刘颖 陆宁 沈欣

摘 要：导弹动力装置是决定导弹射程的关键因素。 本文通过对当前国外（美国、 俄罗斯、 欧洲）整体式固体火箭冲压发动机的专利技术及应用现状进行详细分析和论述， 在分析基础上总结了整体式固体火箭冲压发动机发展的关键技术， 主要包括燃气流量调节与控制、 高能贫氧推进剂、 结构的热强度及长时间的热防护、 宽域可调进/排气、 导弹与发动机一体化气动外形设计等。

关键词： 整体式固体火箭冲压发动机; 专利; 燃气流量; 推进剂; 热防护; 气动外形

中图分类号：    TJ763; V435   文献标识码：    A  文章编号： 1673-5048（2021）05-0046-07

0 引  言

当前以固体火箭发动机为动力的导弹， 由于推进剂能量的限制， 要想显著提高射程和飞行速度， 必须大幅度增加弹重和体积， 这对于现代导弹来说是难以接受的。 整体式固体火箭冲压发动机（简称固冲发动机）能够利用空气中的氧作为氧化剂， 只携带少量固体燃料， 可大大提高推进剂的比冲， 显著增加射程。 在确定的飞行条件下， 相比固体火箭发动机其比冲提高了3～5倍[1]。

固冲发动机， 也叫管道火箭（Ducted Rocket）， 与固体火箭发动机不同的是， 固冲发动机的燃烧室里有由进气道传输来的空气， 以及从燃气发生器（即独立的火箭发动机）传输来的一次燃烧产物的高速射流， 在燃烧室内经燃烧组织而产生确定喷射效果的同时， 一次燃烧产物与空气掺混燃烧。 固冲发动机是一种组合发动机， 实现了燃气发生器内和燃烧室内的两个工作过程。 因此固冲发动机兼有冲压发动机和火箭发动机二者的优点， 是新型超声速导弹的理想動力装置。 欧洲“流星”导弹的研制成功使固冲发动机在空空导弹上的应用获得实质性进展， 射程达到100 km以上， 从而掀起了各国对固冲发动机研制的热潮[2-3]。

1 国外研究及应用情况

从国内外公开发表的文献和专利来看， 当前国际上在固冲发动机技术研究方面走在前列的是美国、 俄罗斯、 德国及日本等国。

1.1 美  国

1.1.1 应用情况

2005年左右， 美国在固冲发动机领域开展了3项大型计划——超声速掠海靶弹（SSST）计划、 高速反辐射导弹验证（HSAD）计划以及变流量固冲发动机-飞行器概念（VFDR-FVC）计划， 这3项计划都旨在验证固冲发动机技术成熟度， 以及应用于实际型号的可行性 [4-5]。

已经投产的GQM-163A“丛林狼”（Coyote）超声速掠海靶弹（SSST）（见图1）采用航空喷气公司的MARC-R282固冲发动机实现了掠海远程持续机动飞行。 MARC-R282冲压发动机包括燃气发生器、 4个二元进气道、 级间舱、 节流控制阀、 燃料喷嘴、 燃烧室和冲压喷管。 发动机直径为0.35 m， 长3.4 m。 高速反辐射导弹验证（HSAD）计划是为了通过飞行试验验证空射冲压推进技术， 从而验证MARC-R290固冲发动机在“哈姆”导弹改型上应用的可行性。 冲压发动机的进气道系统包括2个呈90°夹角的二元矩形进气道和两个安装在补燃室头部的铰链式堵盖[6]。 变流量固冲发动机-飞行器概念（VFDR-FVC）计划是研究VFDR项目中的发动机与满足F-22战机弹舱的导弹弹身的兼容性。 该计划设计了一种安装在弹体后部的新型进气道， 并进行了风洞试验， 使未来的战术导弹可以实现内部挂载。

20世纪90年代， 美国空军开展了用变流量固冲发动机升级AIM-120空空导弹的概念研究。 2010年，  美国国防预先研究计划局发起的“三目标终结者”（T3）项目，  旨在用同一种导弹替换AIM-120导弹和AGM-88反辐射导弹， 同时增加摧毁小型目标和隐身巡航导弹的能力。 T3项目采用固冲发动机为动力装置， 拥有较高的平均速度。 2014年， T3项目出人意料地中止了， 推测可能在某些保密的预算项目中继续开展研制。 据媒体报道， 2020年2月27日， 美国波音公司在美国空军协会主办的2020年空战研讨会上公开展示了T3导弹模型， 也即意味着T3导弹项目已被重启[7-8]。

1.1.2 研究情况

虽然目前美国并没有导弹型号实际采用固冲发动机， 但美国多个公司在固冲发动机的研究方面进行了积极探索。

例如： 美国Aerojet Roctetdyne公司Patrick等人的专利《Selectable ramjet propulsion system》（《可选择的冲压喷气发动机推进系统》）US9726115B1（2017.08.08）[9] 。

该专利发明了一种用于推进火箭或导弹的可选择的冲压喷气发动机推进系统， 包括与助推器相邻的燃气发生器。 燃气发生器和助推器之间安装有易碎膜。 助推器和燃气发生器可以按照正常顺序工作， 也可以同时工作来实现短程内推力的增加。 火箭或导弹上的逻辑电路可根据与目标的距离是否超过阈值来确定易碎膜的爆破时间。

该发明特征是， 当目标在短距内（小于阈值距离）时， 发动机能够燃烧助推燃料和冲压发动机的燃料。 当不需要远程能力时， 冲压发动机能够接近火箭发动机的推进性能。

图2给出了现有技术中已知的可变流量固冲发动机， 包括头部12、 战斗部14、 燃气发生器16和燃烧室18。 燃料量控制阀20设置在燃气发生器16与燃烧室18之间。 在助推段， 燃烧室18填充了推进剂22， 用作在高压（标称值为2 000 psia）下工作的带喷管或无喷嘴的助推器。 当推进剂22燃尽时， 打开内部堵盖24和外部堵盖26使空气通过进气道28进入。  在冲压发动机的巡航阶段， 燃气发生器16启动， 产生冲压发动机燃料。 燃料30通常是端面燃烧药柱。 燃气发生器产生的气态产物通过阀门34的节流出口32排出， 阀门34控制工作压力和所产生的燃料量。  典型的燃气发生器16的工作范围是200～2 000 psia。 取决于飞行高度和马赫数， 典型的燃烧室18的工作范围是112～200 psia。

流量调节器2内部形成环形通道， 其横截面积逐漸变化， 通道内把气流加速至马赫数0.9。 在固定垫片和调节元件之间形成通道的临界截面， 调节元件经过中心轴16由传动装置带动。 在临界截面后形成横截面面积可变的通道， 与流量调节器环形喷口格栅中的孔连通。 这些孔轴倾斜与发动机中心纵轴成45°～135°。 环形喷口格栅中孔最好做成可形成闭合（环形）扇形喷流， 或在空气流中加速到声速或超声速的离散式喷流系统的形式。 这样可增大固体燃料燃烧产物与空气掺混过程的剧烈程度， 从而改善混合物的燃烧。

燃烧室和出口喷管的形式可做成扩张锥形，  燃烧室可做成带有开口角度为5°～7°的锥形， 可保证加速空气和固体燃料燃烧产物混合至低超声速（Ma=1.2～2.0）， 喷管可做成开口角度为30°的扩张锥形， 可保证连续加速射流到Ma≥4。 燃烧室和出口喷管可按照能保证横截面面积平稳变化的曲线设计成型。

此外， 为了保持燃烧产物温度稳定， 燃气发生器内的自由容积通常通过燃气发生器内固体燃料药柱的位移来保证。

1.3 欧  洲

1.3.1 应用情况

欧洲合作研制的“流星”空空导弹是以固冲发动机为动力的新一代空空导弹。 经过成功的飞行试验并定型， 使固冲发动机在空空导弹的应用上获得了实质性进展。 随着“流星”导弹的成功和由此带来的示范效应， 冲压发动机在空空导弹上的应用前景也将非常光明[15-16]。

“流星”空空导弹的动力装置是由德国拜恩化学公司研制的固体燃料变流量火箭冲压发动机， 具有腹下双槽式进气道的非轴对称的气动布局。 在设计上采用了双下侧矩形多激波进气道， 互成90°配置。 该动力装置可使“流星”导弹在命中目标之前一直具有动力推进， 确保导弹以最大的速度飞行， 并在最后拦截时具有最大的机动能力， 从而减少了目标规避导弹的机会， 据称其不可逃逸区是其他超视距导弹的3倍还多 [17-18]。  其发射模拟图如图6所示。

德国曾有装备固冲发动机的新型反辐射导弹ARMIGER的研制计划， 导弹总质量约为220 kg， Ma=2～3时的最大飞行距离约为200 km。 高精度导引系统保证了导弹质量较小时能达到远的射程（目标命中精度可达1 m）。 因此可以把战斗部的质量减小到20 kg。 ARMIGER导弹计划装备四槽式轴对称进气道[19-20]。

1.3.2 研究情况

欧洲以德国为代表， 其弹用固冲发动机的研究处于世界领先地位， 但其相关技术研究专利也基本处于保密阶段。

德国早期就有零星专利进行固冲发动机的研究， 例如： 德国阿斯特里厄姆公司（Astrium GmbH）Herbert Engel等的专利《Solid fuel propulsion system for a ram jet rocket》（《用于装有冲压喷气式发动机火箭的固体燃料推进系统》）US6405526B1（2002.06.18）[21]。

该专利发明了一种用于装有冲压喷气式发动机火箭的固体燃料推进系统， 如图7所示， 包含有由筒状壳体2包围的燃烧室B、 位于燃烧室B前端的燃气发生器G（由筒状壳体1包围）， 燃气发生器用于从固体燃料中产生可燃气体， 燃气流量调节器R设置在燃气发生器G和燃烧室B之间， 调节从燃气发生器G到燃烧室B的燃气流量。 推进系统具有中间部分4， 燃气流量调节器R包含在该部分内。 中间部分以承重方式与燃烧室壳体2和燃气发生器壳体1连接， 包含有密封燃气发生器G的第一压头8和密封燃烧室B的第二压头9。 在压头8和9之间放置一个基座单元， 该基座单元包含燃气流量调节器R， 并支撑压头8和9。

2 关键技术

当前世界军事强国对弹用固冲发动机技术的研发非常重视， 也突破了多项制约性的关键技术， 但受限于某些关键技术的工程化解决， 以及出于成本的考虑， 因此国外固冲发动机也并没有大量进入型号应用。 当前弹用固冲发动机亟待突破的关键技术包括： 燃气流量调节与控制、 高能贫氧推进剂、 结构的热强度及长时间的热防护、 宽域可调进/排气、 导弹与发动机一体化气动外形设计等。

2.1 燃气流量调节与控制技术

目前各国在研的固冲发动机大都具有燃气流量调节能力。 为达到根据飞行器飞行轨道优化固体燃料流量的目的， 国外有采用带有固体燃料燃烧产物流量调节阀的燃气发生器来改进现有固冲发动机的做法，  调节过程的特点在于， 不仅能改变燃料流量， 而且能以最优的形式进行燃料分配从而实现燃烧室内燃料的充分燃烧， 也就是说， 调节过程与发动机内工作过程的组织有关 [22-23]。

对于超视距空空导弹的应用来说， 为了满足机动攻击和作战任务多样化的要求， 导弹飞行速度范围相应变宽。 当海拔高度一定时， 因速度变化导致进气道捕获空气质量流量变化大， 为保证发动机具有良好性能， 也必须调节燃气发生器富燃燃气流量， 以保证固冲发动机在最佳空燃比附近工作。 燃气流量能否调节直接决定了固冲发动机性能的好坏， 目前关于燃气流量调节的方案主要有固定流量式、 壅塞式、 非壅塞式三种。 通过采用各种燃气流量的调节方法实现对燃气发生器中压力的闭环控制， 从而满足燃气发生器流量调节的快速、 精准、 大调节比控制 [24]。

2.2 高能贫氧推进剂技术

对于体积有限的导弹来说， 其装配的固冲发动机应采用高能推进剂， 以减小发动机的体积和质量。 其中较有前途的是含硼富燃料固体推进剂和碳氢富燃料推进剂。 “流星”空空导弹采用的是德国拜恩化学公司研制的含硼推进剂。 “流星”导弹固冲发动机的推进剂配方含硼量达40%， 热值60.1 MJ/L， 燃速4～ 21 mm/s， 压力指数0.3～0.55， 燃气流量调节比大于12∶1 [25]。

在火箭冲压发动机中， 除了固体燃料外， 原则上也可以使用膏体燃料。 膏体火箭冲压发动机的工作顺序类似于固冲发动机。 从结构上来说， 膏体火箭冲压发动机是比固冲发动机更复杂的发动机。 日本研发的固冲发动机采用了聚叠氮缩水甘油醚（GAP）膏体推进剂。 GAP是一种新型含能粘合剂， 能量高， 热稳定、 安全性能好， 以其为基体的高能推进剂具有钝感高能特性和低特征信号的特点， 在战术导弹发动机中有广泛的应用。 当前， 日本正在利用其GAP推进剂固冲发动机研究成果， 寻求与英国合作改进“流星”空空导弹， 以降低原有含硼推进剂产生的尾烟特征[26]。

2.3 结构的热强度及长时间的热防护技术

固体火箭冲压发动机中， 燃气发生器和助推补燃室壳体都需要热防护结构。 固冲发动机与固体火箭发动机的绝热层的工作特点不同， 要保证在带有氧化化学势的燃烧产物高温多相流绕流下的支承结构的热稳定性。 还会有一些变化的作用： 助推工作状态下固体燃料的燃烧产物脱氧环境和巡航工作状态下的氧化环境。 随着燃烧室和燃气发生器的热防护系统的发展， 逐步采用弹性绝热材料代替硬性材料 [27]。 在压力范围很大（助推和巡航状态）的燃烧室工作条件下， 可导致壁面各层变形不同， 这种情况下二氧化硅和碳纤维加强的有机硅弹性材料得到了很好的应用效果。 填充材料在包覆层厚度方向上应具有空间粘接力并采用加强结构。 不进行空间粘接（分层加强时）将导致包覆层热稳定性降低[28]。

燃烧室及燃气发生器壁通常由高强度钢制成。 由于刚性的外形限制， 壁面采用聚合的复合材料是不行的。 因此未来在结构中将使用钛合金。 但是随着飞行速度的增大（当Ma>4.5时）， 采用结构热稳定的复合材料来制造燃烧室将是必然趋势。 涂敷在燃烧室壁上的热防护材料的类型对火箭冲压发动机的外形也产生影响。 燃烧室壁的热防护材料既可以是烧蚀速度慢的惰性材料， 也可以是气化速度显著的活性材料。 在活性绝热层的分解过程中形成的气态产物将显著增大燃料的总流量， 并因此提高发动机的推力特性。 巡航燃料类型对与火箭冲压发动机整体的外形相关的尺寸-质量特性产生着本质的影响[29-30]。

2.4 宽域可调进/排气技术

进气道类型对固冲发动机外形产生了实质性的影响。 装备于每一个具体空气动力结构飞行器的进气道会有不同的形式、 长度和进气管道数目。 无论是研制带有固冲发动机的飞行器， 还是研制固冲发动机本身， 进气道都是最重要的决定性组件之一。 在带有固冲发动机的飞行器中头部进气道、 侧面（外设、 嵌入）进气道得到了应用。 如果使用的是侧面进气道， 则应规定边界的控制方法（泄除、 吸除）。 进气道可收缩并放置壳体内[31]。

重要的是， 进气道不仅要保证发动机与飞行器的一体化， 还要保证发动机的高效能（高的压力恢复系数和空气流量系数）、 工作的气动力稳定性、 最小阻力等。 为此， 助推状态的进气道装备有密封或钻孔的可抛堵盖、 过渡通道内装有挡板。 巡航状态的进气道可装备气流预压缩板和附面层泄除系统。 过渡通道内可设置可调排气缝和组织气流的控制系统。 由过渡通道进入燃烧室的空气可设置成同轴进入， 以任意角度进入或两种方法结合使用 [32]。

现代的进气道具有空间形状， 通常需在考虑非对称布局和过载的极坐标控制能力的情况下进行计算。 预计未来会出现带有非圆形横截面的飞行器， 以增强与发动机的一体化和雷达的隐身性能。 现代和未来的固冲发动机结构的多样性， 导致必须进行发动机的分类并划分其适用的领域 [33]。

同时对固冲发动机巡航喷管提出了要求： 助推和燃烧产物流动的过程中在损失最小的同时保证高效率， 能够定位或无级调节临界截面的尺寸， 能够实现固定或可变地调节推力矢量， 与导弹结构一体化， 在燃烧产物的多变化学势作用的条件下实现热稳定。 虽然还可利用其他固体火箭发动机的特性推力矢量控制方法、 喷管膨胀率或其临界截面尺寸的变化方法， 但对于固冲发动机来说， 巡航喷管的这些结构暂时未能有效研制出来。 喷管材料通常采用耐热抗蚀的刚性复合材料 [34]。

采用进/排气几何可调技术将固体火箭冲压发动机工作包线拓宽至工作马赫数2.0～4.5、 工作高度0～30 km， 有效提升导弹攻击的远距离强突防能力， 是固冲发动机技术发展的趋势所在 [35]。

2.5 导弹与发动机一体化气动外形设计技术

在远程空空导弹的设计中通常采用固冲发动机， 这就使得导弹整体的气动外形发生了根本性的改变， 需要进行导弹-进气道-发动机一体化设计技术研究。 通过该项技术的解决， 确定满足导弹飞行任务的固冲发动机方案、 进气道形式和气动布局、 飞行控制方式等， 使导弹总体性能最优。

在装备中距空空导弹的先进动力装置的研制中最关注直径约为200 mm的固冲发动机的研制， 带有腹下或颌下进气道（单或双通道）， 可进行一次燃气发生器燃烧产物的流量调节， 且没有抛出物。 非軸对称进气道可产生升力并能在攻角增大时有效工作， 这对于保证固冲发动机的工作过程的高稳定性特别重要。 远程空空导弹装备固冲发动机比装备固体火箭发动机性能更好， 但同时也对导弹总体气动外形提出了更高的要求， 设计难度更大 [36-37]。

3 结 束 语

由前文对国外弹用固冲发动机技术的应用和研究情况的分析可看出， 当前国外弹用固冲发动机技术取得了实质性的进步， 并在关键技术上取得了创新性突破， 已经有采用固冲发动机的相关导弹型号进入服役。 但目前国外以固冲发动机为动力的导弹研制计划主要采用的是亚燃冲压发动机， 在导弹速度的进一步突破上存在局限性。 随着导弹飞行速度的进一步提高， 未来采用超燃冲压发动机将成为趋势。 与亚燃冲压发动机相比， 固体超燃冲压发动机面临的技术挑战更大， 是当前飞行器推进技术创新领域的一个研究热点[38]。

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Research on Development of Foreign Integral Solid Rocket

Ramjet Engine Technology

Liu Ying1*， Lu Ning2， Shen Xin3

（1.China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China;

2.Zhengzhou Campus of Army Artillery Air Defense Academy， Zhengzhou 450052， China;

3. The First Military Representative Office of Air Force Equipment Department in Luoyang， Luoyang 471009， China）

Abstract： Missile power plant is a key factor in determining the missiles range. This paper analyzes and discusses the current patented technologies and application status of integrated solid rocket ramjet engines in foreign countries （USA， Russia， Europe）.  Based on the analysis， the key technologies for the development of integrated solid rocket ramjet are summarized，

mainly including gas flow regulation and control，

high-energy oxygen poor propellant， thermal strength of structure and long-term thermal protection， wide range adjustable intake and exhaust， integrated aerodynamic shape design of missile and engine， etc.

Key words： integral solid rocket ramjet engine; patent; gas flow; propellant; thermal protection; aerodynamic profile