963年以前进展并不大,因为有一些技术上的困难阻碍着它的进展,例如进气道的效率低严重地影响发动机的性能;推进剂的能量低﹑性能差也使得组合发动机的质量和尺寸增加,往往抵消了组合发动机比冲增加的好处。据外国资料分析,进气道和弹体阻力增加将抵消比冲约200秒左右。由此也可以看到,这种发动机的设计不能离开弹体的总体设计。1963年以后,出现了质量轻﹑阻力小的进气道,高能推进剂也研制出来了,很大的促进了组合发动机的进展。
由于一体化火箭—冲压组合发动机有许多优点,它是一种很有前途的动力装置,它可以使用于:
- 地-空导弹
- 空-空导弹
- 空-地导弹
- 靶机
- 低空巡航导弹
- 发射人造卫星运载火箭的第一﹑二级
- 高超音速拦截导弹(马赫数在5-15,高度H=30~60公里)
(4) 固体火箭冲压发动机应用的关键技术【8】
冲压发动机除了向整体式发展以外,还有以下一些课题正在研究:
1 机弹一体化 设计冲压发动机的横截面积与弹体的横截面积相同,冲压和助推共用一个燃烧室。
2 进气道 早期的冲压发动机多为头部进气,但近期的发展趋势是各种侧面和后部进气。这样消除了进气系统与制导系统配置上的矛盾。对于基本上是水平飞行的空射导弹来说,双下侧二元进气和颚下进气道具有较高的总压恢复系数。
3 可调进气道 冲压发动机进气面积必须适应飞行马赫数以获得最佳效果,当飞行速度变化不大时,固定进气道不会引起严重的损失,当发动机的工作高度和速度变化较大时必须研制可调进气道。
4 可变流量管道火箭 以低空飞行为设计状态的冲压发动机在高空工作时性能迅速下降,为了使发动机在不同高度下都能很好低工作,发展了可变流量的燃气发生器,一方面通过调节燃气发生器喷嘴,采用较高压力指数的推进剂,另一方面对于固定弹道采用变燃面和变燃速的装药设计。
5 高密度能量材料含硼推进剂研制 对于体积有限的导弹,冲压发动机应采用高密度能量材料,以减小发动机的体积和质量。其中较有前途的使含硼推进剂和高密度的碳氢燃料。由于含硼富燃料固体推进剂及补燃室二次燃烧研究取得重大进展,固体火箭冲压发动机再次成为欧美国家军事研究领域的一项重要内容,采用固体火箭冲压发动机的新一代导弹即将不断问世。据报道,美国大西洋研究公司1997年试验研制一种固体火箭冲压发动机,应用于AIM-120AMRAAM,以使该导弹的射程加倍;俄罗斯桅顶旗设计局也在研制一种远程型P-77导弹,采用固体火箭冲压发动机,射程为160km;欧洲几家导弹制造商成立了一个新的集团,其目的就是研制以固体火箭冲压发动机为推进方案的“流星”导弹竞标英国的超视距空空导弹(BVRAAM)项目。他们都采用或计划采用含硼富燃固体火箭冲压发动机为推进系统。
6 新型的控制技术 BTT技术就是倾斜转弯技术,是一种新型的导弹控制与布局方案,它有别于目前大量生产与设计的防空导弹。BTT形式的导弹可能只有一个或两个方位上具有最后的机动性。它是首先将弹体控制的最大升力的方向指向目标,这时就可以利用最有利的条件飞向目标。这对导弹动力系统的设计、气动布局、机动能力等都会带来很大的好处。
7 热防护问题 由于整体式冲压发动机燃烧室的双重功用,对壳体的热防护要求特别苛刻,主动冷却难以实现,目前均采用烧蚀热防护。美国研制的整体式冲压发动机大多数选用硅橡胶作为热防护材料。
8 堵盖设计问题 进气道和燃气发生器堵盖在助推时必须能够承受高压的作用,同时能可靠密封,再发动机转级时能够可靠而迅速打开。堵盖的设计技术含量较高。当前使用的可抛式堵盖方案有整块式、分瓣式和易碎式。
9 尾喷管设计问题 整体式冲压发动机的助推药柱置于冲压发动机的燃烧室中,助推器工作时,燃烧室中压力较高,要求喷管喉径较小。转级后,冲压发动机工作时,燃烧室压力较低,要求喷管喉径较大。因此助推喷管的设计和抛洒机构的设计非常重要。目前主要采取可抛喷管、刻烧蚀喷管和无喷管装药三种方案。
10 燃气流量调节 未来适应外弹道的变化而导致的进气量的变化需要相适应的燃气生成量。目前的主要方式有三种,当导弹为固定弹道飞行时,可以采用多次浇铸不同燃速的装药或采用变燃面装药;另一种是采用可调喷管喉部面积,这种方法的技术难度大;对于非壅塞式燃气发生器,其燃气生成量取决于补燃室压强的大小,这种方式可以达到自适应调节的目的,但是这种方式要求推进剂低压燃烧室性能好,推进剂的压强指数较高。
11 最佳补燃室设计 最佳设计可以保障补燃室有较高的燃烧效率。主要方式有:补燃室长度选择、空气和燃气喷射冲量、空气进气角、侧向进气的数量,方向和位置,所有这些措施旨在改进掺混,提高燃烧效果和增加比冲。
12 转级技术 转级过程包括助推喷管抛洒、燃气发生器工作、进气道堵盖打开等一系列动作,转级通常在200毫秒内完成。转级机构质量大机构复杂,如果转级不能按照预定的序列进行,将会严重影响冲压发动机工作。采用无喷管结构可以大大降低转级的复杂性
13 发动机地面试验技术 价格低廉的直联式试验主要用于研究燃烧的组织问题,是目前国内外主要试验方式。对于价格昂贵的飞行试验、自由射流试验以及火箭撬试验则在非常必要时采用。直联式的加热污染需要补氧,较低燃烧室压力和较高的环境压强需要引射。
1.3 整体式液体燃料冲压发动机【4】
(1) 组成
将固体燃气发生器用液体燃料来代替则形成液体冲压发动机(Conventional Liquid Fuel Ramjet, CRJ),它在布局和结构方面有其自身的特点。通常是尺寸大且比固体冲压发动机工作范围宽,燃烧室内供油管、火焰稳定器和壁面冷却装置不可少;在不同速度和高度下飞行时,燃油流量和尾喷管尺寸可调。
具体到实际所使用的导弹型号,固体火箭冲压发动机最适合于小型的“空-空”导弹和“地-地”导弹,液体冲压发动机最适合大型的“空-地”和“地-地”导弹。图1-12给出了整体式液体冲压发动机主要特征截面。
图1-12 液体火箭冲压发动机典型截面示意图
与固体火箭导弹比,液体冲压发动机与导弹一体化要解决下列一些问题,首先是燃烧室和尾喷管以及燃油调节系统和作动器控制系统元件和部件结构复杂性带来的问题。
对不同的发射方式(从空中、地面和潜艇)而言,从导弹发射到冲压发动机开始工作的时间有很大的差别,因此决定了助推装药量的不同。
在“空-地”小型导弹(d=350~450mm)的冲压发动机设计中,由于容积的严格限制,需要尽可能采用简化的结构措施:如在没有稳定器的发动机头部组织稳定燃烧;在燃烧室进口处安置固定的头部组件,并装有不可调超音速尾喷管(KH31导弹);燃烧室壁面尽量采用热防护层(如ASALM型式)代替气膜冷却(图1-13)。
图1-13 不同类型和用途的整体式冲压发动机原理
另一个一体化方案是将固体推进剂助推器连同其壳体置于液体燃料冲压发动机燃烧室中。这种方案用于发射质量大和发动机工作时间长的“空-地”和“地-地”导弹上。在燃烧室壳体中,发动机一些紧凑的结构上难以加工制造的元件、部件和组件(如展开式供油管和火焰稳定器、喷口调节机构等),应尽量装于可能小的空间内,以便最大程度地装入固体推进剂助推器。
使用塞入式固体推进剂助推器有如下优点:
可以在专门的实验台上,对助推器和冲压发动机分开进行研制。
可使用质量小的带有气膜冷却的燃烧室,发动机工作时间能够得到最大程度的延长;
不同飞行路径带有不同固体推进剂助推器的不同用途的导弹,都可以使用同一种冲压发动机样机,如:ASM-MSS双用途导弹。
使用这种发动机可在很大范围内调整飞行高度和速度,在固体推进剂助推器脱离后,可以分步或连续地调节尾喷管喉道面积,使用液体燃料便于大范围的燃料流量调节。
下面讨论在助推器-主级冲压发动机气膜冷却燃烧室中安装火焰稳定器的可能方案。当被安装在燃烧室中的助推发动机的长度小于或等于燃烧区域时,火焰稳定器和供油管可以被固定安装在燃烧室中。当助推发动机的长度超过完全燃烧区域所需要的长度时,需要安装展开式火焰稳定器。这与下述因素有关,加长的超过完全燃烧所需要的燃烧室,导致需要更多的空气参加气膜冷却。因此会降低富油区域的燃烧效率。
图1-14给出了这种燃烧室的方案示意图。初始瞬间在发动机内部,由于助推发动机几乎占据了整个燃烧室容腔,火焰稳定器则被紧靠在燃烧室外壳安装。当助推器脱落后火焰稳定器展开置于工作位置。然后冲压发动机燃烧室开始工作。这种展开径向火焰稳定器方案示于图1-15。
也可以采用固体燃气发生器作为稳定火焰的火炬置于燃烧室中。
图1-14 图1-15
(2) 典型应用
第二次世界大战以后,美国对多种类型冲压发动机进行过飞行试验,其中以液体燃料冲压发动机为动力的“黄铜骑士”导弹和“波马克”导弹曾服役装备,“黄铜骑士”的改进型“汪达尔人”作为靶机仍在使用。自二十世纪九十年代开始,美国在进一步装备、改进弹道导弹和亚声速巡航导弹的同时,投入巨额经费大力发展超声速和高超声速巡航导弹。1996年以来,美国开展了“快速霍克”(Fast Hawk)巡航导弹的研制,采用整体式液体燃料冲压发动机,中心进气,飞行马赫数达4.0,飞行高度为24.36km,射程800~1600km。
“快速霍克”型号已经进行过飞行试验。美国于2001年宣布实施超声速巡航导弹研制计划,开展了“联合超声速巡航导弹”(JSCM)的研究,射程为700~1100km,飞行马赫数3.0~4.0,计划在2012年形成初步战斗力。
50年来,前苏联(俄罗斯)非常重视以冲压发动机为动力的超声速飞航导弹的研究,冲压发动机技术处于世界领先地位。俄罗斯有X-31、马斯基特、宝石等导弹采用冲压发动机,并且正在进行以冲压发动机为动力、飞行马赫数4~4.5的导弹研制,该导弹采用一体化设计,发动机采用头部进气,前机身下表面作为冲压发动机的预压面,已成功地进行了飞行试验。
法国的ASMP导弹于1976年开始研制,带核弹头,该导弹于1986年开始服役。ASMP是以整体式液体燃料冲压发动机为动力的空地导弹,在高空时达到马赫数3以上,低空时达到马赫数2以上,射程为数百公里。以ASMP为基本型,形成了多种型号的导弹,包括中程空对地核导弹ASMP-A、远程空对地导弹ASLP、中程空对地导弹常规对陆攻击型ASMP-C、海军型ASMP-N和远程反辐射型(ASMP-R)导弹等。
(3) 主要特点
固体火箭发动机要实现飞行中的调节,有一定的局限性。液体火箭冲压发动机与之相比,可调范围较宽。自动调节系统(ACS)是液体冲压发动机的基本组成部分,其加工质量会影响到导弹的飞行性能。必须使冲压发动机能够在各种复杂的飞行弹道飞行,此时飞行高度和速度会在很大范围内变化。这就要求在飞行弹道的不同阶段,发动机推力和燃油消耗量在很大范围内变化。发动机自动调节系统和飞行器控制系统必须采用组合算法以便在所有飞行路径下提供所需要的推力。因此发动机内部参数和飞行器控制系统参数,都被用来调节油量。
液体火箭发动机非常适合于沿低空弹道、高空弹道和混合型弹道飞行的导弹。由于推力调节的灵活性,液体冲压发动机导弹比固体火箭冲压导弹有较佳的沿弹道协调参数。
由于液体冲压发动机是一种相当新的推进系统,它具有多方面未来的发展前途,如选用高能燃料、更有效的调节系统模式、新型材料、更轻的结构、外部气动性能的提高等。液体冲压发动机在导弹上许多成功使用的实例,体现了它的诸多优点。
(4)关键技术
目前该领域的关键技术有:
1)总体技术研究
由于超音速导弹的高空、高速、长时间巡航飞行的特点,在冲压发动机总体设计中应着重考虑弹体-发动机/进气道整个系统的性能匹配,需要对发动机总体参数和飞行弹道各段的控制规律进行综合优化选择以在保证推阻余量的前提下提高比冲。还要开展发动机结构优化设计技术研究,以在长时间热载荷作用下将发动机结构质量减小。由于采用变截面的塞入式助推器方案,需要对发动机转级技术进行研究;为提高发动机整体性能,将进行可调尾喷管技术研究,以满足大空域飞行条件下的推力需求。还要进行冲压发动机多次点火装置的研究,以适应导弹大机动飞行需要。
2)进气道技术研究
进气道是冲压发动机一个重要的部件,通过合理设计进气道的内型面以及调节方案,在导弹飞行包线内,满足冲压发动机对空气流量与总压的要求,同时减少对导弹外流阻力的影响并尽量增加弹上可用空间。
3)燃烧室技术研究
与现有冲压发动机相比,超声速导弹燃烧室工作条件更加恶劣。需要开展发动机来流工作温度更高、工作时间更大、冷却效率更高的燃烧室冷却技术研究。燃烧室进口压力比现有型号发动机低,这样在低压环境下组织燃烧存在很大的难度,因此需展开对燃烧室组织燃烧技术和点火技术问题的研究,以在高空低压条件下使发动机能够稳定燃烧,并获得较高的燃烧效率。
4)尾喷管技术研究
尾喷管技术的研究直接关系着发动机的总体性能。对于大包线工作的发动机,尾喷管可采用可调收敛扩散形喷管。也可参考快速霍克(Fasthawk)的设计模型,对推力矢量喷管进行预先研究。对于中心进气方案来说,推力矢量喷管具有更好的推力和升力综合特性。可调喷管的调节可以采用两种控制方式,一种是气动式,另一种是液压作动筒式。
5)整体式液体冲压发动机助推器技术研究。
1.4 固体燃料冲压发动机【14】【15】【20】
(1) 组成、特点和应用情况
固体燃料冲压发动机(Solid Fuel Ramjet,简称SFRJ)是一种自带燃料,利用空气中的氧进行燃烧的新型吸气式发动机,其典型结构由进气道、主燃烧室、后燃室和喷管组成。如图1-16所示。与传统的火箭发动机和冲压发动机相比,SFRJ 无需推进剂供应与控制系统,因而结构简单;SFRJ 利用空气作氧化剂,因而比冲高,其比冲可达9000~10000 m/s ,是固体火箭发动机的3~4 倍;SFRJ 的燃烧为扩散控制的燃烧,燃料燃烧的能量沿燃烧室的轴向分散释放,因而燃烧很稳定,国外数百次的燃烧室点火试验,没有观察到不稳定燃烧现象;SFRJ自身只带燃料,因而发动机的储存和使用都很安全。SFRJ 的这些优点使得它将成为未来超音速战术导弹、增程炮弹、增程火箭弹和动能武器的首选动力装置。
图1-16 固体燃料冲压发动机结构示意图
国外早在二十世纪三十年代就考虑将固体燃料冲压发动机作为导弹的推进装置。许多国家和地区都开展了SFRJ 的研究工作,包括:印度、德国、以色列、荷兰、俄罗斯、瑞典和美国。其中德国、以色列、荷兰和美国发表了有关的试验研究的文章,另外据报道,瑞典也在进行以SFRJ 为动力导弹的研制工作。美国的某些公司和JANNAF的报告中包含了早期大多数的工作。早期的设计采用金属推进剂和高旁路比,以获得较高的燃烧效率,并且在燃料药柱中加入不同数量的氧化剂以增强火焰稳定性和点火可靠性。但是由于推进剂等相关技术未取得较大进展,SFRJ 一直处于实验室研究阶段。直到八十年代,推进剂研究趋于成熟,且已基本掌握了SFRJ 的工作特性,SFRJ 开始由实验室走向工程应用。
(2) 主要研究内容
在理论研究方面主要集中在:燃烧模型研究、固体燃料研究和进气道研究。在燃烧模型方面以色列和德国对SFRJ 的研究主要停留在实验方面,而美国在实验和理论燃烧模型方面都进行了大量的研究。荷兰也进行了一系列的实验和理论研究。SFRJ 的燃烧模型主要具有以下几个特点:SFRJ 中的固体燃料药床直接构成了燃烧室壁;空气入口位置的突扩台阶被用作火焰稳定器;再附着区下游的湍流边界层中包含有中心富氧区和燃料壁附近的富燃区之间的扩散火焰。通过扩散火焰热量以对流和辐射方式传递到固体燃料表面,导致燃料汽化。SFRJ 燃烧过程的计算机仿真模型最初是从流函数涡函数模型(模型)开始的。采用这个模型Spalding 计算了回流区内热和质量的传递过程。其基本假设流场是定常、回流、两维和亚音速,湍流Lewis 数被认为是不变的。使用了一个改进的Jones-Launder 两方程湍流模型计算整个流场的黏性,并且忽略了燃烧过程中的辐射效果。但是模型还是有一些固有的不足。第一对燃烧室压力分布的预示大体上是不精确的;第二对于边界层条件很难指定。考虑到以上问题,Pun 和Spalding 随后提出了简单变量模型(速度-压力2D 模型)。该模型的基本假设与前面的模型一样,同时使用该模型对后混合室的流场也进行了计算。后来在模型中又考虑了火焰区的硼粒子热辐射的影响,但是没有考虑气相热辐射的影响。考虑热辐射后再附着区下游的燃面后退率有所增加,从而与实验数据有一个比较好的吻合。
速度-压力2D 模型通过改进,考虑了三维的影响,发展为速度-压力3D 模型。该模型预示的燃面最大后退点与Krall 和Sparrow 提出的最大热传递点相一致,但是仍然位于实验所获得的数据的下游一点。
就目前而言,SFRJ 的燃烧理论模型虽然还不能从定量上对燃面后退率进行预示研究,但是已经可以从定性上预示固体燃料组分、燃烧室几何尺寸、入口流场的空气动力特性对燃烧室流场和燃料后退模式的影响效果。
在固体燃料研究方面到现在为止,各国的科研机构研究的固体燃料范围很广。根据不同任务的需求,可以选择最好的体积比热或质量比热燃料。SFRJ 试验燃烧室使用的碳氢燃料,通常为聚合物,如PB、PE、PMMA、PP和PS。其中有一种比较合适作固体燃料是PB 和PS 的混合物,它能够在比较大范围的条件下提供高的质量比热、好的机械性能、好的燃面后退特性和较高的燃烧效率。通过在燃料中添加金属粒子,同时增加质量比热和体积比热是可能的。B 和B4C 添加剂提供的质量比热和体积比热都是最高的,B4C可以提供的能量和B 几乎一样。但是从B 或B4C 中获取能量并不是一件非常容易的事,这是因为B 或B4C 的点火和燃烧过程十分复杂。通常燃料中的B 或B4C 粒子表面覆盖一层薄薄的氧化层(B2O3),它可以阻止氧与里面的B 继续发生反应生成B2O3,只有将粒子表面的氧化层去掉才能使其点火。去除氧化层的方法可以采用将氧化层汽化的方法,或者使氧化层与水蒸汽反应。氧化层的汽化主要决定于粒子的温度,因此粒子的加热过程,如对流、辐射、与氧的反应是控制粒子点火的决定因素。为了使粒子成功点火,粒子需要一个大约1900K的环境温度和在环境中足够的驻留时间。Al 和Mg(Al-Mg 合金)也是固体燃料比较好的金属添加剂,在这两者之间,含Mg 的燃料比较容易点燃,燃烧效率也比较高。为了增加金属粒子在发动机燃烧室中的驻流时间,可以在空气入口处和在补燃烧室前端放置旋流器。
为了适应对战术导弹高超音速飞行的需求,目前,美国和以色列等国还进行了双模态固体燃料冲压发动机理论研究,分析了SFRJ 在高超音速飞行时的工作性能,图1-17 所示为发动机的结构示意图。
图1-17 双模态固体燃料冲压发动机结构示意图
实验研究,典型的燃烧室基本上是一个中空的圆柱体,内部放有中空的圆柱体固体燃料,入口空气流过固体燃料的内孔。一个通常使用的燃烧室包含有一系列不同的区域和特征:(1)头部的空气入口部分和突扩台阶;(2)放置有固体燃料的主燃烧室;(3)后混合室,通常在其前端还装有掺混板;(4)尾部喷管。燃烧室中的固体燃料的燃烧主要通过边界层扩散火焰完成,因此速度很慢,效率很低。为了提高整个燃烧效率,后混合室是非常必要的,在这个区域,为保证燃料与空气的反应得以完成,有时还在后混合室部分装有旁路注入空气。在使用含有金属粒子的固体燃料的情况下,为了获得比较理想的燃烧效率,必须在入口空气中产生涡流或者在后混合室使用旁路注入空气。
(3) 关键技术
当前研究目标是突破固体燃料冲压发动机的推进剂研制、火焰稳定、燃烧组织与控制、二次燃烧等关键技术;开展使用固体燃料冲压发动机的导弹和增程炮弹的弹道仿真、弹体气动外形与进气道一体化设计等研究;研制出发动机地面演示原理样机,为工程型号研制打基础。主要研究领域为:
1). 总体设计与弹道优化。根据我国的实际情况和需求分析,提出导弹和增程炮弹的总体技术指标;完成弹体的结构布局设计;通过气动外形与进气道一体化设计,得到满足进气量和降低阻力的布局和外形;进行弹道仿真,通过最小能量弹道设计,提出发动机性能指标。
2). 含硼固体燃料和含硼贫氧推进剂研究。为了增加固体燃料的能量,通常在固体燃料中加入金属颗粒,铝、镁、硼是常用的添加物,特别是硼,由于其容积燃烧热是碳氢燃料的三倍,因而受到广泛关注。但由于硼粒子的点火和燃烧过程非常复杂,要获得硼的能量并非易事,目前,硼在固体燃料冲压发动机中的燃烧效率仅有30~40%。因此,深入研究硼粒子在SFRJ 燃烧室流场中的燃烧特性,寻找提高燃烧效率的方法,是研制高性能SFRJ 所要解决的关键技术之一。此外,推进剂的研究还包括拓宽贫氧推进剂低压下的可燃极限以及贫氧推进剂配方优化研究等。
3). 火焰稳定技术研究。固体燃料冲压发动机内的燃烧是固体燃料在亚音速甚至是超音速气流中的扩散燃烧,火焰的稳定是发动机正常工作的必要条件。在进气道的出口(及燃烧室的入口)采用一个后向的突扩台阶来稳定火焰是一种最简单和使用最广泛的火焰稳定方法,突扩台阶后的回流区是基本的火焰稳定区。对于一个给定的发动机,为了稳定火焰,存在一个临界台阶高度,当台阶高度大于此临界高度时,火焰可以稳定,否则火焰不稳定。研究表明,临界台阶高度是进气道空气流量和温度的函数。对设计者来说,临界台阶高度非常重要,它限制了固体燃料在燃烧室径向的尺寸,因而也限制了发动机的工作时间。因此,希望临界台阶高度越小越好。因此火焰稳定技术研究就是要探讨稳定火焰的物理与化学方法,建立临界台阶高度与各种设计参数的联系,寻求减小临界台阶高度的技术措施,最终使发动机稳定燃烧并具有较高的燃烧效率
4). 固体燃料的后退速率特性研究。正如在固体火箭发动机中一样,对发动机设计者来说,推进剂的燃烧研究最终是要给出燃速的表达式。在固体燃料冲压发动机中,固体燃料的后退速率特性同样是发动机设计的关键,而且要比固体火箭发动机复杂得多。主要差别在于,固体火箭发动机中的燃烧不受外界环境的影响,且推进剂的燃烧为预混燃烧,其燃烧速率通常可表示为燃烧室压力的函数,而在固体燃料冲压发动机中,固体燃料的燃烧是一个扩散火焰,其后退速率沿轴向变化,不仅与燃烧室压力有关,还与导弹飞行高度和速度、进气道进气流量、燃烧室几何尺寸和温度等因素有关。正是固体燃料后退速率难以预测和控制,限制了固体燃料冲压发动机的工程应用。
5). 发动机二次燃烧技术研究。研究表明,固体燃料冲压发动机的燃烧效率是由空气和燃料分解产物的混合程度决定的,在沿着固体燃料表面燃烧的边界层中,燃料与空气的混合由湍流扩散控制,基于湍流边界层理论的计算表明,对于小长径比燃烧室,在燃烧室出口平面,只有百分之五十的燃料完成混合并燃烧,因此,为了提高燃烧效率,需要在补燃室组织二次燃烧。补燃室的燃烧效率主要取决于旁路进气与富燃气体在补燃室的掺混效率,这种掺混效率与进气道的形状、位置、进气角度、以及空燃比、空燃动量比等都有影响。二次燃烧研究就是要了解补燃室内的掺混燃烧机理,探索提高补燃效率的方法和途径,为固体燃料冲压发动机补燃室设计提供理论依据和指导
6).发动机性能预示和发动机优化设计研究。由于SFRJ 的燃烧过程不仅与推进剂和发动机结构本身有关,还决定于入口空气参数,这和固体火箭发动机和固体火箭冲压发动机有很大区别。因此,对于给定的飞行任务,为了使发动机在较宽的飞行包络内达到性能最优,必须开展发动机性能预示和发动机优化设计工作,包括对给定的总体技术指标,确定发动机的性能参数,选择进气道与燃烧室的匹配方式,通过发动机性能预示确定实现发动机性能最优的结构形式等。
固体燃料冲压发动机由于其独有的特点将在下一代导弹动力装置中占有重要地位,开展固体燃料冲压发动机及其相关应用技术研究具有很重要的实际意义,固体燃料冲压发动机一旦研制成功将大大提高战术导弹的作战性能。
在炮弹增程方面,用固体燃料冲压发动机可以显著改进炮弹的终点速度、动能和射程等性能。在给定射程下,能使飞行时间缩短,弹道平直,因而容易瞄准目标,增加打击力。
1.5固体火箭冲压发动机发展应用情况【8】~【22】
早在1913年,法国工程师René Lorin
就提出了冲压喷气发动机(Ram Jet)的设计,并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料,只停留在纸面上。1928年,德国人保罗·施米特开始设计冲压式喷气发动机。最初研制出的冲压发动机寿命短、振动大,根本无法在载人飞机上使用。于是1934年时,施米特和G·马德林提出了以冲压发动机为动力的“飞行炸弹”,于1939年完成了原型。后来这一设计就产生了纳粹德国的V-1巡航导弹(图1-19)。此外纳粹德国还曾试图将冲压喷气发动机用在战斗机上。1941年,特劳恩飞机实验所主任、物理学家欧根·森格尔博士在吕内堡野外进行了该类型发动机的试验,但最终未能产生具有实用意义的发动机型号。二战后冲压发动机得到了极大的发展,为多种的无人机、导弹等采用。在1974年的中东战争中,苏制SAM-6地空导弹的出色表演,使得各国对固体管道火箭技术产生了新的兴趣。美国、苏联均进行了探索性的研究工作。但在六十年代初期进展不大。在研制中存在一系列技术难题,如进气道效率低、推进剂能量偏低等,使整体式固体火箭冲压发动机的性能、质量、体积都不尽如人意,这些不足往往抵消了此种发动机高比冲的好处。
图 1-18 德国在二战中应用的V-1导弹(1933-1945)
六十年代中期至七十年代是整体式火箭冲压发动机技术取得突破性进展的年代。双用途燃烧室与整体式助推发动机技术的突破、贫氧推进剂研制的进展均为整体式固体火箭冲压发动机的发展提供了技术基础。
现在,整体式固体火箭冲压发动机的基本技术问题已经解决,但要用到下一代先进导弹上,还有不少工作要做。例如:有针对性地提高贫氧推进剂性能;提高部件设计水平;突破燃气流量调节技术;发展导弹-进气道-发动机的一体化设计技术等,当前的发展特点是专项技术发展与型号应用密切结合。
由于各国的技术途径、研制经验和战略战术观点各不相同,因此各国侧重发展的类型也不相同。美国以发展整体式液体冲压发动机为主,但也开展固体冲压发动机的研究。俄国(前苏联)、法国和德国则对火箭冲压组合发动机作了大量研究。这些国家在一系列先进战术导弹项目下研究了不同方案的整体式冲压发动机。这些项目的具体情况这里不再赘述,但令人感兴趣的是从这些研究工作中得到的一些经验和看法。
如果导弹射程超过100Km以上时,使用整体式液体冲压发动机是较为合理的,但是它的技术较为复杂,成本也较高。此外按照德国MBB公司的观点,用煤油作为燃料的液体冲压发动机对导弹直径有要求,若直径小于200mm时会遇到一些难以解决的技术问题。当直径小到某一最小值以下时,发动机甚至不能工作。因为为了缩短燃烧室长度,煤油从液态到气态的转变过程是在逆向气流区附近进行的,而这一气流区必须具有一定大小的横截面积(即直径)才能有足够的空间让油气充分混合。俄国中央航空发动机研究院也持相同的观点,认为导弹直径小于0.3~0.5m情况下,采用固体冲压发动机或固体火箭冲压组合发动机最为合适。导弹一般直径较小,它限制了液体冲压发动机的使用。
整体式固体燃料冲压发动机发展较晚,因固体推进剂的特点使得在冲压室内燃烧过程的稳定性较差,使用经验较少。目前它处于研究阶段,未见在型号上使用的报导。
整体式火箭冲压组合发动机的特点是带有燃气发生器。本文着重介绍固体火箭冲压组合发动机各国在不同年代的发展情况,从中看出固体火箭冲压发动机的发展趋势,并总结出固体火箭冲压发动机应用于型号研制急待解决的技术关键。
固体火箭冲压发动机发展历史
前苏联首先将固体火箭冲压组合发动机使用于低空型的地-空导弹,这就是SAM-6导弹。它的技术水平并不高,虽然采用了整体式方案,然而贫氧推进剂的能量不高,也没有采用无喷管的助推器,燃气流量也不能调节。但是SAM-6导弹开辟了固体火箭冲压组合发动机发展的新阶段。
法国是冲压发动机的故乡,法国宇航公司(ONERA)和德国的MBB公司为第二代反舰导弹研制了固体火箭冲压发动机:MBB公司研制含硼量高达50%的高能贫氧推进剂,其余50%是聚丁二烯粘结剂和过氯酸铵氧化剂等。随着硼含量的不同,推进剂热值在35.6~39.8MJ/kg范围内变化,密度约为1.7。该公司还研究了调节燃气发生器流量的措施。为了与MBB公司竞争,ONERA也发展了自己的固体火箭冲压组合发动机,采用的是中等能量复合推进剂,其能量比含硼推进剂的约低20%,但它的羽状烟雾量最小。
ONERA又经过多年努力,近期研制了Rustique整体式固体火箭冲压组合发动机,在技术水平上有了很大进步。例如,采用了高密度的含硼推进剂,提高了它的比冲;采用了无喷管助推器方案,简化了结构,降低了成本,增加了安全性;解决了固体燃气发生器的燃气流量调节问题,性能更加改善。该发动机是目前将固体火箭与冲压发动机技术较好结合起来的典型。它具有多种用途,可用于短、中程空-空导弹,地-空导弹和空-地导弹等方面。
早期各国固体火箭冲压发动机(SPR)研制的重要事件
1954~1955: 由美国锡奥科(Thiokol)公司进行四次飞行试验
飞行器: 直径:50mm;长度:约710mm;
固体火箭冲压发动机:月牙形进气道;同轴冲压补燃室;恒流量燃气发生器;
串联助推器:地面发射。
1958: 由美国锡奥科(Thiokol)公司进行三次FDR3飞行试验
飞行器: 直径:168mm;长度:约1400mm;
固体火箭冲压发动机:锥形头部进气;同轴冲压补燃室;恒流量燃气发生器;
串联助推器:地面发射。
图1-19 FDR3(1958年)
50年代美国开始火箭冲压发动机的研制,并分别于1957年和1959年研制出“波马克”(第一代)、“黄铜骑士”(第二代)远程地空拦截导弹、AAAM空-空导弹(第三代)。
1966: SPARM(固体推进剂增强型火箭发动机)两次飞行试验
飞行器: 由AQM37A无人机机架改造的,直径:330mm;长度:约3650mm(不包括风速管和助推喷管);
固体火箭冲压发动机:二元进气道;侧面进气的冲压燃烧室;分级推进剂实现两级续航推力;
一体化助推器:空中发射;
飞行包线:马赫数2.5;飞行高度13km;燃烧时间128s;航程135km。
图1-20 SPARM(1966年)
1967: 前苏联SAM-6(达到应用)
60年代前苏联研制出“萨姆-4”(第二代)中程高空地空导弹,70年代初又研制成“萨姆-6”(第三代)中低空地空导弹。
类型:地对空战术防空武器
结构:细长圆柱体,尖的头部,接近中部有十字型小翼,尾部有十字型尾翼,在翼间有四个轴对称进气道;
直径:330mm;翼展:1240mm;
长度:约6200mm;
固体火箭冲压发动机:四个侧旁压缩波进气道;侧面进气的冲压燃烧室;恒流量中能推进剂燃气发生器(装填镁粉);
一体化助推器:地面发射;
飞行包线:马赫数2.8;射程30~35km。
图1-21 前苏联SAM-6
1976: 法国的ONERA固体火箭冲压发动机两次飞行试验
飞行器: 直径:400mm;长度:约5500mm;质量:650kg;
固体火箭冲压发动机:四个侧旁双锥进气道;侧面进气的冲压燃烧室,套管型装药;中等能量自分解推进剂,恒流量燃气发生器;
串装助推器:地面发射;
飞行包线:弹道飞行;弹道顶点(3km)马赫数2.1;50s续航飞行;燃烧时间128s;射程35km。
1982: 德国MBB公司的EFA实验导弹固体火箭冲压发动机两次飞行试验
飞行器: 直径:240mm;长度:4200mm;质量:650kg;
固体火箭冲压发动机:四个侧旁半轴对称进气道;侧面进气的冲压燃烧室;端面燃烧装药;含有40%硼的高能推进剂;固定流量燃气发生器;
串装助推器:地面发射;
飞行包线:一部分弹道飞行和一部分制导飞行;飞行高度1.5km,马赫数2.5;在第二飞行阶段高的侧向加速度。
图1-23 德国MBB-EFA实验导弹(1981年)
1984(列入计划的): 美国休斯(Hughes)公司DR-PTV(管道式火箭推进试验飞行器)
飞行器: 直径:178mm;
固体火箭冲压发动机:两个二元进气道;侧面进气的冲压燃烧室;端面燃烧装药;中能推进剂;固定流量燃气发生器;
一体化无喷管助推器:空中发射;
图1-24 Hughes公司DR-PTV
1985~90年代: 俄罗斯中程空空导弹P-77和改进型PBB-AE
弹长(m): P-77:3.6 PBB-AE:3.7
弹重(kg): P-77:175 PBB-AE:225
弹径(mm): P-77:200 PBB-AE:200/390
战斗部(kg): P-77:22
射程(km): 100
P-77空空导弹1994年装备空军,在此基础上,又研制的远程《КРПД–ТТ》空空导弹PBB-AE,采用固体冲压发动机。
图1-25 俄罗斯的PBB-AE
90年代:欧洲各国发展超视距空空导弹“流星”BVRAAM/Meteor
80年代美国开始为中程空空导弹BVRAAM发展流量可调整的整体式冲压发动机技术(VFDR)。
主要关键技术:无喷管助推器、流量可调燃气发生器、适应温度范围为-54~63℃,高能少烟(含硼)推进剂。两进气道模拟试验条件为3.25M。
图1-26 美国VFDR部件试验弹(1987-1997)
英国的地空导弹“警犬”(第一代);法国的“阿斯太”防空导弹(第三代),这些导弹也都采用了固体火箭冲压发动机。
法国:Rustique是法国在研的一种固体火箭冲压发动机,其特点是费用低、可靠性高。它没有尾喷管,在燃气发生器上没有音速喉道,其工作状态取决于冲压发动机燃烧室内的压力,在燃烧室中没有火焰稳定器,也没有燃料流量调节阀,已进行了空中飞试。
90年代欧洲各国,以英国为主,包括瑞典、法国和德国开展了BVRAAM/Meteor“流星”超视距空空导弹研制。其中德国负责的动力系统,采用了固体助推器和当年美、德合作研制的VFDR全固体冲压发动机技术。
图1-27 欧洲的“流星”Meteor
它采用流量可调的整体式固体火箭冲压发动机,极大地扩大了空空导弹的攻击包络。“流星”空空导弹所采用整体式固体火箭冲压发动机的主要技术特点如下:
1) 采用双下侧的二元混压式进气道布局;
2) 具有宽广的飞行包线,最大飞行马赫数可达4;
3)能够提供的动力射程大于100km;
4)采用含硼富燃料推进剂,其热值大于50MJ/dm3;
5) 燃气流量调节比10:1;
6) 采用少烟的整体式无喷管助推器。
早在1981年,“流星”空空导弹所采用整体式固体火箭冲压发动机的前身就进行了飞行演示试验(采用含硼富燃料推进剂)。完全按照超视距空空导弹动力装置的要求,1998年进行了整体式固体火箭冲压发动机样机的“助推-转级-续航”全状态地面演示试验。“流星”空空导弹于不久前完成了与载机的对接工作,并将于近期进行空中发射试验,该导弹计划于2008年完成全部研制工作并开始装备部队。
90年代末:美国海军超音速反舰导弹GQM-163 SSST
美国海军多年来一致支持全固体冲压发动机技术的研制。90年代末期,美国海军在寻找高速反舰导弹方案时,选择了轨道科学公司(OSC)的GQM-163A Coyote SSST方案。它串联了一台固体助推器MK-70,采用Aerojet公司的MARC-R-282 VFDR冲压发动机为主级。海平面可将导弹加速的2.5M。接近目标时高度为4m,速度为2.3M。为了节省成本,采用了海军“标准”导弹和AQM-37D导弹的一些成熟技术。2004年5月18日飞行试验成功。射程:110km;弹长:5.6m(无助推器),9.53m(有助推器);弹径:350mm;速度2.5M。
图1-28 美国海军超音速反舰导弹GQM-163 SSST(2003年)
2004:俄罗斯某齐射火箭弹增程
俄罗斯对现役型号某齐射火箭弹使用增程冲压进行改进的方案,改进后的的射程由原来的100km增加到200km。在整体式固体冲压发动机型号中:
推进剂装药:Mp1+Mp2=340kg
推进剂密度:ρP=1509kg/m3;
推进剂发热量:Hu=26.968MJ/kg;
燃气发生器推进剂:25%的正碳甲硼烷(Д-9);
化学当量数:L0=5.529;
喷管临界截面直径:Dt=0.2m;
喷管出口截面直径:De=0.29m,;
改进后的冲压发动机采用双下侧二元进气道,置于机腹部互成90˚角。由于火箭腹部有凸起部分,因此,不能从现用的火箭弹发射管装置上发射。发射弹道从原来的抛物型改为山峰式。
火箭以初始射角θ0以及零攻角α=0发射。起动工作方式完成后经过某一时间起动冲压发动机,使火箭继续加速,将其送到11~14km的高度,在这个高度上,火箭进入水平轨道段,此后,由水平轨道上火箭的控制条件来确定攻角:以使Ny=1。在被动飞行时,攻击角度增大,火箭开始升高至某一高度,然后开始按设计方案下降。“山峰”式飞行弹道是漂掠飞行弹道的变形,它可以大大增加火箭的飞行距离。
2004 年 印度
印度准备将固体火箭冲压发动机用于地空弹。对于助推器主发动机的考虑是(1)使用高比冲推进剂用于助推装药,助推器带有可抛喷管;(2)发展高比冲富燃推进剂用于主发动机;(3)重视进气道和燃烧室的匹配。印度已成功设计了固体火箭冲压发动机,研制了富燃推进剂,进行了加速、工况转换和飞行试验,试验数据表明冲压发动机性能与飞行前的预计基本一致。印度准备将固体燃料冲压发动机用于加力大炮上。
法国对冲压发动机进行了系统的研究,在著名的ASMP导弹之后,法国正在发展速度、高度更高的ASMP后继型。
瑞典萨伯公司的RB73E,南非的LRAAM,台湾中山科学院的天剑-2。
日本、南非也竞相发展整体式冲压发动机,正致力发展型号。
美国空军、一些公司和法国联合开发这种特征冲压发动机计划,大概起始于ONERA的Rustigue火箭发动机研制时期,作为美法合作的一部分,至1995~1996年跨入了一个新的阶段。
法、德、英联合开发未来的空地反辐射(ARF)导弹,这种反辐射导弹可能在短期内用冲压发动机。这种新式的冲压发动机要使用一体化的非壅塞式的燃气发生器。
表1-1 列出了1918年至今世界各国固体火箭冲压发动机研究进展。
固体火箭冲压发动机涉及面广,技术难度大。经过几十年的发展已经突破了技术上的难度。从中可以看出:进气方式由过去的轴对称头部进气发展成后置侧面进气;助推器由原来的并联或串联的分体式发展成整体式和无喷管式;推进剂由原来的铝镁推进剂发展成含硼的和碳氢燃料;燃气发生器由原来的不变流量发展成可变流量及非壅塞式;应用领域不断扩大。冲压发动机的研制需要大量的试验。另外,冲压发动机的主要特点是远射程,因此其优越性不应被过分夸大。
表1 1918年至今世界各国固体火箭冲压发动机研究进展
年代 | 国家/
机构 |
发动机/运载器 | 发动机
类型 |
时间,年 | 巡航
马赫数 |
巡航高度,
km |
动力射程,
km |
发射装置 | 总长,
mm |
直径,
mm |
总质量,
kg |
研制状态 |
1960-1970 | 美海军
美海军 苏联 |
ATP/TARSAM-ERc
ATP/TARSAM-MRc SA-6/Gainfula |
ADR
ADR-IRR 整体管道 |
1965-1971
1965-1971 1965- |
3.8
3.8 2.8 |
15-21
15-21 17 |
257
129 24 |
铁路
铁路 铁路 |
8,839.2
5,080.0 6,197.6 |
342.9
342.9 335.3 |
2915
795 599 |
组件实验
组件实验 已应用 |
1970-1980 | 美空军
法国 美空军 |
DREDg
Rustique MPSR-1b DR-PTV |
DR
非壅塞 FFDR |
1977-1979
1978-1985 1979-1986 |
3
3 3.5 |
9
12 18 |
–
56 – |
铁路
铁路 |
–
3,657.6 – |
-
203.2 - |
–
163 – |
组件试验
飞行试验 飞行试验 |
1980-1990 | 美空军 | VFDRa | DR | 1987-9997 | 3 | 15 | 80 | 空中 | 3,657.6 | 177.8 | 163 | 组件试验 |
1990-2000 | 印度
美/法 美/日 法国 苏联 英国 德国 英国 |
AKASHb
协作技术项目协作技术项目 Rustique -2B AA-X-12a FMRAAM ARMIGER BVRAAM/Metor |
DRIRR
UCDR VFDR UFDR DR VFDR DRIRR VFDR |
1990-
1991-1997 1992-1997 1993-1997 1995- 1995-1999 1996- 1999- |
3.5
3 3 3.5 3.5 3 3 4 |
15
15 15 24 21 21 9 15 |
24
80 80 48 105 161 161 87 |
铁路
空中 空中 铁路 空中 空中 空中 空中 |
6,502.4
3,657.6 3,657.6 4,013.2 3,606.8 3,657.6 3,962~4,394 3,657.6 |
330.2
177.8 177.8 200.7 203.2 177.8 355.6 177.8 |
661
163 163 200 177 182 227 182 |
飞行试验
组件试验 组件试验 飞行试验 飞行试验 正在研制 组件试验 组件试验 |
2000-2003 | 英/瑞典
美海军 美海军 |
S225XR
SSSTa HSADb |
VFDR
VFDR VFDR |
2000-
2000- 2002- |
3
2.5+ 4.5 |
15
0 24 |
97
72-97 161 |
铁路
铁路 空中 |
3,657.6
4,876~5,791 – |
190.5
350.5 254.0 |
182
– – |
组件试验
飞行试验 组件试验 |
- 系统论证并演示;b-系统论证;c-燃烧室实验运载器(BTV);d-冲压实验运载器(RTV);e-地对地制导运载器(SSGM);f-波音公司和密歇根州立大学航天研究中心(BOMARC);g-北美航空番号(NAVAHO)。